鄒文 葛健全 豐志偉 張青斌

摘要：對于高精度航天器的姿態(tài)控制而言，星上的高速運動旋轉(zhuǎn)部件（如飛輪、陀螺等）引起的抖動已不能忽略，這些特性已成為影響衛(wèi)星穩(wěn)定度和抖動指標的關(guān)鍵因素，必須采用隔振措施來減弱其對星上敏感組件的影響。本文針對星上高頻擾動的主要干擾源——飛輪，分析了其產(chǎn)生擾動的主要因素，介紹了美國麻省理工學院空間系統(tǒng)實驗室在飛輪擾動建模與測量方面的工作。對目前星上應(yīng)用的隔振方法主要是各種隔振平臺進行了系統(tǒng)的綜述和分析，為進一步開展隔振技術(shù)研究奠定了基礎(chǔ)。

關(guān)鍵詞：衛(wèi)星 ?飛輪擾動 ?隔振平臺

中圖分類號：V414 ? ? ? ? ?文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2015）10（c）-0040-02

隨著航天事業(yè)的發(fā)展，空間遙感、深空望遠鏡等航天應(yīng)用和空間探測活動的不斷深化，航天器所攜帶的科學探測儀器越來越精密，對姿態(tài)指向精度和穩(wěn)定度的要求也越來越高。而星上的動量輪、陀螺和太陽帆板驅(qū)動機構(gòu)等轉(zhuǎn)動部件等產(chǎn)生的高頻擾動又會不同程度的使航天器平臺受到振動，引起光學敏感器件和觀測載荷的性能指標降低，甚至失去觀測目標。現(xiàn)有的控制措施還無法完全解決星上的高頻抖動問題，研究飛輪擾動因素及相應(yīng)的測量技術(shù)，對于解決這一問題具有重要意義。

對于指向精度要求較高的對地觀測任務(wù)必須引入振動控制措施來減弱或消除飛輪擾動帶來的影響，從而有效的實現(xiàn)高精度和高穩(wěn)定度?？刂聘蓴_源的振動傳遞率或者安裝擾振隔離元件是解決擾振問題的有效措施之一。從90年代開始，國外出現(xiàn)了多種以Stewart平臺結(jié)構(gòu)為主體的減/隔振裝置，并成功應(yīng)用于空間飛行器發(fā)射振動與沖擊隔離部件以及衛(wèi)星、太空機器人等領(lǐng)域[1]。其減/隔振裝置設(shè)計的關(guān)鍵在于它的主被動隔振方法和承力方案，由于主動隔振通過對結(jié)構(gòu)施加主動控制作用來改善結(jié)構(gòu)動態(tài)特性，控制系統(tǒng)能夠不斷地調(diào)節(jié)控制系統(tǒng)的輸出以適應(yīng)外部環(huán)境的變化，是當前國內(nèi)外振動控制的研究熱點之一。

該文主要分析了飛輪產(chǎn)生擾動的主要因素，介紹了美國麻省理工學院空間系統(tǒng)實驗室在飛輪擾動建模與測量方面的工作，對目前星上應(yīng)用的隔振方法主要是各種隔振平臺進行了系統(tǒng)的綜述和分析。

1 飛輪擾動產(chǎn)生的原因及擾振模型

衛(wèi)星的高頻擾動是由星上的高速轉(zhuǎn)動部件產(chǎn)生的，如衛(wèi)星上廣泛采用的姿態(tài)控制執(zhí)行機構(gòu)——飛輪。飛輪運行狀態(tài)下出現(xiàn)的高頻振動容易引起星體抖動，嚴重影響衛(wèi)星的指向精度。

1.1 飛輪擾動原因

反作用輪的擾動源有飛輪不平衡、軸承擾動、電機擾動等。其中，潤滑劑動態(tài)特性（摩擦）引起低頻擾動，靜、動不平衡引起頻率為飛輪轉(zhuǎn)速的擾動，而由軸承誤差、電機擾動引起的為比飛輪轉(zhuǎn)速頻率更高的擾動。

造成飛輪系統(tǒng)產(chǎn)生擾動的主要因素是飛輪轉(zhuǎn)子的不平衡，其中又分為靜不平衡與動不平衡，飛輪靜不平衡是由于飛輪轉(zhuǎn)子質(zhì)量分布不均勻，導致飛輪轉(zhuǎn)子質(zhì)心偏離旋轉(zhuǎn)軸而引起的;飛輪動不平衡的產(chǎn)生是由于飛輪的主軸與自旋軸未對準。由于飛輪在生產(chǎn)和裝配過程中的誤差，飛輪轉(zhuǎn)子會存在一定程度的不平衡量，隨著技術(shù)的改進，不平衡量有所減少，但是不能從根本上消除隨著飛輪的不平衡量。隨著飛輪轉(zhuǎn)子高速旋轉(zhuǎn)，這種不平衡力或力矩將作為一種高頻激勵作用于轉(zhuǎn)子，當飛輪轉(zhuǎn)速與飛輪系統(tǒng)固有頻率一致時將導致飛輪組件諧振。

1.2 飛輪擾振模型

目前所建立的飛輪擾動模型主要有經(jīng)驗模型和理論模型。理論模型即假設(shè)平衡飛輪繞軸轉(zhuǎn)動，在軸承的兩端加上線彈簧和阻尼模擬軸承柔性，飛輪的不平衡采用位于飛輪半徑處的集中質(zhì)量建模，使用能量方法獲得具有內(nèi)部柔性的飛輪不平衡行為，能反映反作用輪的基礎(chǔ)諧波波特性和徑向模態(tài)及不平衡。

經(jīng)驗模型直接從穩(wěn)態(tài)反作用飛輪數(shù)據(jù)得出，完全基于實驗結(jié)果，估計擾動的頻率和幅值。根據(jù)對國外飛輪振動試驗數(shù)據(jù)的分析，結(jié)合飛輪系統(tǒng)的力學模型，可知：擾振頻率是飛輪轉(zhuǎn)速的線性函數(shù)，擾振幅值正比與飛輪轉(zhuǎn)速的平方。可得如下經(jīng)驗模型[2]：

其中為擾動力或力矩，是第個諧波函數(shù)的幅值系數(shù)，是飛輪轉(zhuǎn)速，表示第個擾振頻率與飛輪轉(zhuǎn)速的比值，為隨機相位（）。

2 飛輪振動測試技術(shù)及試驗方案

一般使用隔振系統(tǒng)減小飛輪擾動對航天器的影響，建立擾動模型用于預示振動對航天器的影響。美國麻省理工學院空間系統(tǒng)實驗室D.W.MILLER教授的團隊在飛輪擾動建模與實驗技術(shù)方面做了較多工作。國內(nèi)的研究主要集中在飛輪擾動的理論建模方面，尚未進行擾動測試及相關(guān)技術(shù)的研究。

D.W.MILLER等在美國NASA的哥達德空間飛行中心（GSFC），對飛輪進行了測試。飛輪固定在完全剛性的Kistler力/力矩測試臺上，飛輪的旋轉(zhuǎn)軸與測試臺中心軸一致，4個測壓元件固定在飛輪和測試臺交界面上。根據(jù)測壓元件測得的三軸力以及測壓元件的安裝位置，可計算得到飛輪擾動力和力矩，如圖1所示[3]。根據(jù)獲得的擾動力和力矩的時間歷程結(jié)果，然后使用譜分析技術(shù)將時間歷程處理為頻域數(shù)據(jù)，通過對信號在不同頻段上的能量分布或幅值分布情況進行分析來反映擾動信號的頻率組成成分。

其飛輪擾動模型基于誘導振動實驗，即式所示的經(jīng)驗模型，假設(shè)擾動是一列幅值與輪速平方成正比的離散頻率諧波。該模型與振動數(shù)據(jù)相適應(yīng)，提供給定輪速下擾動的一種預示。但是操作期間，飛輪工作在一定的轉(zhuǎn)速范圍。因此離散頻率模型用于得到隨機寬帶模型預示飛輪擾動在一定轉(zhuǎn)速范圍的功率譜密度。

3 高頻擾振隔振方法

要減小高頻擾動的不良影響，主要有四種途徑。

（1）使用高精度飛輪，以減小高頻擾動。

為了減小飛輪擾振影響，飛輪轉(zhuǎn)子需要做動平衡與靜平衡試驗，使質(zhì)量分布盡可能均勻。但飛輪的不平衡的幾乎無法避免，由于高頻擾振主要由飛輪的不平衡引起，可以通過辨識不平衡量，并在控制器中進行補償來控制，這種方法特別適用于磁懸浮動量輪的主動控制。

（2）修改結(jié)構(gòu)設(shè)計來提高組件結(jié)構(gòu)強度和剛度，減弱擾振的傳遞。

針對飛輪和有效載荷在衛(wèi)星上的布局方案，辨識擾振系統(tǒng)頻率，通過調(diào)整衛(wèi)星的局部剛度，減弱擾振的傳遞。通過修改局部結(jié)構(gòu)，提高組件結(jié)構(gòu)局部強度或者調(diào)整局部振型是傳統(tǒng)的振動控制方法。盡管這種方法往往需要在主結(jié)構(gòu)上附加質(zhì)量，增加了體積，但這種被動振動控制的技術(shù)簡單，可以應(yīng)用于對可靠性指標要求較高的航天工程領(lǐng)域。對于高精度的光學測量系統(tǒng)而言，采用這種方法能否滿足系統(tǒng)的精度要求還有待驗證。

（3）擾動源隔振，即在飛輪系統(tǒng)上安裝隔振裝置，通常是被動隔振裝置。

隔振是振動控制的主要方法之一，即使用一個包含特殊裝置的輔助系統(tǒng)將振源和被保護物體隔離開來，這種特殊裝置稱為隔振器或隔振裝置。擾動源隔振裝置的作用在于衰減擾動能量從反作用飛輪向有效載荷的傳播。擾動源隔振裝置通常使用被動隔振器，被動隔振器已經(jīng)經(jīng)過飛行驗證，且可簡化為阻尼彈簧模型，其通常的響應(yīng)是一個低通濾波器。

（4）有效載荷隔振，安裝隔振系統(tǒng)，通常為主動隔振平臺。

目前主動隔振平臺大部分為Stewart結(jié)構(gòu)形式的，Stewart結(jié)構(gòu)形式的平臺已被證明具有結(jié)構(gòu)緊湊、剛度高、承載力大以及機動性好且精度易保證等特點。美國的Honeywell公司在AFRL 資助下研制出小型振動隔離系統(tǒng)MVIS （Miniaturized Vibration IsolationSystem），通過增加系統(tǒng)阻尼提高低頻振動控制效果，首先在戰(zhàn)術(shù)衛(wèi)星TacSat-2驗證MVIS對光學成像組件的振動控制效果，MVIS由兩個主動壓桿組成，安裝TacSat -2上。MVIS的主要部件是隔振壓桿，每個隔振桿由一個彈簧和一個粘彈流體組尼器實現(xiàn)被動隔振系統(tǒng)，由一個壓電作動器實現(xiàn)主動隔振。試驗表明該系統(tǒng)能夠降低光學組件99 %的振動響應(yīng)幅值。

國內(nèi)在隔振平臺的研究方面，重點在衛(wèi)星發(fā)射時整星隔振平臺的研制，主要代表有哈爾濱工業(yè)大學的氣動八作動筒隔振平臺，其采用氣動作動筒，作動筒行程較大，且承載能力和可靠性較強。

4 結(jié)語

從國外的飛輪擾動研究及高頻隔振裝置在航天器上的應(yīng)用來看，可得如下結(jié)論：

（1）其飛輪擾動測量都是采用直接測量的方式，避免中間環(huán)節(jié)引入較大的誤差，數(shù)據(jù)處理主要采用頻譜分析技術(shù)，有助于分析擾動來源并研究相應(yīng)的解決方法。

（2）由于振動源主要為反作用輪不平衡，因此隔振器集中在飛輪安裝處和載荷處;對于精度要求高的系統(tǒng)，一般采取兩級隔振方式，即在擾動源處和載荷處分別安裝減振隔振裝置。

（3）隔振方式實際應(yīng)用中以被動隔振為主，這是由于被動隔振已經(jīng)經(jīng)過多次飛行驗證，可靠性高;主動隔振系統(tǒng)和混合隔振系統(tǒng)正處于飛行試驗階段;主動隔振系統(tǒng)中一般都包括被動隔振部分，成為混合系統(tǒng)，這樣在主動隔振失效后被動隔振仍然起作用。

（4）隔振機構(gòu)的構(gòu)型以Stewart平臺較多，使用的作動器主要有壓電式和音圈式，音圈式作動器行程較大，可達1 mm以上。

我國在飛輪擾動問題的研究中主要以理論建模為主，建立了飛輪擾動模型的模型，尚未設(shè)計和建立測量系統(tǒng)以及進行測量工作，對飛輪擾動的研究尚未深入。對于星上高頻振動的解決辦法，我國目前仍以傳統(tǒng)的辦法為主，通過修改局部結(jié)構(gòu)，提高組件結(jié)構(gòu)局部強度或者調(diào)整局部振型來減弱擾振的傳遞。隨著深空探測和高精度對地觀測項目的陸續(xù)展開，為解決星上高頻振動力學環(huán)境對航天器高精度部件的指向影響和柔性結(jié)構(gòu)的振動激勵，急需開展高頻擾動測量以及振動控制技術(shù)的研究，以滿足我國航天器高分辨遙感器和高指向精度設(shè)備對星上力學環(huán)境的限制和要求。

參考文獻

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