李　林，王　棟，徐　婧，譚陸洋，孔　林，程　龍，賈學(xué)志，楊洪波

(1.中國(guó)科學(xué)院 長(zhǎng)春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所,吉林 長(zhǎng)春 130033；2.中國(guó)科學(xué)院大學(xué),北京 100039;3.長(zhǎng)光衛(wèi)星技術(shù)有限公司，吉林 長(zhǎng)春 130033)

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飛輪組件微振動(dòng)對(duì)高分辨率光學(xué)衛(wèi)星光軸的影響

李林1,2，王棟1,3*，徐婧1,3，譚陸洋1,2，孔林1,3，程龍1,2，賈學(xué)志1,3，楊洪波1

(1.中國(guó)科學(xué)院 長(zhǎng)春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所,吉林 長(zhǎng)春 130033；2.中國(guó)科學(xué)院大學(xué),北京 100039;3.長(zhǎng)光衛(wèi)星技術(shù)有限公司，吉林 長(zhǎng)春 130033)

為了研究高分辨率光學(xué)衛(wèi)星星上飛輪的微振動(dòng)對(duì)衛(wèi)星成像質(zhì)量的影響，分別建立了飛輪擾動(dòng)模型和整星結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型。 首先，對(duì)飛輪組件系統(tǒng)進(jìn)行了地面擾動(dòng)測(cè)試，對(duì)實(shí)測(cè)擾動(dòng)數(shù)據(jù)的分析表明，飛輪組件在與轉(zhuǎn)速相關(guān)的一階頻率50 Hz處產(chǎn)生一次諧波，在190 Hz與280 Hz左右存在與轉(zhuǎn)速無(wú)關(guān)的一系列峰值。然后，對(duì)整星進(jìn)行了單位正弦激勵(lì)，獲得了光軸角位移響應(yīng)，并對(duì)其與飛輪實(shí)測(cè)擾動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行了集成分析。分析結(jié)果表明：整星在50～80 Hz和230～280 Hz的角位移響應(yīng)有較多的諧振響應(yīng)頻率成分，沿光軸方向和垂直光軸方向整星光軸的角位移最大諧振響應(yīng)幅值分別為2.718″、2.739″，在245 Hz左右存在較多幅值為0.5″量級(jí)的諧波。分析顯示飛輪組件微振動(dòng)對(duì)高分辨率光學(xué)衛(wèi)星成像質(zhì)量影響較大，得到的結(jié)果可為整星系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)和隔振補(bǔ)償措施提供參考依據(jù)。

高分辨率光學(xué)衛(wèi)星；飛輪；微振動(dòng)；光軸；角位移 ；像質(zhì)

1　引　言

航天器系統(tǒng)的高質(zhì)量、高分辨成像已得到世界各國(guó)越來(lái)越多的關(guān)注，目前空間光學(xué)遙感器研制已進(jìn)入亞米級(jí)時(shí)代。美國(guó)2008年發(fā)射的商業(yè)遙感衛(wèi)星GeoEye-1的地面分辨率為0.41 m，印度2006年發(fā)射的遙感二號(hào)衛(wèi)星的地面分辨率為0.8 m，法國(guó)2011年發(fā)射的Pleiades-1衛(wèi)星地面分辨率為0.5 m[1-2]，我國(guó)于2014年發(fā)射了高分二號(hào)衛(wèi)星,其分辨率優(yōu)于1 m，標(biāo)志著我國(guó)也進(jìn)入亞米級(jí)分辨率衛(wèi)星研制階段。

隨著光學(xué)衛(wèi)星分辨率的不斷提高，空間光學(xué)相機(jī)的指向精度要求也越來(lái)越高，其對(duì)星上活動(dòng)部件在軌正常工作所引起的微振動(dòng)也越來(lái)越敏感。這些振動(dòng)雖然不會(huì)造成衛(wèi)星結(jié)構(gòu)的破壞，但會(huì)影響高分辨率衛(wèi)星的指向精度和穩(wěn)定度，微振動(dòng)對(duì)光學(xué)相機(jī)成像質(zhì)量的影響已經(jīng)成為研制高分辨衛(wèi)星不可跨越的關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題[3-5]。

飛輪是現(xiàn)代高穩(wěn)定度高精度航天器常用的姿態(tài)控制執(zhí)行部件[6]。受轉(zhuǎn)子動(dòng)靜不平衡、驅(qū)動(dòng)電機(jī)誤差、軸承缺陷等因素的影響，飛輪正常工作時(shí)會(huì)產(chǎn)生復(fù)雜的諧波擾動(dòng)及噪聲，這使得飛輪成為星上最主要的擾動(dòng)源之一。為了抑制飛輪的擾動(dòng),國(guó)外一般對(duì)飛輪進(jìn)行隔振設(shè)計(jì)，這一技術(shù)手段是保證航天器具有高精度的有效措施，Chandra X-ray觀測(cè)平臺(tái)上使用一種六自由度隔振平臺(tái)對(duì)每個(gè)飛輪進(jìn)行單獨(dú)隔振，這一平臺(tái)還將在JWST上得到應(yīng)用[7-8]。目前，國(guó)內(nèi)微振動(dòng)試驗(yàn)與測(cè)量還處于起步階段[9]，相關(guān)研究人員關(guān)注較多的是飛輪擾動(dòng)或者是隔振平臺(tái)各自獨(dú)立的動(dòng)力學(xué)特性，尚未考慮飛輪與飛輪支撐結(jié)構(gòu)的相互耦合對(duì)成像的影響，文獻(xiàn)[10]測(cè)量了飛輪/控制力矩陀螺造成的擾動(dòng)影響，并總結(jié)了典型微振動(dòng)源的主要擾動(dòng)成分，文獻(xiàn)[11]采用集成模型法得到光學(xué)系統(tǒng)像移量，并提出了動(dòng)態(tài)光學(xué)系統(tǒng)成像評(píng)價(jià)指標(biāo)。

由于飛輪組件的微振動(dòng)對(duì)高分辨率衛(wèi)星成像質(zhì)量影響比較復(fù)雜，涉及飛輪自身結(jié)構(gòu)、光學(xué)系統(tǒng)等，僅從理論上進(jìn)行建模分析很復(fù)雜，且效率低下。本文以某高分辨率光學(xué)衛(wèi)星為研究對(duì)象,針對(duì)星上主要姿控部件——飛輪對(duì)衛(wèi)星成像質(zhì)量的影響展開研究，建立了飛輪組件擾振模型，通過(guò)試驗(yàn)測(cè)試飛輪組件正常工作時(shí)的擾動(dòng)力/力矩，經(jīng)FFT變換，分析得出飛輪組件6個(gè)方向擾動(dòng)力/力矩瀑布圖和飛輪各諧振點(diǎn)的頻率；建立出某高分辨率衛(wèi)星整星動(dòng)力學(xué)模型，由MSC.Patran&Nastran分析出飛輪組件單位正弦激勵(lì)下的整星光軸角位移，最后將飛輪地面實(shí)測(cè)擾動(dòng)文件與飛輪組件單位正弦激勵(lì)下整星光軸角位移響應(yīng)文件進(jìn)行集成仿真分析，得出飛輪組件擾動(dòng)對(duì)該型號(hào)光學(xué)衛(wèi)星整星光軸的影響。本文所研究飛輪組件對(duì)高分辨光學(xué)衛(wèi)星整星光軸的影響，將為衛(wèi)星的控制分系統(tǒng)設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)分系統(tǒng)設(shè)計(jì)和整星的微振動(dòng)抑制等提供性能指標(biāo)要求與約束條件，為整星設(shè)計(jì)提供一定指導(dǎo)。

2　飛輪組件微振動(dòng)特性研究

2.1飛輪組件擾振機(jī)理分析

基于角動(dòng)量守恒原理，動(dòng)量飛輪組件通過(guò)電機(jī)驅(qū)動(dòng)飛輪加速轉(zhuǎn)動(dòng)或減速轉(zhuǎn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)力矩的輸出，從而改變星體姿態(tài)。在動(dòng)量飛輪執(zhí)行動(dòng)作時(shí)，受飛輪不平衡、軸承不完美與電機(jī)瑕疵等因素影響，除了輸出期望的有效動(dòng)量外，還將輸出一系列的擾動(dòng)力與擾動(dòng)力矩，飛輪擾動(dòng)的頻率成分不僅包含自身轉(zhuǎn)速，還包含一系列的諧波成分。通常，飛輪的擾動(dòng)來(lái)源可歸為兩種：1)主動(dòng)擾動(dòng)力，由于旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的，主要包括飛輪的動(dòng)不平衡、滾動(dòng)軸承和電機(jī)擾動(dòng)等；2)結(jié)構(gòu)擾動(dòng)力，主動(dòng)擾動(dòng)力引起的動(dòng)量輪內(nèi)部結(jié)構(gòu)響應(yīng)形成的對(duì)動(dòng)量輪外部的擾動(dòng)力。上述兩類擾動(dòng)力及其關(guān)系見(jiàn)圖1。

圖1　飛輪擾動(dòng)機(jī)理Fig.1　Flywheel disturbance mechanism

2.1.1飛輪主擾動(dòng)

飛輪所有的不平衡都可歸結(jié)為轉(zhuǎn)子質(zhì)量的質(zhì)心偏心，其模型如圖2所示。

圖2　飛輪轉(zhuǎn)子質(zhì)心偏心模型Fig.2　Flywheel rotor eccentric mass center model

設(shè)轉(zhuǎn)子質(zhì)量為m，偏心距為e，轉(zhuǎn)子偏心質(zhì)量集中于C，轉(zhuǎn)子角速度為w,考慮阻尼作用，其軸心O′的運(yùn)動(dòng)微分方程用式(1)表示：

(1)

式中：k為轉(zhuǎn)子的支撐剛度；c為支撐結(jié)構(gòu)的阻尼系數(shù)。

式(1)的特解為：

(2)

(3)

(4)

由式(2)可知，x和y方向的振動(dòng)為幅值大小相同，相位相差90°的簡(jiǎn)諧振動(dòng)，因此其軸心軌跡為圓，而實(shí)際情況下，轉(zhuǎn)子軸的各向彎曲剛度有差別，特別是由于各向支撐剛度不同，因而轉(zhuǎn)子對(duì)平衡質(zhì)量的響應(yīng)在x和y方向上不僅幅值不同，相位相差也不為90°，故其軸心軌跡是橢圓[11]。

由上述分析可知，轉(zhuǎn)子質(zhì)量不平衡的主要振動(dòng)特征為：

1) 轉(zhuǎn)子的穩(wěn)態(tài)振動(dòng)是一個(gè)與轉(zhuǎn)速同頻的強(qiáng)迫振動(dòng)，振動(dòng)幅值隨轉(zhuǎn)速按振動(dòng)理論中的共軸曲線規(guī)律變化，在臨界轉(zhuǎn)速處達(dá)到最大值，因此，飛輪轉(zhuǎn)子不平衡的突出表現(xiàn)為一倍頻振動(dòng)幅值大。

2) 轉(zhuǎn)子軸心軌跡是圓或者橢圓。

3) 當(dāng)飛輪轉(zhuǎn)速穩(wěn)定時(shí)，其相位穩(wěn)定。

4) 在一階臨界轉(zhuǎn)速內(nèi)，轉(zhuǎn)子振幅對(duì)轉(zhuǎn)速變化很敏感，轉(zhuǎn)速下降，振幅明顯下降。

由于實(shí)際飛輪轉(zhuǎn)子系統(tǒng)受一些非線性因素影響，其振動(dòng)系統(tǒng)并非為完全線性系統(tǒng)，因此飛輪的典型不平衡振動(dòng)頻譜圖中，除轉(zhuǎn)速頻率成分在總振幅中占有絕對(duì)優(yōu)勢(shì)外，常會(huì)出現(xiàn)較小的高次諧波。

2.1.2飛輪組件結(jié)構(gòu)擾動(dòng)

當(dāng)飛輪安裝在衛(wèi)星結(jié)構(gòu)艙板上時(shí)，由于艙板具有一定的柔性，會(huì)導(dǎo)致邊界條件出現(xiàn)微小改變,從而導(dǎo)致飛輪結(jié)構(gòu)模態(tài)發(fā)生一定的變化。此時(shí)，當(dāng)飛輪的主要擾動(dòng)源作用在飛輪結(jié)構(gòu)上后，將在這個(gè)彈性系統(tǒng)上產(chǎn)生響應(yīng)，主要表現(xiàn)為非轉(zhuǎn)動(dòng)部件配合的松動(dòng)，進(jìn)而形成對(duì)外界的擾動(dòng)力/力矩。圖3所示為飛輪組件結(jié)構(gòu)系統(tǒng)示意圖，坐標(biāo)系的原點(diǎn)在飛輪幾何中心，三軸指向相對(duì)于飛輪初始位置保持不變，系統(tǒng)中飛輪的運(yùn)動(dòng)可看作是一個(gè)理想平衡的飛輪在繞轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)，用飛輪質(zhì)心偏離其幾何中心的位置和距離表示靜態(tài)不平衡和動(dòng)態(tài)不平衡的影響，軸承的柔性和阻尼的影響用一個(gè)線性彈簧和阻尼代表，設(shè)飛輪工作過(guò)程中松動(dòng)部分的質(zhì)量為M，其對(duì)應(yīng)的剛度和阻尼分別為kf,cf。

圖3　飛輪彈性振動(dòng)彈簧—阻尼器模型Fig.3　Elastic vibration spring-damper model for flywheel

為表征靜態(tài)不平衡，將飛輪看作由兩部分組成的，其一為嚴(yán)格的軸對(duì)稱部分，距飛輪轉(zhuǎn)軸rs處的點(diǎn)質(zhì)量ms，其慣量積為零，帶來(lái)動(dòng)態(tài)不平衡；其二為兩個(gè)沿旋轉(zhuǎn)軸方向相距2h的點(diǎn)質(zhì)量md，它們的連線與轉(zhuǎn)軸共面，且距離轉(zhuǎn)軸均為rd，k和c分別為軸承支持剛度和阻尼。

設(shè)轉(zhuǎn)子+Z向端徑向位移為x1，y1；轉(zhuǎn)子處徑向位移為x2，y2；轉(zhuǎn)子-Z向端徑向位移為x3，y3；忽略松動(dòng)部分軸向的微小擺動(dòng)，其垂向位移為y4，則系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)微分方程用式(5)表示：

(5)

式中：c為旋軸自身阻尼系數(shù)；k為剛度系數(shù)；u為不平衡量；Px1,Py1,Px3,Py3為支撐結(jié)構(gòu)油膜力；kf,cf分別為地面對(duì)于支撐結(jié)構(gòu)的阻尼和剛度系數(shù)，當(dāng)基礎(chǔ)發(fā)生松動(dòng)時(shí)，可以表示為

(6)

由式(5)、(6)可知，飛輪轉(zhuǎn)子的工作過(guò)程是一個(gè)帶有分段線性剛度和阻尼的非線性振動(dòng)系統(tǒng)，飛輪轉(zhuǎn)子呈現(xiàn)出的特性非常復(fù)雜。

2.2飛輪擾振地面測(cè)試

當(dāng)飛輪轉(zhuǎn)速在一個(gè)特定范圍內(nèi)(接近飛輪組件的自然頻率)時(shí)，將激勵(lì)結(jié)構(gòu)自身的一階模態(tài)，從而使擾動(dòng)信號(hào)在頻域出現(xiàn)極大的能量集中與放大，且飛輪微振動(dòng)頻率與CCD的成像曝光頻率接近時(shí)，將引起空間相機(jī)或整星結(jié)構(gòu)在自由空間產(chǎn)生結(jié)構(gòu)微振動(dòng)與視軸的微振動(dòng)，導(dǎo)致成像的扭曲、模糊，最終影響成像質(zhì)量。這對(duì)于采用TDICCD進(jìn)行推掃成像的現(xiàn)代空間光學(xué)相機(jī)而言具有很大的影響。因此必須測(cè)量飛輪擾動(dòng)特性并開展相應(yīng)的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析。

2.2.1飛輪擾動(dòng)地面測(cè)試過(guò)程

試驗(yàn)測(cè)試過(guò)程中將飛輪與支架的裝配組合體安裝于氣浮平臺(tái)的測(cè)力臺(tái)上，飛輪支架結(jié)構(gòu)與星上部件相同，它們通過(guò)標(biāo)準(zhǔn)聯(lián)接力矩?cái)Q緊螺釘與飛輪相連，在超凈環(huán)境實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行擾動(dòng)測(cè)試，組件的測(cè)試現(xiàn)場(chǎng)如圖4所示。分別測(cè)試飛輪在X向、Y向、Z向的擾動(dòng)力與擾動(dòng)力矩特性。測(cè)試過(guò)程為：飛輪由零轉(zhuǎn)速加速至指定轉(zhuǎn)速，保持20 s后再減速至零轉(zhuǎn)速，單次測(cè)試時(shí)間共計(jì)60 s，傳感器采樣頻率為5 kHz，采用型號(hào)為HR-FP3402型石英6分力測(cè)力臺(tái)。

圖4　飛輪擾動(dòng)地面測(cè)試現(xiàn)場(chǎng)Fig.4　Setup of flywheel disturbance test

2.2.2飛輪擾動(dòng)地面測(cè)試數(shù)據(jù)分析

飛輪擾動(dòng)地面測(cè)試時(shí)典型的時(shí)域響應(yīng)曲線如圖5(彩圖見(jiàn)期刊電子版)所示。

圖5　飛輪地面測(cè)試典型時(shí)域響應(yīng)曲線Fig.5　Typical time domain response curve of wheel ground test

衛(wèi)星在進(jìn)行對(duì)地推掃成像時(shí)要保持姿態(tài)穩(wěn)定，而飛輪的工作轉(zhuǎn)速是恒定的，因此若要分析飛輪擾動(dòng)，需截取其穩(wěn)定轉(zhuǎn)速時(shí)的響應(yīng)特性。截取飛輪在不同轉(zhuǎn)速時(shí)達(dá)到轉(zhuǎn)速穩(wěn)定后的擾動(dòng)力輸出時(shí)域曲線，經(jīng)過(guò)FFT變換并繪制的瀑布圖曲線如圖6所示(彩圖見(jiàn)期刊電子版)。

(a) X向擾動(dòng)力瀑布圖(a) Waterfall graphic of X-disturbance force

(b) Y向擾動(dòng)力瀑布圖(b) Waterfall graphic of Y-disturbance force

(c) Z向擾動(dòng)力瀑布圖(c) Waterfall graphic of Z-disturbance force

(d) X向擾動(dòng)力矩瀑布圖(d) Waterfall graphic of X-torque disturbance

(e) Y向擾動(dòng)力矩瀑布圖(e) Waterfall graphic of Y-torque disturbance

(f) Z向擾動(dòng)力矩瀑布圖(f) Waterfall graphic of Z-torque disturbance 圖6　飛輪擾動(dòng)力(力矩)瀑布圖Fig.6　Waterfall graphic of disturbance force/torque for flywheel components

圖6中，坐標(biāo)軸單位分別為頻率(Hz)、電機(jī)轉(zhuǎn)速(Hz)、頻域分量幅值(N或N·m)，其中X向與Y向均為動(dòng)量飛輪的徑向方向，Z向?yàn)閯?dòng)量飛輪的軸向。飛輪轉(zhuǎn)速測(cè)試范圍為0～3 000 r/min(即0～50 Hz)。根據(jù)瀑布圖可知，飛輪組件各方向諧振點(diǎn)的大致頻率，如表1。

表1　飛輪擾動(dòng)諧振點(diǎn)頻率

據(jù)表1可得，飛輪組件在與轉(zhuǎn)速相關(guān)的一階頻率50 Hz處產(chǎn)生一次諧波，此外，在190 Hz與280 Hz左右存在與轉(zhuǎn)速基本無(wú)關(guān)的一系列峰值，它們是由于擾動(dòng)激勵(lì)導(dǎo)致飛輪組件結(jié)構(gòu)模態(tài)的放大而產(chǎn)生的諧振現(xiàn)象，說(shuō)明目前的飛輪支架結(jié)構(gòu)對(duì)飛輪的擾動(dòng)輸出具有一定的放大作用，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的剛性仍需改進(jìn)。

3　整星微振動(dòng)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析

3.1整星微振動(dòng)力學(xué)模型

通常可用有限元法進(jìn)行整星結(jié)構(gòu)響應(yīng)分析，有限元法描述的衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)模型用式(7)表示：

(7)

根據(jù)模態(tài)分析理論，引入坐標(biāo)變換x=Φξ可對(duì)式(7)進(jìn)行解耦，將振型矩陣對(duì)質(zhì)量歸一化后用式(8)表示：

(8)

(9)

其中，I是單位矩陣，Ω和Z分別是固有頻率矩陣和阻尼矩陣，y是和姿態(tài)相關(guān)的結(jié)構(gòu)響應(yīng)，βu和βw分別是控制和擾動(dòng)輸入的參與因子,Φ為振型向量。

3.2整星微振動(dòng)有限元模型

為進(jìn)行基于地面測(cè)試飛輪擾動(dòng)的整星結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析，建立了整星有限元模型。其中，整星坐標(biāo)系的定義為：X軸指向衛(wèi)星飛行方向，Z軸與相機(jī)光軸平行并指向地心，Y軸由右手定則確定。

整星有限元模型利用MSC/PATRAN進(jìn)行處理，MSC/NASTRAN作為解算器。采用集中質(zhì)量點(diǎn)模擬飛輪，利用MPC與飛輪支架有限元模型進(jìn)行聯(lián)接，最終與載荷板相連，模型邊界條件為無(wú)約束，用以模擬整星在軌自由狀態(tài)。按照飛輪的實(shí)際安裝方向，在飛輪質(zhì)心處分別施加對(duì)單一飛輪測(cè)試得到的擾動(dòng)力或擾動(dòng)力矩，進(jìn)行正弦頻響分析，在相機(jī)主鏡中心建立考察點(diǎn)MPC，計(jì)算其角位移結(jié)果，整星有限元模型如圖7所示(彩圖見(jiàn)期刊電子版)。

圖7　整星有限元模型Fig.7　Finite element model of whole satellite

通過(guò)對(duì)整星模型進(jìn)行單位正弦頻率響應(yīng)分析，可以得到主鏡考察點(diǎn)的角位移響應(yīng)結(jié)果，將此結(jié)果生成Report文件并存儲(chǔ)，以便后續(xù)飛輪實(shí)測(cè)擾動(dòng)對(duì)相機(jī)成像質(zhì)量的影響分析。

4　飛輪地面實(shí)測(cè)擾動(dòng)對(duì)角位移的影響分析

飛輪微振動(dòng)對(duì)某高分辨率相機(jī)成像影響的分析流程如圖8所示。將地面實(shí)測(cè)飛輪擾振力/力矩文件與飛輪單位正弦激勵(lì)整星光軸角位移REPORT文件進(jìn)行集成分析，經(jīng)MATLAB處理得到飛輪微振動(dòng)對(duì)某高分辨率光學(xué)衛(wèi)星光軸角位移影響的瀑布圖，如圖9所示。

圖8　飛輪微振動(dòng)對(duì)光學(xué)衛(wèi)星成像影響分析流程Fig.8　Analysis process of influence of micro-vibration of flywheel on imaging quality of satellite

由圖9可知，整星的角位移響應(yīng)在50 Hz～80 Hz、230 Hz～280 Hz處有較多的諧振響應(yīng)頻率成分，且在不同飛輪轉(zhuǎn)速下均有諧振響應(yīng)，只是部分飛輪轉(zhuǎn)速下響應(yīng)較小；在沿光軸方向，整星光軸的角位移最大諧振響應(yīng)位于243 Hz、2 600 r/min處，幅值達(dá)2.718″，同時(shí)243Hz左右存在較多幅值為0.5″量級(jí)的諧波，在42 Hz、2 600 r/min處，角位移幅值為1.669″；在垂直光軸方向，整星光軸的角位移最大諧振響應(yīng)位于245 Hz、2 600 r/min處，幅值達(dá)2.739″，同時(shí)245 Hz左右存在較多幅值為0.5″量級(jí)的諧波，在44 Hz、2 600 r/min處，角位移幅值為2.617″。

由以上分析可得出以下結(jié)論，飛輪微振動(dòng)對(duì)該高分辨率光學(xué)衛(wèi)星的成像質(zhì)量有較大影響，建議對(duì)該衛(wèi)星結(jié)構(gòu)進(jìn)行進(jìn)一步優(yōu)化設(shè)計(jì),同時(shí)，對(duì)飛輪進(jìn)行減振設(shè)計(jì)，對(duì)光學(xué)載荷進(jìn)行隔離設(shè)計(jì)。

(a)繞光軸方向角位移瀑布圖(a) Waterfall graphic of angular displacement around-optical axis

(b)垂直光軸方向角位移瀑布圖(b) Waterfall graphic of angular displacement along vertical-optical axis圖9　光軸角位移瀑布圖Fig.9　Angular displacement waterfall graphics

5　結(jié)　論

本文針對(duì)某高分辨率光學(xué)衛(wèi)星面臨的飛輪組件微振動(dòng)對(duì)成像質(zhì)量的影響問(wèn)題，建立了飛輪組件的擾動(dòng)模型和整星結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型，對(duì)飛輪組件系統(tǒng)進(jìn)行地面擾動(dòng)測(cè)試，對(duì)整星進(jìn)行單位正弦激勵(lì)，獲得光軸角位移響應(yīng)，最后，將其與飛輪組件的實(shí)測(cè)擾動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行集成分析。結(jié)論如下：飛輪工作過(guò)程中轉(zhuǎn)子受非線性因素影響，在轉(zhuǎn)速頻率成分外會(huì)出現(xiàn)較小的高次諧波；飛輪組件正常工作引起支撐基礎(chǔ)松動(dòng)時(shí)，轉(zhuǎn)子的工作過(guò)程是一個(gè)帶有分段線性剛度和阻尼的非線性振動(dòng)系統(tǒng)；飛輪組件在與轉(zhuǎn)速相關(guān)的一階頻率50 Hz處會(huì)產(chǎn)生一次諧波，在190 Hz與280 Hz左右存在與轉(zhuǎn)速無(wú)關(guān)的一系列峰值，這些位置將作為后續(xù)減振設(shè)計(jì)的重點(diǎn)關(guān)注頻率點(diǎn)。集成分析表明,整星在40 Hz～50 Hz、230 Hz～280 Hz的角位移響應(yīng)有較多的諧振響應(yīng)頻率成分，沿光軸方向和垂直光軸方向整星光軸的角位移最大諧振響應(yīng)幅值分別為2.718″、2.739″，在245Hz左右存在較多幅值為0.5″量級(jí)諧波；該飛輪微振動(dòng)對(duì)此高分辨率光學(xué)衛(wèi)星的成像質(zhì)量有較大影響，建議對(duì)整星結(jié)構(gòu)進(jìn)行進(jìn)一步優(yōu)化設(shè)計(jì)，對(duì)飛輪進(jìn)行隔振或者對(duì)光學(xué)載荷進(jìn)行隔離設(shè)計(jì)。

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導(dǎo)師簡(jiǎn)介:

楊洪波(1963-)，男，黑龍江人，研究員，博士生導(dǎo)師，先后負(fù)責(zé)并承擔(dān)國(guó)家重大及“863”的工程項(xiàng)目分系統(tǒng)5項(xiàng)，在機(jī)械設(shè)計(jì)與仿真應(yīng)用方面具有較高的學(xué)術(shù)和應(yīng)用水平。曾任中科院長(zhǎng)春光機(jī)所CAD技術(shù)研究室主任，曾在美國(guó)匹絲堡大學(xué)作高級(jí)訪問(wèn)學(xué)者。發(fā)表學(xué)術(shù)論文30余篇，獲授權(quán)專利2項(xiàng)。主要研究方向：光機(jī)熱集成仿真技術(shù)的研究開發(fā)與應(yīng)用、計(jì)算機(jī)輔助工程技術(shù)、光機(jī)電一體化技術(shù)。E-mail: yanghb@vip.163.com

李林(1989-)，男，湖北十堰人，博士研究生，2013年于中國(guó)科學(xué)院大學(xué)攻讀碩士學(xué)位，2015年提前攻讀博士學(xué)位，現(xiàn)在為中國(guó)科學(xué)院長(zhǎng)春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所在讀博士研究生，主要研究方向?yàn)楹教炱鹘Y(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與優(yōu)化分析、微振動(dòng)技術(shù)。E-mail:ucas_lilin@163.com

(本欄目編輯：馬健)

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Influence of micro-vibration of flywheel components on optical axis of high resolution optical satellite

LI Lin1,2, WAND Dong1,3*, XU Jing1,3,TAN Lu-yang1,2, KONG Lin1,3,CHENG Long1,2，JIA Xue-zhi1,3，YANG Hong-bo1

(1.Changchun Institute of Optics, Fine Mechanics and Physics,ChineseAcademyofSciences,Changchun130033,China;2.UniversityofChineseAcademyofSciences,Beijing100049,China;3.ChangGuangSatelliteTechnologyLtd.,Co..Changchun130033,China)*Correspondingauthor,E-mail:simest@163.com

To explore the influence of micro-vibration of flywheel components on the imaging quality of a high resolution optical satellite, a flywheel component disturbance model and a whole structure dynamic model of the satellite were established. The ground disturbance of flywheel components was tested, the analysis of the measured data shows that there is series of first harmonics at the first order frequency 50 Hz, and a series of peaks independent on rotation speeds around the 190 Hz and 280 Hz. Then, the unit sine excitation was performed on the satellite, the angular displacement response of the optical axis was obtained. The integration of the angular displacement response and the flywheel measured disturbance data was analyzed. The results show that there are a lot of angular displacement harmonic response frequencies in 50 Hz-80 Hz and 230 Hz-280 Hz, the maximum angular displacement resonance amplitudes are 2.718″ and 2.739″ along the optical axis direction and the vertical direction, and 0.5″ magnitude harmonic amplitude is around 245 Hz. It concludes that the flywheel micro vibration has a great influence on the imaging quality of high resolution optical satellites and the results provide important

for system optimum design and vibration isolation.

high resolution optical satellite; flywheel; micro-vibration; micro-vibration optical axis; angular displacement; image quality

2015-12-01；

2016-02-19.

國(guó)家863高技術(shù)研究發(fā)展計(jì)劃資助項(xiàng)目(No.2012AA121502)

1004-924X(2016)10-2515-08

V423.4；V416.21

Adoi:10.3788/OPE.20162410.2515