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(1.上海航天控制技術(shù)研究所，上海 201109； 2.上海市空間智能控制技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海 201109)

0 引言

隨著航天遙感技術(shù)的發(fā)展和應(yīng)用需求的不斷提升，對(duì)地觀測(cè)等衛(wèi)星為實(shí)現(xiàn)更高分辨率和更大觀測(cè)視場，其搭載的相機(jī)有可能采用大型的、可以往復(fù)運(yùn)動(dòng)的掃描鏡等作為其成像部件。此類大慣量掃描鏡大轉(zhuǎn)角往復(fù)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的干擾必然引起星體姿態(tài)的周期性變化，給衛(wèi)星的姿態(tài)穩(wěn)定度控制和指向控制帶來的影響與掃描鏡運(yùn)動(dòng)規(guī)律及最大角速度、星體與掃描鏡之間的慣量比、控制系統(tǒng)帶寬等相關(guān)[1]，且往往超出了相機(jī)成像所必須的姿態(tài)穩(wěn)定度和指向精度要求。因此，衛(wèi)星平臺(tái)會(huì)針對(duì)性地設(shè)計(jì)各種補(bǔ)償方案，抑制這種干擾力矩對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)指向精度和穩(wěn)定度的影響。

在載荷干擾力矩的抑制方面，文獻(xiàn)[2]通過對(duì)載荷、太陽電池陣等運(yùn)動(dòng)部件的動(dòng)力學(xué)特性研究，結(jié)合載荷運(yùn)動(dòng)有規(guī)律、且干擾可測(cè)的特點(diǎn)，提出了一種利用設(shè)置標(biāo)稱值條件的角動(dòng)量對(duì)應(yīng)交換系統(tǒng)來前饋補(bǔ)償此類載荷干擾的控制策略。文獻(xiàn)[3-4]亦對(duì)星體和載荷分開控制，采用星體回路反饋控制加基于動(dòng)量守恒定理的載荷干擾前饋控制的復(fù)合控制方案，避免中繼天線運(yùn)動(dòng)導(dǎo)致衛(wèi)星姿態(tài)控制性能下降。以抑制載荷相機(jī)干擾力矩。文獻(xiàn)[5]介紹了日本宇航研發(fā)機(jī)構(gòu)(JAXA)一種用以數(shù)據(jù)中繼傳輸?shù)男l(wèi)星，其姿控系統(tǒng)采取了自適應(yīng)前饋控制方法，來消除數(shù)據(jù)天線在運(yùn)動(dòng)時(shí)引起的姿態(tài)波動(dòng)。文獻(xiàn)[6]則利用了快速響應(yīng)、高精度力矩輸出的執(zhí)行機(jī)構(gòu)近似實(shí)時(shí)地前饋補(bǔ)償載荷運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的擾動(dòng)力矩。

通過前述研究可知，在衛(wèi)星載荷活動(dòng)部件運(yùn)行模式已知的前提下，各方案前饋補(bǔ)償?shù)男Ч艽蟪潭热Q于補(bǔ)償參數(shù)確定過程中所使用的載荷干擾力矩值的準(zhǔn)確度。然而，包含光、機(jī)、電等多類部組件的大型載荷，由于加工、裝配、部組件一致性等方面的原因，與載荷干擾力矩值嚴(yán)格相關(guān)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量很難與設(shè)計(jì)值毫無差別，而且每批次產(chǎn)品也均有不同，給補(bǔ)償方案設(shè)計(jì)、參數(shù)裝訂及驗(yàn)證置信度等科研試驗(yàn)環(huán)節(jié)帶來不確定性。本文以采用執(zhí)行機(jī)構(gòu)進(jìn)行前饋補(bǔ)償?shù)妮d荷干擾抑制方案為研究對(duì)象，介紹一種基于單軸氣浮臺(tái)的載荷干擾力矩標(biāo)定方法，并對(duì)標(biāo)定試驗(yàn)中天地差異等引入的誤差及其控制進(jìn)行了分析。

1 使用執(zhí)行機(jī)構(gòu)補(bǔ)償載荷干擾力矩原理

本文研究的衛(wèi)星控制分系統(tǒng)，采用閉環(huán)反饋控制技術(shù)和前饋補(bǔ)償控制技術(shù)相結(jié)合的方案，在執(zhí)行機(jī)構(gòu)準(zhǔn)實(shí)時(shí)吸收載荷運(yùn)動(dòng)力矩的前提下，實(shí)現(xiàn)大干擾下的衛(wèi)星高精度、高穩(wěn)定度姿態(tài)控制，以滿足載荷在軌正常成像所必須的姿態(tài)控制指標(biāo)要求：

閉環(huán)反饋控制通過設(shè)計(jì)姿態(tài)穩(wěn)定回路和姿態(tài)修正回路兩個(gè)控制回路，來進(jìn)行衛(wèi)星的姿態(tài)解算和控制指令的計(jì)算，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星姿態(tài)控制的高精度、高穩(wěn)定度。姿態(tài)穩(wěn)定回路使得衛(wèi)星的慣性角速度為零，慣性姿態(tài)角為零。姿態(tài)修正回路，利用高精度的星敏感器信息，來補(bǔ)償陀螺組合的常值漂移，并跟蹤衛(wèi)星的軌道角速度運(yùn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)三軸穩(wěn)定對(duì)目標(biāo)定向。

對(duì)于星體而言，載荷運(yùn)動(dòng)引起的干擾力矩是內(nèi)干擾力矩，根據(jù)角動(dòng)量守恒定理，該干擾力矩積分產(chǎn)生的角動(dòng)量變化量，與衛(wèi)星本體的角動(dòng)量變化量大小相等，方向相反。為了補(bǔ)償該部分角動(dòng)量變化，衛(wèi)星在三軸穩(wěn)定控制下，對(duì)于載荷擺動(dòng)產(chǎn)生的干擾力矩采用執(zhí)行機(jī)構(gòu)(如快速響應(yīng)飛輪)進(jìn)行準(zhǔn)實(shí)時(shí)的前饋補(bǔ)償，即載荷在擺動(dòng)開始的同時(shí)，向快速響應(yīng)飛輪發(fā)送指令，使之按指令規(guī)定的模式變速轉(zhuǎn)動(dòng)，輸出與載荷干擾大小相等、方向相反的力矩，抵消其對(duì)星體的影響。

力矩補(bǔ)償和衛(wèi)星姿態(tài)控制如圖1所示。

圖1 三軸穩(wěn)定控制下的力矩補(bǔ)償框圖

某衛(wèi)星載荷擺動(dòng)機(jī)構(gòu)采用直流力矩電機(jī)直接驅(qū)動(dòng)，加減速過程按正弦力矩形式輸出，如圖2所示，整個(gè)過程的特性可用力矩方向、力矩幅值(決定于繞轉(zhuǎn)軸的慣量J載荷)、力矩作用時(shí)間t等參數(shù)來描述。根據(jù)牛頓第三定律，載荷轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)加減速運(yùn)動(dòng)特性及其加減速階段對(duì)星體產(chǎn)生的干擾力矩也為正弦力矩形式，方向與驅(qū)動(dòng)力矩相反?？焖夙憫?yīng)飛輪根據(jù)指令，同步輸出同樣作用時(shí)間t和幅值A(chǔ)的補(bǔ)償力矩。載荷運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)及負(fù)載結(jié)構(gòu)不規(guī)則、生產(chǎn)加工一般是定制化，活動(dòng)部分的慣量很難精確估計(jì)，嚴(yán)重時(shí)慣量與設(shè)計(jì)值的偏差達(dá)25%。這將使得快速響應(yīng)飛輪進(jìn)行前饋補(bǔ)償控制時(shí)，干擾力矩和補(bǔ)償力矩匹配性變差，導(dǎo)致控制系統(tǒng)采用理論設(shè)計(jì)的參數(shù)進(jìn)行補(bǔ)償后仍然存在較大的殘余力矩，無法有效抑制對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)產(chǎn)生干擾，影響姿態(tài)穩(wěn)定度和指向精度，降低載荷成像性能。為此設(shè)計(jì)了可變參數(shù)Δk用于調(diào)節(jié)快速響應(yīng)飛輪力矩幅值A(chǔ)，使之與特定載荷的J載荷匹配。

圖2 載荷運(yùn)動(dòng)特性及干擾力矩作用形式示意圖

2 基于氣浮臺(tái)的干擾力矩標(biāo)定方案

為了在地面準(zhǔn)確描述特定載荷產(chǎn)品的干擾力矩作用形式，可以考慮以某一載體模擬星體作為研究對(duì)象，通過觀測(cè)和分析載體在干擾力矩及不同補(bǔ)償力矩共同作用下的運(yùn)動(dòng)特性來具體確定干擾力矩的各項(xiàng)參數(shù)，并可使用該方案充分驗(yàn)證載荷運(yùn)動(dòng)干擾的補(bǔ)償效果。氣浮臺(tái)采用氣浮軸承，在軸承和軸承座之間形成氣膜，抵消平臺(tái)和負(fù)載的重力影響，讓臺(tái)體以軸承為中心點(diǎn)，做近似無摩擦的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)模擬衛(wèi)星在軌姿態(tài)自由運(yùn)動(dòng)的目的，對(duì)航天器的姿態(tài)控制效果進(jìn)行全物理驗(yàn)證。目前，氣浮臺(tái)已普遍應(yīng)用于航天器控制系統(tǒng)精度、穩(wěn)定度、姿態(tài)機(jī)動(dòng)等技術(shù)及關(guān)鍵指標(biāo)的地面驗(yàn)證，本文亦利用其作為載荷干擾力矩標(biāo)定研究的主要載體。

2.1 標(biāo)定系統(tǒng)方案

如圖3所示，以氣浮臺(tái)替代星體作為研究對(duì)象，將載荷、控制系統(tǒng)部組件等按照裝星位置關(guān)系固連于其上，并將氣浮臺(tái)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量配置與真實(shí)衛(wèi)星相當(dāng)(可按需縮比)。當(dāng)載荷控制器控制其運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)動(dòng)作時(shí)，同時(shí)發(fā)送相應(yīng)的工作模式判別碼給快速響應(yīng)飛輪，飛輪據(jù)此做出響應(yīng)，輸出與載荷運(yùn)動(dòng)所產(chǎn)生力矩相反的補(bǔ)償力矩。此外，整個(gè)系統(tǒng)在閉環(huán)反饋控制作用下使氣浮平臺(tái)保持穩(wěn)定：氣浮臺(tái)的姿態(tài)角和姿態(tài)角速度分別由測(cè)角裝置(一般由氣浮臺(tái)系統(tǒng)自帶的光碼盤、光電自準(zhǔn)直儀配合使用)、角速度測(cè)量裝置(陀螺組合等)，送入星載計(jì)算機(jī)，通過給定的控制律計(jì)算輸出姿控執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制指令，輸出反作用力矩，作用于單軸氣浮臺(tái)使其處于平衡狀態(tài)。

圖3 氣浮臺(tái)平衡回路力矩補(bǔ)償控制框圖

最終系統(tǒng)以高精度測(cè)角裝置輸出的氣浮臺(tái)轉(zhuǎn)動(dòng)角度、角速度測(cè)量裝置測(cè)得的氣浮臺(tái)角速度數(shù)據(jù)為依據(jù)，來進(jìn)行載荷干擾力矩的標(biāo)定，并可據(jù)此對(duì)該標(biāo)定值下的系統(tǒng)控制性能進(jìn)行評(píng)價(jià)。

2.2 有效性分析

由衛(wèi)星在軌運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程(不考慮撓性)：

(1)

可以看出，衛(wèi)星各軸之間存在一定的耦合力矩，通過對(duì)力矩量級(jí)進(jìn)行分析得知，衛(wèi)星在軌運(yùn)行的真實(shí)動(dòng)力學(xué)情況各軸之間的耦合較小，動(dòng)力學(xué)方程可以簡化為：

(2)

單軸氣浮臺(tái)動(dòng)力學(xué)方程為:

(3)

從真實(shí)衛(wèi)星在軌運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)環(huán)境看，衛(wèi)星三軸存在耦合較小。對(duì)比動(dòng)力學(xué)方程可以看出，在使用單軸氣浮臺(tái)模擬衛(wèi)星時(shí)，主要在于作用于氣浮臺(tái)上的力矩能否完整的反映衛(wèi)星每個(gè)軸上的力學(xué)環(huán)境。

上述式中，T包含載荷干擾力矩、快速響應(yīng)飛輪輸出力矩及姿控執(zhí)行機(jī)構(gòu)的輸出力矩，Tg為該氣浮臺(tái)試驗(yàn)系統(tǒng)的外干擾力矩。載荷的干擾力矩和快速響應(yīng)飛輪輸出力矩約在0.1～1 Nm量級(jí)，是hxωy和hzωy(hx和hz按常規(guī)衛(wèi)星約10 Nms左右計(jì)算)的百倍以上，是衛(wèi)星所受的主要力矩。在整星角動(dòng)量較小時(shí)，hxωy和hzωy更小。

考慮使用三軸氣浮臺(tái)的一般情況，使用氣浮臺(tái)在實(shí)驗(yàn)室開展全物理試驗(yàn)進(jìn)行衛(wèi)星控制系統(tǒng)的功能性能驗(yàn)證試驗(yàn)中，如有載荷轉(zhuǎn)動(dòng)部件參與，則各參試部組件運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的力矩作用于氣浮臺(tái)臺(tái)體，并與之發(fā)生動(dòng)量轉(zhuǎn)換，根據(jù)動(dòng)量守恒原理，氣浮臺(tái)動(dòng)力學(xué)方程如下：

(4)

當(dāng)前，在氣浮臺(tái)常值干擾力矩的估計(jì)、控制和補(bǔ)償方面已有成熟的研究和實(shí)踐應(yīng)用，完全滿足衛(wèi)星控制系統(tǒng)全物理仿真驗(yàn)證的需要[7-8]。若(4)式左邊的各項(xiàng)已知或可測(cè)出，則可計(jì)算出載荷作用在氣浮臺(tái)臺(tái)體上的力矩T。

(5)

式(5)中載荷慣量在衛(wèi)星本體系各軸的分量Jx、Jy、Jz相對(duì)于衛(wèi)星各軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量Ix、Iy、Iz而言為小量，矩陣各元素第三、四項(xiàng)可忽略不計(jì)。故式(5)可近似轉(zhuǎn)化為:

(6)

由(5)和(6)式可知，載荷運(yùn)動(dòng)引起的干擾在各軸間的相互影響很小，對(duì)比動(dòng)力學(xué)方程可以看出，在使用氣浮臺(tái)模擬衛(wèi)星時(shí)，主要在于作用于氣浮臺(tái)上的力矩能否完整的反映衛(wèi)星各主慣量軸上的力學(xué)環(huán)境。

綜上，使用單軸氣浮臺(tái)即可準(zhǔn)確模擬載荷運(yùn)動(dòng)干擾下衛(wèi)星某一軸的運(yùn)動(dòng)特性，滿足干擾力矩實(shí)驗(yàn)室標(biāo)定的需要；且相對(duì)于三軸氣浮臺(tái)，試驗(yàn)前的調(diào)試、配平等準(zhǔn)備工作也更加高效，試驗(yàn)難度大大降低。

2.3 天地主要差異的分析

本文以某衛(wèi)星搭載的大型對(duì)地觀測(cè)載荷為研究對(duì)象，載荷擺動(dòng)軸平行于衛(wèi)星某主慣量軸，常規(guī)擺動(dòng)角速度為ω(1檔)，并可調(diào)為1/2檔、1/3檔等，掃描的角度范圍相同，如表1所示。

表1 載荷各工況最大轉(zhuǎn)速對(duì)比

圖4為某次標(biāo)定試驗(yàn)中，該載荷以各檔模式工作時(shí)使用氣浮臺(tái)模擬衛(wèi)星該慣量軸的運(yùn)動(dòng)角速度情況。

圖4 載荷相機(jī)1、1/2檔工況下，氣浮臺(tái)轉(zhuǎn)速曲線(縱坐標(biāo)單位：°/s)

根據(jù)動(dòng)量守恒理論，假設(shè)載荷相機(jī)1檔模式工作時(shí)，氣浮臺(tái)最大轉(zhuǎn)速為ω臺(tái)，則當(dāng)載荷相機(jī)工作在1/2檔模式下，氣浮臺(tái)對(duì)應(yīng)最大轉(zhuǎn)速應(yīng)分別為1/2ω臺(tái)，而圖4所示情況卻完全不同。分析天地差異可知，對(duì)氣浮臺(tái)而言，除前述各參試載荷、執(zhí)行機(jī)構(gòu)、試驗(yàn)系統(tǒng)引入的各已知來源的力矩外，還存在與載荷轉(zhuǎn)動(dòng)方向相反的空氣阻尼作用，產(chǎn)生額外的力矩。由于氣浮臺(tái)和載荷存在角動(dòng)量交換，氣浮臺(tái)運(yùn)動(dòng)方向也與載荷運(yùn)動(dòng)方向相反，因此空氣阻力產(chǎn)生的力矩在本試驗(yàn)中使得載荷對(duì)氣浮臺(tái)的影響變嚴(yán)重；且由于圖4可知，在對(duì)臺(tái)體轉(zhuǎn)速的變化貢獻(xiàn)中，所占比重遠(yuǎn)大于載荷相機(jī)動(dòng)量變化的貢獻(xiàn)。

將載荷轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)等效成矩形面，因?yàn)榈退龠\(yùn)動(dòng)物體所受控制的阻力與其運(yùn)動(dòng)速度的平方成正比例關(guān)系，則其擺動(dòng)時(shí)的某面積元ΔS上的空氣阻力F及總體所受到的作用力矩M可表示為：

(7)

(8)

其中:Cd為空氣阻尼系數(shù)；ρ為空氣密度；υ為面積元ΔS對(duì)應(yīng)的線速度；ω為載荷轉(zhuǎn)動(dòng)部件的角速度；l為面積元ΔS與轉(zhuǎn)軸的垂直距離；H為擺動(dòng)機(jī)構(gòu)高度。

文獻(xiàn)[9]介紹的方法適用于特定構(gòu)型的載荷干擾力矩的測(cè)量和標(biāo)定，這種載荷的轉(zhuǎn)動(dòng)部件處于密閉腔體內(nèi)部或因?yàn)榻Y(jié)構(gòu)等原因，運(yùn)動(dòng)時(shí)風(fēng)阻相對(duì)于運(yùn)動(dòng)所產(chǎn)生的力矩可以忽略。而對(duì)于本文研究的大面陣載荷干擾力矩的試驗(yàn)測(cè)定，將存在較大誤差。如果忽略該部分的影響，則有額外的誤差引入系統(tǒng)，且相對(duì)于載荷干擾力矩真值不可忽略，不足以滿足控制系統(tǒng)缺省參數(shù)裝訂的需要，需在軌測(cè)試時(shí)根據(jù)載荷運(yùn)動(dòng)對(duì)姿態(tài)的影響情況來修訂補(bǔ)償機(jī)構(gòu)的補(bǔ)償系數(shù)。因此，有必要研究更普遍適用的方法，在考慮空氣阻力影響的前提下，在實(shí)驗(yàn)室對(duì)載荷運(yùn)動(dòng)干擾力矩進(jìn)行更準(zhǔn)確的標(biāo)定，以降低衛(wèi)星在軌道測(cè)試和運(yùn)行的風(fēng)險(xiǎn)。

2.4 試驗(yàn)標(biāo)定方法

研究圖2所示載荷運(yùn)動(dòng)的某一個(gè)t變+t勻段：氣浮臺(tái)的轉(zhuǎn)速變化是氣浮軸承摩擦力矩、載荷運(yùn)動(dòng)部件引起的空氣阻力力矩(含轉(zhuǎn)速變化段和勻速運(yùn)動(dòng)段)，載荷轉(zhuǎn)動(dòng)部件的動(dòng)量變化、補(bǔ)償機(jī)構(gòu)的動(dòng)量變化等因素共同作用的結(jié)果。其中，氣浮軸承摩擦力矩作用方向與氣浮臺(tái)轉(zhuǎn)速方向相反，力矩為定值：

M摩擦=f

(9)

根據(jù)具有不規(guī)則外形，低速轉(zhuǎn)動(dòng)物體引起的空氣阻力力矩與轉(zhuǎn)速的關(guān)系，設(shè)K為空氣阻力力矩系數(shù)，近似認(rèn)為載荷在加速度段做勻加速運(yùn)動(dòng)，則載荷轉(zhuǎn)動(dòng)過程中，速度變化段對(duì)氣浮臺(tái)的平均作用力矩：

(10)

勻速段對(duì)氣浮臺(tái)的作用力矩：

M勻=Kω勻2

(11)

(10)、(11)兩式中K由(8)式推導(dǎo)得出：

(12)

研究載荷轉(zhuǎn)速開始下降時(shí)刻，補(bǔ)償機(jī)構(gòu)的補(bǔ)償系數(shù)需要調(diào)節(jié)的量為Δk，標(biāo)稱轉(zhuǎn)速變化為Δω補(bǔ)償，則氣浮臺(tái)轉(zhuǎn)速Δω臺(tái)滿足如下公式：

J載荷ω勻-(1+Δk)J補(bǔ)償Δω補(bǔ)償

(13)

式中，氣浮臺(tái)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量J臺(tái)的測(cè)量已有成熟的方法[10]，可以精確獲得；載荷轉(zhuǎn)動(dòng)相關(guān)參數(shù)t變、t勻、ω勻，補(bǔ)償機(jī)構(gòu)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量J補(bǔ)償、轉(zhuǎn)速變化Δω補(bǔ)償均為各自產(chǎn)品的關(guān)鍵參數(shù)，由設(shè)計(jì)、加工保證，與設(shè)計(jì)值的差異可以忽略不計(jì)；試驗(yàn)中氣浮臺(tái)轉(zhuǎn)速變化Δω臺(tái)由陀螺組合測(cè)得，精度由陀螺的指標(biāo)保證且精度足夠高。因此，僅有氣浮臺(tái)軸承摩擦力矩f、載荷相機(jī)擺動(dòng)時(shí)的空氣阻力力矩系數(shù)K、載荷相機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量J載荷和補(bǔ)償機(jī)構(gòu)補(bǔ)償系數(shù)需要調(diào)節(jié)的量Δk這4個(gè)參數(shù)未知。

在載荷1檔、1/2檔工況下，分別開展多次試驗(yàn)，求取各工況下轉(zhuǎn)臺(tái)轉(zhuǎn)速變化Δω臺(tái)的平均值，帶入(13)式中，即可求取補(bǔ)償機(jī)構(gòu)補(bǔ)償系數(shù)需要調(diào)節(jié)量Δk載荷轉(zhuǎn)動(dòng)慣量J載荷，并由此獲取載荷干擾力矩值。

3 標(biāo)定精度分析

對(duì)使用該方法測(cè)定載荷干擾力矩的效果進(jìn)行驗(yàn)證，單軸氣浮臺(tái)配平良好、慣量測(cè)定準(zhǔn)確的情況下，利用上述方法計(jì)算測(cè)得載荷干擾力矩后，若載荷以1/3檔工況工作時(shí)，氣浮臺(tái)轉(zhuǎn)速在被觀測(cè)點(diǎn)(載荷轉(zhuǎn)速開始下降時(shí))的理論轉(zhuǎn)速應(yīng)為0.001 32°/s，實(shí)際試驗(yàn)曲線如圖5所示。

圖5 載荷相機(jī)1/3檔工況下，氣浮臺(tái)轉(zhuǎn)速曲線(縱坐標(biāo)單位：°/s)

試驗(yàn)結(jié)果中氣浮臺(tái)轉(zhuǎn)速如表2所示。由試驗(yàn)結(jié)果可知，此標(biāo)定方法有效，與理論計(jì)算值一致。

表2 載荷1/3檔工況氣浮臺(tái)在觀測(cè)點(diǎn)的轉(zhuǎn)速(°/s)

標(biāo)定試驗(yàn)中可能產(chǎn)生的誤差由地球自轉(zhuǎn)角速度、精測(cè)角裝置測(cè)量精度、角速度測(cè)量部件(一般為陀螺組合)性能、氣浮臺(tái)摩擦力矩、外干擾力矩、安裝精度等因素引入。這幾部分對(duì)標(biāo)定試驗(yàn)精度的影響分析如下。

3.1 地球自轉(zhuǎn)及陀螺組合性能影響

地面試驗(yàn)時(shí)，地球自轉(zhuǎn)速度會(huì)對(duì)陀螺引入常值誤差。地球自轉(zhuǎn)速度ωe=15°/h，若標(biāo)定試驗(yàn)開展地區(qū)緯度為30°附近，氣浮臺(tái)臺(tái)面與當(dāng)?shù)厮矫嫫叫?，將給陀螺組合引入的附加的角速度。在垂直臺(tái)面方向角速度為：

ωesin30°≈0.002°/s

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氣浮臺(tái)處于穩(wěn)態(tài)控制模式，地球自轉(zhuǎn)角速度陀螺組合在氣浮臺(tái)轉(zhuǎn)軸方向的分量是恒定的，可視為陀螺組合的常值漂移的一部分；另外，陀螺組合穩(wěn)定工作后的常值漂移也趨于穩(wěn)定?？刂品窒到y(tǒng)方案設(shè)計(jì)中可考慮并完全處理常值漂移對(duì)系統(tǒng)的影響，因此地球自轉(zhuǎn)及陀螺組合性能對(duì)試驗(yàn)結(jié)果不會(huì)帶來額外的誤差。

3.2 精測(cè)角裝置測(cè)量精度影響

目前，精測(cè)角裝置一般選用光電自準(zhǔn)直儀等高精度測(cè)角設(shè)備以實(shí)現(xiàn)類似試驗(yàn)中的小角度范圍內(nèi)高精度測(cè)量，測(cè)量精度可優(yōu)于0.5″，遠(yuǎn)優(yōu)于一般對(duì)地觀測(cè)衛(wèi)星控制系統(tǒng)的相關(guān)指標(biāo)，因此使用該類精測(cè)角裝置時(shí)會(huì)給試驗(yàn)帶來額外的誤差可以忽略。

3.3 氣浮臺(tái)摩擦力矩及其他外干擾力矩影響

對(duì)于單軸氣浮臺(tái)，其軸承摩擦力矩容易做到小于0.00049 Nm，而根據(jù)本文涉及的的載荷運(yùn)動(dòng)模式，其運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的干擾力矩最小約為0.05 Nm，在此情況下，氣浮臺(tái)軸承摩擦力矩約為最小工況干擾力矩的1%，此力矩對(duì)被控氣浮臺(tái)臺(tái)面單軸姿態(tài)穩(wěn)定度控制的影響小于5×10-6°/s。

氣浮臺(tái)試驗(yàn)中，臺(tái)上臺(tái)下一般的數(shù)據(jù)傳輸使用無線形式，在不能避免有線連接時(shí)，導(dǎo)線若懸掛于氣浮臺(tái)轉(zhuǎn)動(dòng)軸中心并自由下垂，則系統(tǒng)平衡時(shí)，臺(tái)面轉(zhuǎn)角微小，導(dǎo)線不會(huì)因扭曲產(chǎn)生扭矩；另外，在試驗(yàn)前的氣浮臺(tái)調(diào)平衡階段，亦可找到臺(tái)體的平衡位置，若將此位置設(shè)為姿態(tài)控制零位，導(dǎo)線線束扭力、設(shè)備風(fēng)扇氣流、臺(tái)體轉(zhuǎn)軸與地面不垂直等因素引入的總外干擾力矩之和基本為零，采取此種綜合控制方法可保證在姿態(tài)零位附近外干擾力矩足夠小，不至對(duì)標(biāo)定結(jié)果帶來影響。

3.4 參試部組件安裝誤差影響

載荷運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)及各參試部組件在氣浮臺(tái)上的安裝精度由安裝支架的平行度、垂直度等指標(biāo)要求進(jìn)行約束，快速響應(yīng)飛輪補(bǔ)償力矩方向與干擾力矩反方向最大的交角容易控制在θ=0.1°以內(nèi)，如圖6所示。其中Tf為干擾力矩的負(fù)力矩，Tb為補(bǔ)償力矩，ΔT為補(bǔ)償后的殘余力矩。

圖6 干擾力矩與補(bǔ)償力矩不共軸示意圖

按照此類載荷最大的干擾力矩1 Nm，0.1°的偏差角計(jì)算，補(bǔ)償后殘余的干擾力矩為0.001 Nm，對(duì)常規(guī)衛(wèi)星的主慣量軸的角速度影響小于1×10-5°/s。

根據(jù)上述分析，使用單軸氣浮臺(tái)開展載荷干擾力矩的標(biāo)定試驗(yàn)，對(duì)由于地面測(cè)試設(shè)備、系統(tǒng)或者外界環(huán)境引起的誤差可以接受，對(duì)于主慣量軸在5 000 kgm2左右的衛(wèi)星，使用該方法確定的標(biāo)定參數(shù)，在軌引起附加的姿態(tài)穩(wěn)定度控制偏差在2×10-5°/s范圍內(nèi)，滿足姿態(tài)穩(wěn)定度控制指標(biāo)在10-4°/s左右衛(wèi)星開展載荷運(yùn)動(dòng)干擾力矩的地面精確標(biāo)定工作的需要。

4 結(jié)束語

本文介紹了星載大慣量掃描鏡往復(fù)運(yùn)動(dòng)所產(chǎn)生干擾力矩的一種實(shí)驗(yàn)室精確標(biāo)定方法，考慮了地面實(shí)驗(yàn)室環(huán)境顯著不同于在軌環(huán)境，存在諸多影響的實(shí)際情況，并對(duì)使用該方法引入的誤差對(duì)標(biāo)定結(jié)果及其精度的影響進(jìn)行了分析。結(jié)果表明，該方法拓寬了使用單軸氣浮臺(tái)測(cè)定星載活動(dòng)部件干擾力矩的適用范圍，提高了標(biāo)定精度，為干擾力矩補(bǔ)償方案設(shè)計(jì)、參數(shù)裝訂及其試驗(yàn)驗(yàn)證提供了有效的數(shù)據(jù)支撐。

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