李醒飛， 何夢潔， 拓衛(wèi)曉*， 王天宇， 韓佳欣， 王信用

（1. 天津大學(xué) 精密測試技術(shù)及儀器國家重點(diǎn)實驗室，天津 300072；2. 深海技術(shù)科學(xué)太湖實驗室，江蘇 無錫 214000）

1 引 言

在天文觀測［1］、激光通信［2］和量子通信［3］等領(lǐng)域，目標(biāo)的變化和任務(wù)拓展對光電跟瞄系統(tǒng)提出了快速機(jī)動的要求，從地基平臺到車載、船載、機(jī)載、星載等運(yùn)動平臺拓展是光電跟瞄系統(tǒng)的重要發(fā)展趨勢。國家“十四五規(guī)劃”中明確提出加速發(fā)展的量子通信、星際探測、探月工程等空天科技前沿領(lǐng)域均需要運(yùn)動平臺光電跟瞄系統(tǒng)的支撐。相比地基式光電跟瞄系統(tǒng)，運(yùn)動平臺的高機(jī)動性會引入極難克服的振動干擾，造成系統(tǒng)視軸晃動甚至抖動，影響跟瞄精度［4］。不同載體的振動來源及頻譜特征也不盡相同。車載振動的主要來源為路面趨勢變化、履帶拍打等，根據(jù)某軍用車實測數(shù)據(jù)，振動頻率為2~10 Hz［5］。船載振動的主要來源為軸系不平衡力和螺旋槳葉片擾動、風(fēng)浪等，根據(jù)國軍標(biāo)船艦振動試驗數(shù)據(jù)，振動的頻率范圍為1~100 Hz［6］。機(jī)載振動的主要來源為發(fā)動機(jī)噪聲、氣流擾動和螺旋槳影響等，法國SA-315 直升機(jī)振動頻率<106.6 Hz，我國直-8直升機(jī)的振動頻率為20.7~82.4 Hz［6］。星載振的主要來源為空間環(huán)境振動內(nèi)部機(jī)械運(yùn)作，OLYMPUS 衛(wèi)星的振動頻率為1~200 Hz，ETSVI 衛(wèi)星的振動頻率為0.39~250 Hz［7］。如何抑制載體振動造成的視軸抖動，是光電跟瞄領(lǐng)域需要解決的核心問題。

載體基座角擾動的隔離可以通過被動隔離或主動穩(wěn)定兩種方式實現(xiàn)。被動隔離采用物理隔離法，即在敏感載荷與載體之間安裝適當(dāng)強(qiáng)度的彈簧，依靠彈簧阻尼消耗振動能量。被動隔離技術(shù)最典型的應(yīng)用是空間觀測望遠(yuǎn)鏡，如詹姆斯韋布太空望遠(yuǎn)鏡的塔式隔振結(jié)構(gòu)和斯皮策太空望遠(yuǎn)鏡的APSI 隔振器。被動隔離可有效隔離載體的高頻低幅振動，但會增加系統(tǒng)設(shè)計的復(fù)雜性，且隔離后的擾動仍可能影響系統(tǒng)視軸的穩(wěn)定精度［8］。另一種基座角擾動的隔離方法是主動穩(wěn)定，通過穩(wěn)定跟蹤機(jī)架、穩(wěn)定反射鏡和引入慣性基準(zhǔn)光3 種方式可以實現(xiàn)光軸抖動的抑制［9］。穩(wěn)定跟蹤機(jī)架是一種早期的慣性穩(wěn)定方式，通過安裝于機(jī)架上的慣性傳感器將測量值反饋或前饋至控制器，實現(xiàn)視軸的穩(wěn)定。但由于機(jī)架的摩擦、轉(zhuǎn)動慣量、諧振頻率以及傳感器性能等因素的限制，該方案對高頻擾動的抑制能力有限，一般僅能實現(xiàn)低頻擾動的抑制，穩(wěn)定精度只能達(dá)到亞毫弧度量級［8-9］。反射鏡穩(wěn)定技術(shù)通過調(diào)整光路中快速反射鏡（Fast Steering Mirror，F(xiàn)SM）的姿態(tài)改變光路的方向，實現(xiàn)視軸的穩(wěn)定。該方案的控制對象為反射鏡本身，有效減小了被控對象的體積和質(zhì)量，可以獲得較高的抑制帶寬。但視軸轉(zhuǎn)動角與反射鏡框架轉(zhuǎn)動角有2∶1 的比例關(guān)系，因此，無法通過直接使陀螺信號趨零的方式實現(xiàn)視軸穩(wěn)定［9-10］。目前，最常用的視軸主動穩(wěn)定方法是利用IRU 提供慣性基準(zhǔn)光，穿過庫德光路后注入主望遠(yuǎn)鏡中，輔助FSM 實現(xiàn)視軸的自準(zhǔn)穩(wěn)定。

根據(jù)慣性傳感器的安裝位置的不同，可將IRU 分為平臺式和捷聯(lián)式。平臺式IRU 的慣性傳感器直接敏感基準(zhǔn)光源所受角擾動，在不需要匹配任何參數(shù)的情況下，將所有被控對象均置于閉環(huán)控制系統(tǒng)中，實現(xiàn)擾動的有效抑制。捷聯(lián)式IRU 的慣性傳感器安裝在基座上，測量并輸出基座角擾動，該值乘以匹配的增益前饋到主光路系統(tǒng)的FSM 上，通過旋轉(zhuǎn)FSM 消除載體擾動。Draper 實驗室通過實驗證實，捷聯(lián)式IRU 對傳感器的相位和增益等參數(shù)較為敏感，易受運(yùn)動耦合誤差的影響，在相同慣性傳感器水平下，對載體擾動的抑制能力要比平臺式IRU 低一個數(shù)量級［11］。

根據(jù)結(jié)構(gòu)形式的不同，平臺式IRU 又可分為框架式和采用柔性支承的類快反鏡式結(jié)構(gòu)。框架式利用一個或多個萬向架構(gòu)成單軸或多軸轉(zhuǎn)臺。類快反鏡式為二自由度旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)，主要包括基座、彈性支承、電機(jī)和平臺等四部分［5］。兩種方式相比，框架式IRU 具有較大的工作范圍，但受限于轉(zhuǎn)動慣量大和軸系摩擦等問題，擾動抑制帶寬較低。而類快反鏡式IRU 具有無摩擦、阻尼小等優(yōu)勢，主動抑制帶寬、穩(wěn)定精度更高。高精度IRU 的未來發(fā)展趨勢為采用柔性支撐結(jié)構(gòu)而非框架式結(jié)構(gòu)、實現(xiàn)平臺式而非捷聯(lián)式的慣性穩(wěn)定。

本文將對基于柔性支承的平臺式IRU 的原理、特點(diǎn)及應(yīng)用情況展開討論，綜述針對此類IRU 的相關(guān)研究和應(yīng)用現(xiàn)狀，并針對國內(nèi)外研發(fā)產(chǎn)品技術(shù)指標(biāo)的差距，剖析國內(nèi)研究所存在的問題，探討技術(shù)未來的發(fā)展趨勢。

2 IRU 系統(tǒng)工作原理與數(shù)學(xué)模型

2.1 系統(tǒng)工作原理

IRU 是一個可實現(xiàn)兩個方向小角度偏轉(zhuǎn)的慣性穩(wěn)定平臺，其上安裝有低噪聲、寬頻帶的慣性角速度傳感器。在復(fù)合軸穩(wěn)定系統(tǒng)中，IRU 的主要作用是利用慣性傳感器提供的信號反饋控制平臺，提供一束不受基座角擾動影響的慣性參考光束，同時，它還能夠調(diào)整光束的空間位置，實現(xiàn)初始位置校準(zhǔn)。系統(tǒng)原理及控制框圖如圖1所示。

圖1 IRU 系統(tǒng)原理及控制框圖Fig.1 Mechanical structure and functional schematic of the IRU′s control system architecture

當(dāng)存在基座角擾動θd時，安裝在平臺上的磁流體動力學(xué)角速度傳感器（Magnetohydrodynamics Angular Rate Sensor，MHD - ARS）與低頻陀螺儀，實時測量被控對象的振動狀態(tài)，兩種慣性傳感器的輸出信號，經(jīng)數(shù)據(jù)融合后產(chǎn)生誤差電壓，作為反饋量輸入至速度環(huán)控制器，控制驅(qū)動器通過執(zhí)行機(jī)構(gòu)產(chǎn)生反作用力矩驅(qū)動平臺反方向轉(zhuǎn)動，衰減甚至歸零慣性傳感器的輸出，實現(xiàn)平臺的慣性穩(wěn)定。此時，由平臺上安裝的激光源發(fā)射的激光束被穩(wěn)定于慣性空間，為光電跟瞄系統(tǒng)提供視軸參考。抑制基座角擾動后，精探測器上目標(biāo)的晃動便完全是由目標(biāo)運(yùn)動造成的，據(jù)此精探測器準(zhǔn)確獲取目標(biāo)脫靶量后，主動給系統(tǒng)一個進(jìn)給信號，實現(xiàn)目標(biāo)的精跟蹤。

在IRU 系統(tǒng)的基座和平臺間還裝有測量基座和平臺間的相對角位置的電渦流線位移傳感器，測得的偏差信號經(jīng)位置環(huán)控制器，輸出控制力矩使平臺指向標(biāo)稱位置，實現(xiàn)系統(tǒng)光路的初始對準(zhǔn)。此外，當(dāng)系統(tǒng)處于慣性穩(wěn)定/慣性穩(wěn)定跟蹤模式時，電渦流線位移傳感器測得的相對角位置信息輸出給IRU 載體，防止系統(tǒng)轉(zhuǎn)動角度超出允許的角行程范圍。

2.2 系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型

IRU 系統(tǒng)兩個工作軸之間具有較低耦合度，可以簡化為兩個完全相同的單軸模型，本節(jié)以單軸為例進(jìn)行分析。系統(tǒng)等效模型如圖2~圖3 所示，相關(guān)物理參數(shù)定義見表1。

表1 圖中各變量的物理定義Tab.1 Defination of variables in Fig.2 and Fig.3

圖2 IRU 系統(tǒng)的電學(xué)模型Fig.2 Electrical model of IRU system

圖3 IRU 系統(tǒng)的質(zhì)量-剛度-阻尼模型Fig.3 Mechanical model of IRU system

根據(jù)圖2，可以建立系統(tǒng)電壓平衡方程：

根據(jù)圖3，可以建立系統(tǒng)力矩平衡方程：

聯(lián)立式（1）和式（2），并進(jìn)行拉式變化，可以得到平臺轉(zhuǎn)動角度θa與輸入電壓Ua和基座擾動θd間的關(guān)系式如下：

當(dāng)基座角擾動θd=0 時，可得系統(tǒng)被控對象特性：

當(dāng)Ua=0 時，系統(tǒng)的擾動傳遞特性為：

IRU 系統(tǒng)的擾動抑制能力由主動抑制能力（控制回路特性）與被動抑制能力（擾動傳遞特性）共同決定，如圖4 所示。IRU 系統(tǒng)穩(wěn)定的目的便是在θd≠0 條件下，通過結(jié)構(gòu)優(yōu)化和控制回路保證θa盡量接近于零。

圖4 IRU 系統(tǒng)擾動抑制特性Fig.4 Disturbance suppression characteristics of IRU system

3 IRU 國內(nèi)外研究進(jìn)展

3.1 IRU 國外研究進(jìn)展

20 世紀(jì)90 年代以來，美國NASA、美國應(yīng)用科技協(xié)會（ATA，現(xiàn)已被BLUEHALO 公司收購）、麻省理工學(xué)院（MIT）、波音和日本三菱電機(jī)等機(jī)構(gòu)開始對用于視軸穩(wěn)定系統(tǒng)中的IRU 進(jìn)行研究。

1994 年，在美國國防研究計劃局（ARPA）和BMDO 公司資助下，MIT 的Draper 實驗室開發(fā)完成了一種被稱作慣性偽星參考單元（Inertial Pseudo Star Reference Unit，IPSRU）的IRU 裝置［12］，如圖5（a）所示。IPSRU 采用ADS 8031 型角位移傳感器（Angular Displacement Sensor，ADS）與MOD IIE/S 型動力調(diào)諧陀螺儀組合測量，并使用四個對稱排布的音圈電機(jī)以推挽的方式提供反饋補(bǔ)償力矩。在交付給美國空軍研究實驗室進(jìn)行高空氣球試驗前，Draper 實驗室對IPSRU 的性能進(jìn)行了實驗測試。測試結(jié)果如圖5（b）所示，表明IPSRU 能夠?qū)?.4~312 Hz 頻帶內(nèi)417 rad RMS 的基座擾動抑制到37 rad RMS，1~100 Hz 頻帶內(nèi)擾動抑制比大于55 dB，1 Hz 處擾動抑制比為93 dB。

圖5 Draper 實驗室研制的IPSRU 及系統(tǒng)擾動抑制特性Fig.5 IPSRU developed by Draper Lab and it′s system disturbance suppression characteristics

2000 年，BLUEHALO 公司首次將MHD 角速度傳感器引入IRU 的設(shè)計中，并使用MEMS陀螺儀對所用ARS-12 的低頻誤差進(jìn)行補(bǔ)償，成功研制了如圖6 所示的基于MHD 角速度傳感器的IRU（簡稱MIRU）［13］。與Draper 實驗室的IPSRU 對比實驗結(jié)果表明，MIRU 在全頻帶（0.1~1 000 Hz）內(nèi)的擾動抑制殘差為0.844 μrad，對基座擾動的抑制能力要比IPSRU 低1 個數(shù)量級。

圖6 BLUEHALO 公司研制的MIRUFig.6 MIRU developed by BLUEHALO

2001 年，美國NASA 噴氣推進(jìn)實驗室JPL 使用Allied Signal 公司的QA-3000 線加速度計測得角加速度，再通過二次積分得到角位移，輔助信標(biāo)光進(jìn)行深空光通信中視軸的穩(wěn)定控制，以期獲得亞微弧度量級的跟瞄精度以及幾百赫茲的抑制帶寬［14］。使用圖7 所示的實驗裝置進(jìn)行系統(tǒng)測試，結(jié)果表明，該方案對幅值90 μrad（頻率為35，45 Hz）正弦信號的跟蹤誤差并未達(dá)到亞微弧度設(shè)計指標(biāo)。

圖7 線加速度計輔助信標(biāo)光實現(xiàn)視軸穩(wěn)定系統(tǒng)實驗裝置Fig.7 Linear accelerometer assisted line-of-sight stabilization system

2002 年，美國Draper 實驗室提出高性能慣性偽星參考裝置（High Performance Inertial Pseudo Star Reference Unit，HP-IPSRU），設(shè)想使用BLUEHALO 公司的ARS-12G 型傳感器替代IPSRU 中的ADS 8031，再與0.1~100 Hz 頻段內(nèi)噪聲≤2 nrad 的第三代低噪聲陀螺儀LNTGG 融合，并通過結(jié)構(gòu)優(yōu)化將系統(tǒng)基座角擾動被動隔離度提高3~4 倍［15］，以期滿足空間激光通信系統(tǒng)對0.1~300 Hz 頻帶內(nèi)5 nrad RMS 的光束指向精度要求。但該系統(tǒng)后續(xù)實驗測試數(shù)據(jù)未見于公開發(fā)表的文獻(xiàn)中。

同年，美國波音SVS 公司研制了原理與IPSRU 和MIRU 類似的兩軸慣性穩(wěn)定測量系統(tǒng)（Stabilized Inertial Measurement System，SIMS）［16］，如圖8（a）所示。SIMS 利用商用速率陀螺與BLUEHALO 公司的ARS-12 型傳感器數(shù)據(jù)融合，實現(xiàn)了0~1 000 Hz 頻段內(nèi)角擾動的高精度測量，最終實現(xiàn)了1~500 Hz 內(nèi)1 μrad 的穩(wěn)定精度。SIMS 系統(tǒng)的擾動抑制能力與擾動傳遞帶寬（被動抑制特性）負(fù)相關(guān)，與擾動控制帶寬（主動抑制特性）正相關(guān)，如圖8（b）與8（c）所示。

圖8 波音SVS 公司研制的SIMSFig.8 SIMS developed by Boeing SVS

為了進(jìn)一步提升IRU 的穩(wěn)定性能，BLUEHALO 公司從2007 年開始從硬件角度對研制的MIRU 進(jìn)行了優(yōu)化，采用基于FPGA 的控制板卡，研發(fā)了新一代光學(xué)慣性參考單元（Optical Inertial Reference Units，OIRU）［17］，如圖9 所示。BLUEHALO 公司于2021 年發(fā)布的OIRU-500在工作帶寬內(nèi)的抖動抑制性能達(dá)到了500 nrad［18］。

圖9 光學(xué)慣性參考裝置Fig.9 OIRU developed by BLUEHALO

2015 年，日本三菱電機(jī)先進(jìn)技術(shù)R&D 中心利用MEMS 陀螺儀與BLUEHALO 公司的ARS-12 進(jìn)行融合，研制了基于電磁驅(qū)動器的小行程MIRU（轉(zhuǎn)角為±250 μrad）［19］，如圖10 所示。受限于MEMS 陀螺儀的精度，僅在ARS-12 單速率反饋下實現(xiàn)了10~200 Hz 帶寬內(nèi)1.4 μrad 的穩(wěn)定精度。

圖10 日本三菱電機(jī)先進(jìn)技術(shù)R&D 中心設(shè)計的MIRUFig.10 MIRU developed by advanced technology R&D center

2017 年，為了滿足NASA 深空光通信項目對亞微弧度光束穩(wěn)定精度的要求，BLUEHALO 公司采用ARS-14 型傳感器，設(shè)計了新一代以20 cm口徑光學(xué)鏡組直接作為負(fù)載的小行程（±5 mrad）MIRU［20］。在模擬終端振動功率譜作用下，實現(xiàn)了0.2~30 Hz 內(nèi)-40 dB 的擾動抑制比和500 nrad 的穩(wěn)定精度。

近年來，國外IRU 系統(tǒng)相關(guān)研究成果對國內(nèi)嚴(yán)格封鎖，未查閱到公開的技術(shù)和產(chǎn)品資料。

3.2 IRU 國內(nèi)研究進(jìn)展

相較于國外，國內(nèi)對IRU 的研究開展相對較晚。

1997 年，西安應(yīng)用光學(xué)研究所提出了在武裝直升機(jī)上使用FSM 進(jìn)行制導(dǎo)系統(tǒng)瞄準(zhǔn)線及圖像穩(wěn)定與跟蹤的二級穩(wěn)定概念［21］，20 Hz 內(nèi)定頻擾動條件下實現(xiàn)了14 mrad 的視軸穩(wěn)定精度，這是國內(nèi)IRU 技術(shù)的雛形。

2002 年，電子科技大學(xué)應(yīng)用物理研究所設(shè)計了一個星間光通信跟蹤子系統(tǒng)，該系統(tǒng)采用復(fù)合軸控制結(jié)構(gòu)，由粗跟蹤環(huán)和精跟蹤環(huán)共同實現(xiàn)目標(biāo)的跟瞄［22］。系統(tǒng)在模擬SILEX 振動功率譜作用下，跟蹤均方根誤差約為0.66 μrad，在模擬LANDSAT-4 的諧波擾動（1 Hz，100 μrad）下，跟蹤誤差小于2 nrad。

2005 年開始，中國科學(xué)院光電技術(shù)研究所聯(lián)合電子科技大學(xué)和國防科技大學(xué)開始對運(yùn)動載體光電跟瞄系統(tǒng)的視軸穩(wěn)定技術(shù)進(jìn)行研究，對視軸穩(wěn)定系統(tǒng)關(guān)鍵部件——IRU 系統(tǒng)進(jìn)行了理論分析和設(shè)計。

2005 年，翟偉采用BLUEHALO 公司的ARS-09 型傳感器與重慶華渝電子儀器廠的XT-3A 動力調(diào)諧陀螺儀組合測量，設(shè)計了基于萬向環(huán)架柔性機(jī)構(gòu)的IRU，實現(xiàn)了無擾動條件下100 Hz 的位置閉環(huán)帶寬［23］。然而，由于系統(tǒng)基座剛度不夠，擾動條件下測試時，10~100 Hz 頻率內(nèi)存在明顯的幅值畸變，35 Hz 處的幅值誤差超過-5 dB。

同年，胡浩軍采用線加速度計二次積分的方法輔助測量慣性姿態(tài)角，設(shè)計了音圈電機(jī)驅(qū)動型IRU［4］，并采用圖11 所示實驗裝置對系統(tǒng)性能進(jìn)行了測試。結(jié)果表明：該系統(tǒng)可以獲得75 Hz 的擾動抑制帶寬和優(yōu)于-50 dB 的擾動抑制比。然而，受限于加速度計及擾動平臺的頻率特性，系統(tǒng)帶寬和穩(wěn)定性能有待進(jìn)一步測試和提高。

圖11 線加速度計輔助測量的音圈電機(jī)驅(qū)動型IRU 實驗系統(tǒng)Fig.11 Experimental system for voice coil motor-driven IRU

2016 年，田競在基于虛擬陀螺的速度、位置雙閉環(huán)結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上加入MEMS 加速度計構(gòu)成三閉環(huán)結(jié)構(gòu)［5］。通過實驗驗證發(fā)現(xiàn)，采用MEMS加速度計和虛擬陀螺的三閉環(huán)結(jié)構(gòu)系統(tǒng)將20 Hz以下的低頻段的擾動抑制能力提升了15 dB，擾動抑制能力明顯優(yōu)于虛擬陀螺雙閉環(huán)結(jié)構(gòu)系統(tǒng)。

2019 年，毛耀提出通過MEMS 加速度計與MEMS 陀螺儀信息融合擴(kuò)展系統(tǒng)擾動測量帶寬的方案［24］，并利用圖12 所示的實驗系統(tǒng)進(jìn)行了測試。測試結(jié)果表明，該系統(tǒng)在單速度回路下實現(xiàn)了172 Hz 的閉環(huán)穩(wěn)定帶寬，但文獻(xiàn)中并未對系統(tǒng)穩(wěn)定精度進(jìn)行測試，且存在嚴(yán)重的相位滯后。

圖12 MEMS 加速度計與MEMS 陀螺儀信息融合式IRU 實驗測試系統(tǒng)Fig.12 Experimental system for MEMS accelerometer and MEMS gyroscope fusion IRU

同年，毛耀針對單級IRU 高頻隔振能力不足的問題，提出了圖13 所示的復(fù)合式結(jié)構(gòu)［25］，并對復(fù)合式IRU 的結(jié)構(gòu)特性及閉環(huán)傳遞特性進(jìn)行了分析。與單級IRU 相比，1 Hz 處的系統(tǒng)擾動抑制能力提高了50.09 dB，10 Hz 處的系統(tǒng)擾動抑制能力提高了26.85 dB。

圖13 復(fù)合式IRU 實驗測試系統(tǒng)Fig.13 Composite IRU experimental test system

此外，天津大學(xué)和中國科學(xué)院長春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所也對IRU 系統(tǒng)展開了研究。截至目前，長光所已完成了基于柔性支承和框架式結(jié)構(gòu)的IRU 設(shè)計，通過實驗對系統(tǒng)性能進(jìn)行了對比分析。結(jié)果表明，兩種IRU 在動態(tài)頻率特性和兩軸運(yùn)動解耦方面均表現(xiàn)良好，它們在0.5~100 Hz 帶寬激勵下的動態(tài)光束穩(wěn)定精度分別達(dá)到7.934 μrad 和5.762 μrad［26］。

2017 年，天津大學(xué)李醒飛教授課題組基于自行研制的MHD 角速度傳感器，開始對IRU 的結(jié)構(gòu)設(shè)計、諧振抑制、控制策略等進(jìn)行研究。目前，天津大學(xué)已完成IRU 系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)設(shè)計，實現(xiàn)了基于電渦流線位移傳感器的IRU 位置閉環(huán)控制，帶寬達(dá)到120 Hz［27］，轉(zhuǎn)角為±5 mrad，角分辨率優(yōu)于1 μrad［28］；實現(xiàn)了基于速度-位置雙閉環(huán)的穩(wěn)定控制，帶寬達(dá)到60 Hz。但受限于所用MHD 角速度傳感器的精度，僅實現(xiàn)了20 μrad 的穩(wěn)定精度［29］。目前，該研究團(tuán)隊已成功研發(fā)帶寬2~1 000 Hz，等效噪聲角為25 nrad RMS 的MHD 角速度傳感器，正在研發(fā)基于該款傳感器的IRU，有望實現(xiàn)優(yōu)于1 μrad 的穩(wěn)定精度。

IRU 的國內(nèi)外研究情況對比如表2 所示?？梢钥闯?，我國研制的IRU 系統(tǒng)擾動抑制帶寬與國外相比低將近1 個數(shù)量級，穩(wěn)定精度也與國外存在1 個數(shù)量級的差距，IRU 的研發(fā)水平遠(yuǎn)低于國外。

4 IRU 系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)及研究現(xiàn)狀

IRU 系統(tǒng)的簡化控制框圖如圖14 所示，其中，Ha(s)表示傳感器頻響特性，θ?n(s)為傳感器誤差。當(dāng)IRU 工作在慣性穩(wěn)定模式時，輸入R(s)為零，則有：

圖14 基于慣性傳感器組的IRU 閉環(huán)控制結(jié)構(gòu)Fig.14 IRU closed-loop control structure based on inertial sensor group

由式（6）可以看出，IRU 系統(tǒng)的穩(wěn)定精度由平臺結(jié)構(gòu)、慣性傳感器和控制器共同決定。

4.1 平臺支承結(jié)構(gòu)

IRU 系統(tǒng)普遍采用圖15 所示的兩自由度柔性支承提供兩個旋轉(zhuǎn)自由度。受限于國外相關(guān)理論和技術(shù)的嚴(yán)格封鎖，麻省理工Draper 實驗室和BLUEHALO 公司僅在已有專利和文獻(xiàn)［15］、文獻(xiàn)［17］及文獻(xiàn)［20］中給出了IRU 系統(tǒng)柔性支承的設(shè)計目標(biāo)（工作方向上具有較低剛度，非工作方向具有較高剛度），但未見其設(shè)計過程及設(shè)計方法的詳細(xì)分析。國內(nèi)對于IRU 的研究開展相對較晚，關(guān)于其柔性支承結(jié)構(gòu)的研究成果更是寥寥無幾。文獻(xiàn)［25］仿真分析了結(jié)構(gòu)各向剛度系數(shù)的提高對系統(tǒng)穩(wěn)定帶寬設(shè)計產(chǎn)生的限制。文獻(xiàn)［30］分析了支承結(jié)構(gòu)固有頻率與工作帶寬間的關(guān)系，并根據(jù)需要的工作帶寬對支承結(jié)構(gòu)各階固有頻率和各向剛度提出了要求。文獻(xiàn)［31］建立了結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)動剛度的解析計算式，給出了轉(zhuǎn)動慣量近似定值條件下低階固有頻率的解析表達(dá)式，并根據(jù)工作帶寬對各階固有頻率的要求，得出了結(jié)構(gòu)設(shè)計的關(guān)鍵參數(shù)。上述研究主要集中于對IRU 支承結(jié)構(gòu)剛度及固有頻率的分析，并根據(jù)固有頻率計算公式得出各方向上結(jié)構(gòu)剛度的設(shè)計范圍。

圖15 柔性鉸鏈結(jié)構(gòu)示意圖Fig.15 Schematic diagram of flexible hinge structure

兩自由度柔性支承的剛度模型是實現(xiàn)其參數(shù)化設(shè)計的基礎(chǔ)。針對這一問題，國內(nèi)外學(xué)者普遍采用的思路是從單自由度柔性鉸鏈的剛度模型出發(fā)，建立單自由度柔性鉸鏈與兩自由度柔性支承間的等效關(guān)系，進(jìn)而得到支承體的柔度模型，實現(xiàn)參數(shù)化設(shè)計［32］。因此，單自由度柔性鉸鏈的剛度精準(zhǔn)建模成為IRU 系統(tǒng)柔性支承設(shè)計的關(guān)鍵。目前，單自由度柔性鉸鏈的剛度建模方法主要分為四類，主要包括Paros 和Weisbord［33］、吳鷹飛［34］、陳貴敏［35］等采用的基于梁的近似微分方程及其積分理論的方法、Lobontiu［36］采用的基于卡氏第二定理的方法和Tseytlin［37］采用的逆保角映射法。針對應(yīng)力集中引起的剛度計算誤差問題，文獻(xiàn)［38］、文獻(xiàn)［39］采用有限元分析的方法量化了應(yīng)力集中對直圓型柔性鉸鏈和倒圓角型柔性鉸鏈剛度計算的影響。在此基礎(chǔ)上，文獻(xiàn)［30］推導(dǎo)了考慮應(yīng)力集中的直圓形柔性鉸鏈各方向剛度計算解析計算式，并進(jìn)行了仿真驗證。上述剛度計算模型為IRU 系統(tǒng)柔性支承的參數(shù)化設(shè)計提供了有力支撐。但現(xiàn)有研究未考慮降低柔性支承工作方向剛度和提高其非工作方向剛度間的矛盾，無法實現(xiàn)結(jié)構(gòu)應(yīng)力、運(yùn)動精度、幾何尺寸等多約束條件下柔性支承的優(yōu)化設(shè)計。多約束條件下的優(yōu)化設(shè)計將成為IRU 系統(tǒng)支承結(jié)構(gòu)研究的主要方向。

4.2 基于數(shù)據(jù)融合的寬頻角速度測量

高帶寬、低噪聲、漂移小的慣性角速度傳感器是IRU 實現(xiàn)寬頻帶擾動抑制的測量基礎(chǔ)。但僅靠單一的角速度傳感器難以同時滿足kHz 帶寬、亞微弧度級噪聲等性能指標(biāo)。采用具有不同頻帶特性的傳感器進(jìn)行數(shù)據(jù)融合，是解決上述問題的有效途徑。目前，互補(bǔ)濾波、閉環(huán)控制濾波等基于頻率特性進(jìn)行融合濾波器設(shè)計的方法以及維納濾波、卡爾曼濾波、自適應(yīng)平方根濾波等基于時域的融合算法是通過數(shù)據(jù)融合方式實現(xiàn)寬頻角速度測量的有效手段。

基于頻域的數(shù)據(jù)融合方法一般通過設(shè)計融合濾波器，抑制兩個傳感器直接疊加造成的重合頻段幅值凸起。文獻(xiàn)［40］提出了一種互補(bǔ)濾波方法，如圖16（a）所示，將動力調(diào)諧陀螺儀和角位移傳感器進(jìn)行融合，實現(xiàn)了帶寬為0.1~300 Hz，最大幅度失真為0.3 dB，最大相位失真為1.9°的融合效果。但互補(bǔ)濾波法十分依賴于待融合傳感器傳遞函數(shù)建模精度，且設(shè)計的互補(bǔ)濾波器可能存在傳遞函數(shù)中零點(diǎn)個數(shù)大于極點(diǎn)個數(shù)的情況，導(dǎo)致其無法硬件實現(xiàn)。文獻(xiàn)［41］提出了一種閉環(huán)控制濾波的融合方法，如圖16（b）所示，并利用此方法完成了低帶寬IRU 和高帶寬角位移傳感器的數(shù)據(jù)融合，實現(xiàn)了0~100 Hz 的測量帶寬。但傳統(tǒng)的閉環(huán)控制濾波方法中濾波器設(shè)計方法不明晰，無法實現(xiàn)參數(shù)化設(shè)計。針對該問題，文獻(xiàn)［42］利用“相位補(bǔ)償”高通濾波器將MHD 角速度傳感器的低頻極點(diǎn)向高頻移動，再與MEMS陀螺儀直接疊加，實現(xiàn)了0~40 Hz 內(nèi)幅值波動≤1%，相位波動≤±1°的融合效果，但受限于轉(zhuǎn)臺頻率特性，算法融合效果有待進(jìn)一步測試和驗證。此外，文獻(xiàn)［24］給出了閉環(huán)控制濾波的最優(yōu)校正方法，通過反向設(shè)計控制器的方式簡化了該算法的參數(shù)整定過程，并對MEMS 陀螺儀和MEMS 加速度計進(jìn)行融合，最終實現(xiàn)了最大幅值誤差-2.1 dB，最大相位誤差17°的融合效果。

圖16 融合濾波原理圖Fig.16 Fusion filtering schematic

基于時域的數(shù)據(jù)融合方法一般采用維納濾波、卡爾曼濾波等算法實現(xiàn)含噪信號的最優(yōu)估計。文獻(xiàn)［43］采用維納濾波和卡爾曼濾波兩種方法將低頻精密姿態(tài)確定系統(tǒng)和高頻ADS 進(jìn)行融合。最終，維納濾波的估計誤差為0.075"，卡爾曼濾波的估計誤差為0.117"，但僅對0~10 Hz內(nèi)的融合效果進(jìn)行了實驗測試，且融合輸出在有限長數(shù)據(jù)段的首尾部分發(fā)生了較大畸變。文獻(xiàn)［44］提出了一種基于Allan 方差的解耦自適應(yīng)卡爾曼濾波算法，采用Allan 方差值代替?zhèn)鹘y(tǒng)卡爾曼濾波中不變的量測噪聲值，在每一次濾波迭代計算中同時遞推估計信號的量測噪聲，從而貼近當(dāng)前噪聲的實際情況，但并未直觀評估融合信號的頻響和噪聲特性。在實際工程運(yùn)用中，由于舍入誤差的影響，卡爾曼濾波中的協(xié)方差矩陣不再保持原本的正定性，易使濾波發(fā)散。針對該問題，文獻(xiàn)［45］提出了一種自適應(yīng)平方根濾波算法，該算法利用其協(xié)方差矩陣的平方根進(jìn)行傳遞，從而保證協(xié)方差矩陣的正定性，最終完成0~60 Hz 頻段內(nèi)最大標(biāo)度因數(shù)抖動小于2.5%，非線性誤差小于1%的角速度測量。

上述研究從頻域和時域兩個方面實現(xiàn)了慣性傳感器的全頻帶數(shù)據(jù)融合。互補(bǔ)濾波、閉環(huán)控制濾波等頻域融合算法對傳感器的頻域輸出特性進(jìn)行處理，其融合目的主要是獲得幅頻響應(yīng)平滑、相頻響應(yīng)不失真的融合信號，其原理簡單、易實時實現(xiàn)，但無法兼顧噪聲、漂移等指標(biāo)。維納濾波、卡爾曼濾波等時域融合算法通過在時域上進(jìn)行迭代來預(yù)測下一時刻的最優(yōu)估計值從而完成信號的融合，能有效地對融合信號的噪聲進(jìn)行抑制，但由于存在噪聲參數(shù)耦合、算法更新迭代中協(xié)方差矩陣易失去正定性等問題，容易導(dǎo)致濾波發(fā)散。單一的時域或頻域融合方法均無法兼顧噪聲、頻響、漂移等指標(biāo)。為了實現(xiàn)多指標(biāo)的優(yōu)化，可以采用多種不同的數(shù)據(jù)融合算法實現(xiàn)分頻段融合。

4.3 穩(wěn)定控制技術(shù)

IRU 系統(tǒng)的穩(wěn)定控制面臨以下三個方面的問題：一是柔性支承引入的帶寬內(nèi)機(jī)械諧振；二是單速度控制回路面臨的控制飽和問題；三是傳感器噪聲、驅(qū)動器噪聲、模型不確定性等內(nèi)部擾動和基座擾動等外部擾動對系統(tǒng)穩(wěn)定性的影響。

針對帶寬內(nèi)機(jī)械諧振的抑制問題，學(xué)者們常采用加入速度反饋、陷波器兩種方式。速度反饋方面，常見的方法為設(shè)計速度環(huán)控制器。加入控制器雖然能使諧振得到一定的抑制，但難以兼顧控制效果和諧振抑制效果。為解決該問題，陷波器被應(yīng)用于系統(tǒng)中。文獻(xiàn)［46］中利用改進(jìn)的雙T 型陷波器，實現(xiàn)了IRU 系統(tǒng)帶寬內(nèi)機(jī)械諧振的抑制。針對陷波器經(jīng)驗法調(diào)參存在的方向不明確問題，文獻(xiàn)［47］提出了一種陷波器參數(shù)優(yōu)化設(shè)計方法，通過與未加陷波器的方法對比，發(fā)現(xiàn)未加陷波器系統(tǒng)僅靠反饋控制無法完整抑制諧振峰，閉環(huán)帶寬僅為7.96 Hz。而加入陷波器后系統(tǒng)閉環(huán)帶寬可達(dá)到110 Hz，帶寬得到了極大的擴(kuò)展，證明了陷波器對諧振抑制的有效性。上述文獻(xiàn)中使用的陷波器均是對稱的，而實際系統(tǒng)中的陷波器是不對稱的。針對這一問題，文獻(xiàn)［48］提出采用非對稱陷波器來抑制系統(tǒng)諧振的方法，使用適應(yīng)度函數(shù)來表示諧振抑制的效果，并用粒子群算法來搜索函數(shù)的最優(yōu)解，得到非對稱陷波器的參數(shù)。實驗結(jié)果表明與補(bǔ)償前的28.7 dB 相比，諧振峰值被抑制了97.88%。傳統(tǒng)的陷波器都是針對固定頻率的，而隨著安裝位置的變化，諧振頻率可能發(fā)生變化，為了快速獲取準(zhǔn)確的諧振頻率，自適應(yīng)濾波器被提出。常見的方法有快速傅里葉變換（FFT）算法［49］、滑動離散傅里葉變換（DFT）算法［50］諧波檢測與陷波器相結(jié)合等方法，但這些該方法在諧振頻率檢測中存在計算延時等問題，目前學(xué)者們多通過優(yōu)化諧振頻率檢測算法的方法提高實時性。文獻(xiàn)［51］提出了一種基于自適應(yīng)陷波濾波器的機(jī)械諧振頻率估計算法，使用該方法得到的結(jié)果作為中心頻率設(shè)計了陷波器應(yīng)用于伺服系統(tǒng)中，有效抑制了電機(jī)轉(zhuǎn)速振蕩，轉(zhuǎn)速誤差最終保持在7 r/min 之內(nèi)，衰減比例達(dá)到91.2%。綜上，改善濾波器結(jié)構(gòu)和改善諧振頻率檢測算法都是提高IRU 系統(tǒng)諧振抑制能力的有效手段。

針對單速度控制回路的控制飽和問題，學(xué)者提出了雙閉環(huán)（DFC）、多閉環(huán)控制（MFC）結(jié)構(gòu)。多閉環(huán)結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的擾動抑制能力由各環(huán)路擾動抑制能力共同決定，對擾動的抑制能力優(yōu)于單閉環(huán)、雙閉環(huán)結(jié)構(gòu)，其結(jié)構(gòu)圖如圖17 所示。在慣性穩(wěn)定平臺上，常安裝光纖陀螺和MEMS 加速度計以測量平臺的慣性空間速度和加速度。而光纖陀螺體積、質(zhì)量大，在載體平臺上額外安裝光纖陀螺測量擾動時，會增加系統(tǒng)的硬件成本，也會引入新的硬件不可靠性［52］。為解決該問題，不少學(xué)者利用MEMS 線加速度計估計平臺的角速度信號，通過積分得到速度信息，替代陀螺傳感器，并以此實現(xiàn)系統(tǒng)的三閉環(huán)控制。文獻(xiàn)［5］在基于虛擬陀螺的雙閉環(huán)結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上加入MEMS 加速度計構(gòu)成三閉環(huán)結(jié)構(gòu)，將20 Hz 以下的低頻段的擾動抑制能力提升了15 dB。文獻(xiàn)［53］基于CCD、虛擬速度和線加速度計信號實現(xiàn)三閉環(huán)控制，與基于CCD 和線加速度計構(gòu)成的雙閉環(huán)結(jié)構(gòu)相比，位置閉環(huán)帶寬增加了1 Hz，并且在低頻1~5 Hz 內(nèi)系統(tǒng)的擾動抑制能力得到了明顯提升。各環(huán)常用的控制方法有加入陷波器、PID 控制器、擾動觀測器（DOB）、誤差觀測器（EOB）和擴(kuò)張狀態(tài)觀測器（ESO）等。

圖17 速度-位置-加速度三閉環(huán)控制結(jié)構(gòu)Fig.17 Speed-position-acceleration triple closed-loop control structure

傳感器噪聲、驅(qū)動器噪聲、模型不確定性等內(nèi)部擾動和基座擾動等外部擾動問題可通過DOB，EOB，ESO 來解決。DOB 方面，文獻(xiàn)［54］采用位置-速度-加速度三閉環(huán)結(jié)構(gòu)并在加速度環(huán)加入了DOB 來控制FSM 系統(tǒng)，實驗發(fā)現(xiàn)DOB的引入能很好地提升系統(tǒng)中頻擾動抑制能力，而在低頻則基本無效果。為提高系統(tǒng)低頻擾動抑制能力，學(xué)者在DOB 結(jié)構(gòu)上進(jìn)行了改進(jìn)。文獻(xiàn)［55］采用位置-加速度雙閉環(huán)結(jié)構(gòu)并在加速度環(huán)加入了改進(jìn)的DOB（EDOB）來控制快反鏡系統(tǒng)，有效改善了系統(tǒng)低頻擾動抑制能力。當(dāng)系統(tǒng)存在非最小相位特性時，傳統(tǒng)DOB 方法會犧牲大量的擾動抑制能力來保證系統(tǒng)的穩(wěn)定性，針對該問題，文獻(xiàn)［56］設(shè)計了一種基于雙補(bǔ)償器擾動觀測器（DC-DOB）應(yīng)用在多閉環(huán)反饋控制系統(tǒng)中的加速度回路。文獻(xiàn)［57］將速度-位置-加速度三閉環(huán)控制結(jié)構(gòu)應(yīng)用于非最小相位遠(yuǎn)距離激光指向系統(tǒng)，其中的加速度環(huán)加入了補(bǔ)償擾動觀測器（CDOB）。兩者與傳統(tǒng)DOB 相比均有效地抑制了更多的擾動。此外，學(xué)者還采用DOB 與PID控制器、EOB 相結(jié)合的方法提升系統(tǒng)的擾動抑制能力。文獻(xiàn)［58］提出了位置環(huán)基于CCD 的EOB與速度環(huán)基于光纖陀螺的DOB 相結(jié)合的結(jié)構(gòu)來提高系統(tǒng)的抗干擾能力。文獻(xiàn)［27］提出了不完全微分PID-噪聲抑制DOB 復(fù)合型控制結(jié)構(gòu)，有效抑制了傳感器測量噪聲及電機(jī)驅(qū)動器噪聲，使系統(tǒng)閉環(huán)帶寬大幅提高，最終實現(xiàn)了110 Hz 的位置環(huán)閉環(huán)帶寬。文獻(xiàn)［59］通過改進(jìn)Q濾波器設(shè)計了改進(jìn)噪聲抑制DOB，實驗驗證發(fā)現(xiàn)該方法對干擾的抑制率為88.60%。ESO 方面，文獻(xiàn)［60］設(shè)計了一種頻域融合虛擬陀螺儀并將其應(yīng)用于擾動前饋與位置、速度、加速度三閉環(huán)相結(jié)合的控制結(jié)構(gòu)中，該方法能夠充分發(fā)揮擾動前饋控制的作用，有效提高了系統(tǒng)在1-100 Hz 頻帶范圍內(nèi)的擾動抑制能力。文獻(xiàn)［61］將一種帶模型構(gòu)造線性擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的虛擬雙閉環(huán)反饋控制應(yīng)用于快速傾斜反射鏡平臺，有效提高了在中低頻段的擾動抑制能力。綜上，目前的研究圍繞控制結(jié)構(gòu)的優(yōu)化展開，如采用電流-速度-位置、加速度-速度-位置等多閉環(huán)控制結(jié)構(gòu)，并對各控制回路中的DOB，EOB，ESO 等進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計。

5 應(yīng)用現(xiàn)狀與展望

IRU 能夠提供一束不受基座角擾動影響的慣性參考光束，同時能夠調(diào)整光束的空間位置，起到跟蹤的作用。基于IRU 的視軸穩(wěn)定方案如圖18 所示，參考光束和目標(biāo)光束經(jīng)過相同的光路，經(jīng)FSM 反射后，到達(dá)準(zhǔn)直探測器前端的分光鏡上。初始系統(tǒng)對準(zhǔn)后，準(zhǔn)直探測器上的某個標(biāo)稱位置便代表了儀器視軸的成像點(diǎn)。當(dāng)存在基座角擾動時，參考光軸偏離慣性穩(wěn)定軸，慣性傳感器測量兩者間的角偏差α，反饋至IRU 的控制器，驅(qū)動平臺執(zhí)行機(jī)構(gòu)產(chǎn)生反作用力矩，使得慣性穩(wěn)定軸與參考光軸重合，即α=0。此時，準(zhǔn)直探測器測得儀器視軸與參考光軸間的角偏差為β，利用其輸出控制FSM，使參考光束的成像點(diǎn)與儀器視軸的成像點(diǎn)重合，此時儀器視軸與參考光軸平行，基座角擾動引起的視軸抖動也得到了抑制。當(dāng)目標(biāo)位置發(fā)生變化時，目標(biāo)的位置由精探測器（圖中的精CCD）敏感，這一角偏差驅(qū)動IRU 轉(zhuǎn)動指定角度，使參考光軸與目標(biāo)視軸重合，即γ=0，進(jìn)而實現(xiàn)目標(biāo)的穩(wěn)定跟蹤。目前，基于IRU 的視軸穩(wěn)定方案已成功應(yīng)用于空間尺度激光通信、遙感成像等領(lǐng)域。

圖18 IRU 輔助FSM 實現(xiàn)精穩(wěn)定/跟蹤系統(tǒng)示意圖Fig.18 Schematic diagram of precision stabilization/tracking system with IRU assisting FSM

5.1 應(yīng)用現(xiàn)狀

5.1.1空間尺度激光通信

空間尺度激光通信是星地及星間等遠(yuǎn)距離激光通信概念的總稱，通信激光束的寬度（束散角）在10 μrad 左右［62］，要求光束穩(wěn)定精度優(yōu)于1.7 μrad。目前，基于IRU 的視軸穩(wěn)定方式已成功應(yīng)用于美國的月球激光通信演示驗證（Lunar Laser Communication Demonstration，LLCD）試驗，曾被計劃用于小行星撞擊任務(wù)（Asteroid impact mission，AIM）和火星激光通信驗證（MARS Laser Communication Demonstration，MLCD）項目。未來，可將基于IRU 的視軸穩(wěn)定方式應(yīng)用于更多的空間通信技術(shù)中。

5.1.1.1 月球激光通信演示驗證（LLCD）試驗

為了驗證基于IRU 的視軸穩(wěn)定方式在遠(yuǎn)距離激光通信領(lǐng)域應(yīng)用的可行性，美國NASA 開展了LLCD 項目，并于2005 年委托麻省理工學(xué)院（MIT）林肯實驗室開始進(jìn)行LLCD 系統(tǒng)的研發(fā)。LLCD 系統(tǒng)由月球激光通信空間終端（Lunar Laser Communication Space Terminal，LLST） 和月球激光通信地面終端（Lunar Laser Communication Ground Terminal，LLGT）組成。 其中，LLST 繼承了MLCD 任務(wù)的設(shè)計，使用BLUEHALO 公司研制的小行程（±1 mrad）MIRU 作為兩軸機(jī)架系統(tǒng)（穩(wěn)定精度350 μrad）的負(fù)載，如圖19 所示［63］。LLCD 進(jìn)行演示時，MIRU 能測量和補(bǔ)償LADEE 飛船上的振動來保持慣性穩(wěn)定，最終實現(xiàn)了近半球的光束調(diào)整范圍和4~300 Hz帶寬內(nèi)2.5 μrad 的光束穩(wěn)定精度。NASA 開展的LLCD 試驗創(chuàng)造了歷史，以破紀(jì)錄的下載速度——高達(dá)622 Mbit/s，利用脈沖激光束完成地月（相距38.44 萬千米）之間的數(shù)據(jù)傳輸［64］。

圖19 月球激光通信終端光學(xué)模塊Fig.19 Lunar Laser Communication Space Terminal（LLST）

5.1.1.2 小行星撞擊任務(wù)中的深空激光通信終端

2015 年，NASA 與歐洲航天局（ESA）合作開展“行星撞擊與偏轉(zhuǎn)評估（AIDA）”項目，其中包含2 個子項目，分別為NASA 負(fù)責(zé)的“雙星重定向試驗”（DART）撞擊器任務(wù)和ESA 負(fù)責(zé)的AIM 環(huán)繞器任務(wù)。其中，DART 航天器的任務(wù)是撞擊Dimorphos 行星，AIM 環(huán)繞器則負(fù)責(zé)對撞擊過程以及撞擊后的行星表面進(jìn)行觀測和評估。在AIM 中，ESA 將LLCD 試驗中的光通信終端進(jìn)行改造，設(shè)計了AIM 環(huán)繞器的通信終端——OPTEL-D，如圖20 所示［65］。但由于德國2016 年的撤資，ESA 取消了AIM 計劃。

圖20 OPTEL-D 示意圖Fig.20 Schematic of OPTEL-D

5.1.1.3 火星激光通信驗證

NASA 于2003 年開始執(zhí)行MLCD 項目，目的是提供深空光學(xué)鏈路的早期經(jīng)驗。該項目由NASA/戈達(dá)德航天飛行中心（GSFC）管理，其星上子系統(tǒng)由MIT 林肯實驗室研制，如圖21 所示。地面子系統(tǒng)則由JPL 和MIT 林肯實驗室共同研制，將在400 萬公里的超長鏈路距離條件下實現(xiàn)1~10 Mb/ s 通信速率［66］。2004 年10 月MLCD項目成功完成了系統(tǒng)要求評審，又于2005 年3 至5 月完成了星上終端與地面終端的初步設(shè)計評審。星上終端計劃在火星通信軌道器（MTO）上進(jìn)行飛行試驗，原定于2009 年10 月發(fā)射。后來由于NASA 內(nèi)部的計劃變更，終止了MLCD 項目。其中，MLCD 的激光通信終端使用BLUEHALO 研制的IRU 提供參考光束，以抑制MLT望遠(yuǎn)鏡光學(xué)模塊中的機(jī)械抖動。

5.1.2遙感穩(wěn)像

隨著研究和應(yīng)用領(lǐng)域的不斷拓展，對于高分辨、寬幅遙感圖像需求與日俱增，這需要光學(xué)遙感衛(wèi)星觀測距離更遠(yuǎn)、分辨率更高，也導(dǎo)致對平臺穩(wěn)定性要求越來越嚴(yán)格。對地觀測衛(wèi)星平臺（數(shù)百千米）的指向精度要求小于10 μrad，光學(xué)與微波等遙感系統(tǒng)（數(shù)百~數(shù)萬千米）指向精度一般小于1 μrad，甚至要求小于0.05 μrad。國外穩(wěn)像技術(shù)發(fā)展比較早，從最早的單一穩(wěn)像技術(shù)到現(xiàn)在的綜合穩(wěn)像技術(shù)，已逐步應(yīng)用在空間光學(xué)遙感器上，取得了較好的效果，但對我國實行嚴(yán)格的技術(shù)封鎖。國內(nèi)在基于IRU 的圖像穩(wěn)定方面的研究起步比較晚，僅有中國科學(xué)技術(shù)研究院遙感衛(wèi)星研究所、長春光機(jī)所等單位進(jìn)行了初步的實驗研究［67］，但還未實現(xiàn)應(yīng)用。

2021 年，中國科學(xué)技術(shù)研究院遙感衛(wèi)星研究所的岳榮剛等人利用IRU 實現(xiàn)圖像像移測量，并實現(xiàn)了振動干擾下的圖像復(fù)原［68］。該文獻(xiàn)并未提及使用的IRU 技術(shù)指標(biāo)，利用IRU 測量信息與哈特曼傳感器測量信息的對比，驗證了基于IRU的像移測量精度，實現(xiàn)了退化圖像的恢復(fù)。結(jié)果表明，基于IRU 的像移測量方法具有較高的精度，誤差均方根值小于0.12 像素。當(dāng)圖像像移小于3.5 像素時，基于IRU 像移測量信息的圖像復(fù)原方法能夠?qū)D像的調(diào)制傳遞函數(shù)（Modulation Transfer Function，MTF）提升至退化圖像的1.61~1.88 倍。

2022 年，長春光機(jī)所的王昱棠等基于自研的IRU，實現(xiàn)了大口徑光電成像系統(tǒng)的穩(wěn)定［26］，系統(tǒng)原理如圖22 所示。實驗發(fā)現(xiàn)，無IRU 的系統(tǒng)像質(zhì)迅速惡化，空間頻率為20 lp/mm 時對應(yīng)的MTF 下降到0.2 以下，而配有IRU 的系統(tǒng)的MTF 高于0.65?？臻g頻率為30 lp/mm 時未配有IRU 的系統(tǒng)的MTF 趨近于0，而配有IRU 的系統(tǒng)的MTF 保持在0.4 以上，配備IRU 的光學(xué)系統(tǒng)與未配備IRU 的光學(xué)系統(tǒng)相比表現(xiàn)出更好的成像性能。

圖22 帶光束穩(wěn)定平臺的大孔徑電子光學(xué)系統(tǒng)示意圖Fig.22 Schematic diagram of large-aperture electro-optical system with Optical-beam Stabilization Platform （OBSP）

5.2 展 望

5.2.1量子通信——“墨子號”衛(wèi)星

量子通信是指通過量子糾纏效應(yīng)實現(xiàn)信息傳輸?shù)囊活愅ㄐ偶夹g(shù)，具有超強(qiáng)安全性、超大信道容量、超高通信速率、超高隱蔽性等特點(diǎn)，是當(dāng)今最具挑戰(zhàn)性的科技之一［69］。為推進(jìn)量子通信技術(shù)的發(fā)展，2016 年8 月16 日，我國于酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心成功發(fā)射了全球第一顆設(shè)計用于進(jìn)行量子科學(xué)實驗的衛(wèi)星—“墨子號”衛(wèi)星。該衛(wèi)星的ATP 有效載荷系統(tǒng)如圖23 所示，包括信標(biāo)激光器、粗跟蹤相機(jī)、精跟蹤相機(jī)、兩軸反射鏡、FSM 等，跟瞄精度達(dá)到0.4 μrad［70］。2022 年，中國科學(xué)技術(shù)大學(xué)潘建偉院士團(tuán)隊利用“墨子號”衛(wèi)星首次實現(xiàn)地球上相距1200 公里的兩個地面站之間的量子態(tài)遠(yuǎn)程傳輸，向構(gòu)建全球化量子信息處理和量子通信網(wǎng)絡(luò)邁出了重要一步［71］。未來，可考慮使用更高性能的IRU 替代信標(biāo)激光器應(yīng)用于“墨子號”衛(wèi)星的光電跟瞄系統(tǒng)中，以進(jìn)一步提高其跟瞄精度。

圖23 “墨子號”衛(wèi)星的ATP 有效載荷Fig.23 ATP payload of Micius satellite

5.2.2低軌衛(wèi)星通信遙感融合

低軌衛(wèi)星系統(tǒng)是獲取空間信息和破解寬帶數(shù)字鴻溝的重要基礎(chǔ)設(shè)施之一，通信與遙感融合是解決現(xiàn)有遙感和通信分治、衛(wèi)星重置、應(yīng)急業(yè)務(wù)響應(yīng)不及時等問題的有效途徑［72］。為推動我國低軌衛(wèi)星通信遙感一體化技術(shù)發(fā)展，2022 年3月5 日，我國在西昌衛(wèi)星發(fā)射中心用長征二號丙運(yùn)載火箭，成功將我國首次批量研制的銀河航天02 批批產(chǎn)衛(wèi)星（包括“北郵-銀河號”衛(wèi)星在內(nèi)的六顆低軌寬帶通信衛(wèi)星和一顆遙感衛(wèi)星）送入預(yù)定軌道［73］。2023 年7 月12 日，中國航天科工集團(tuán)宣布正式啟動超低軌通遙一體衛(wèi)星星座建設(shè)，計劃于2030 年完成300 顆星組網(wǎng)運(yùn)行，提供可見光、合成孔徑雷達(dá)、高光譜、紅外多類型全時向遙感服務(wù)體系，形成全球15 分鐘響應(yīng)能力［74］。低軌衛(wèi)通信遙感融合技術(shù)是世界各國未來的研究重點(diǎn)之一，IRU 作為視軸穩(wěn)定系統(tǒng)的核心部件，必將在低軌衛(wèi)星通信遙感融合建設(shè)中發(fā)揮重要作用。

5.2.3機(jī)載、車載、船載

除了上述提及的應(yīng)用于星載平臺，IRU 也可應(yīng)用于機(jī)載、車載、船載平臺。例如，利用IRU 進(jìn)行慣性穩(wěn)定可將高能激光束精準(zhǔn)投送到遠(yuǎn)距離目標(biāo)上、配有紅外望遠(yuǎn)鏡的飛機(jī)可在IRU 協(xié)助下完成觀測工作等等。未來可將IRU 越來越多地應(yīng)用在機(jī)載、車載、船載平臺。

6 結(jié) 論

運(yùn)動平臺光電跟瞄系統(tǒng)中，IRU 的主要作用是為光電跟瞄系統(tǒng)提供一束不受擾動影響的慣性參考光束。本文對IRU 及其應(yīng)用情況進(jìn)行綜述。首先，從視軸穩(wěn)定系統(tǒng)的原理出發(fā)，介紹了利用IRU 輔助FSM 實現(xiàn)視軸自準(zhǔn)穩(wěn)定的技術(shù)方案，指出平臺式IRU 相較捷聯(lián)式IRU 的優(yōu)勢。之后，從基于柔性支承的平臺式IRU 工作原理出發(fā)，闡述了系統(tǒng)慣性穩(wěn)定/慣性穩(wěn)定跟蹤兩種工作模式，建立了系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型。其次，綜述國內(nèi)外IRU 產(chǎn)品的研究進(jìn)展，指出我國在IRU 研發(fā)上與國外先進(jìn)水平存在的差距：擾動抑制帶寬與穩(wěn)定精度與國外相比低大約1 個數(shù)量級，分析支承結(jié)構(gòu)、慣性傳感、控制系統(tǒng)三項關(guān)鍵技術(shù)在提高IRU 擾動抑制能力方面的作用，梳理三項關(guān)鍵技術(shù)研究現(xiàn)狀的基礎(chǔ)上，指出三項關(guān)鍵技術(shù)的未來研究方向。最后，總結(jié)了IRU 的空間應(yīng)用情況，指出IRU 在我國空間尺度激光通信、遙感穩(wěn)像等領(lǐng)域的應(yīng)用潛力。研究結(jié)果有助于致力于視軸穩(wěn)定技術(shù)研究的學(xué)者們快速全面地了解IRU 的研究現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢，為進(jìn)一步提升IRU 系統(tǒng)的綜合性能提供有益借鑒。