航天器微振動測試、隔離、抑制技術綜述

譚天樂，朱春艷，朱東方，宋 婷，孫宏麗，顧 玥，楊 雨

（上海航天控制技術研究所，上海 200233）

0 引言

大量科學任務導致衛星本體結構及其所攜帶載荷多而復雜，無法人為控制的外界環境和復雜的內部環境，使衛星系統不可避免地長期處于振動狀態。雖然與衛星發射過程中的強烈振動相比，空間的振動環境較溫和，但隨著空間技術的發展，空間任務及工作載荷對高精度甚至超高精度的環境需求越來越迫切，航天器的微振動影響了衛星本體的姿態和質心位置，會導致各種衛星儀器性能不達標及姿控精度下降。因此，針對航天器的微振動，尋求航天器“超靜超穩”平臺，提高航天器姿態確定和姿態控制精度受到了極大關注。為解決航天器微振動問題，須剖析振動源，理清微振動產生的機理，進而采用振動抑制或隔離的措施實現對微振動的有效控制，最終達到衛星平臺的“超靜超穩”性能。本文對航天器微振動測試、隔離、抑制技術進行了綜述。

1 航天器振動源機理分析與建模

近年來國際上系列高分辨率遙感衛星相繼發射入軌，分辨率不斷提高。目前高分辨率的軍用偵察衛星已實現厘米級的分辨率，商業遙感衛星實現了優于0.5m的分辨率。美國近期發射的KH-13偵查衛星地面分辨率高達0.05m，2008年9月發射的GeoEye-1商業遙感衛星分辨率達0.41m。深空探測的空間望遠鏡分辨率比對地遙感衛星高1～2個量級。哈勃太空望遠鏡角分辨率達到了0.1″，指向精度則高達0.01″，以詹姆斯·韋伯太空望遠鏡為代表的下一代空間望遠鏡指向精度要求達到0.004″［1］。

多數航天器存在微振動擾動源，由于誘發微振動力學環境效應的幅值很小、頻率較高，對大部分航天器任務使命不會產生明顯影響，通常都予以忽略。但對高精度航天器，這種微振動環境效應將嚴重影響有效載荷的指向精度和姿態穩定度，會導致分辨率等重要性能指標顯著降低。分辨率等性能指標要求越高，對微振動誘發星體的顫振幅值（顫振窗口、顫振均方值等）的限制越嚴格，并與頻譜分布密切相關，故在高精度航天器設計中必須考慮微振動的影響。

微振動是指航天器在軌運行期間，星上轉動部件高速轉動、有效載荷中掃描機構轉動、大型可控構件驅動機構步進運動、變軌調姿期間推力器點火工作、低溫制冷器壓縮機和百葉窗等熱控部件機械運動、大型柔性結構受激振動和進出陰影時冷熱交變誘發熱變形擾動等誘發航天器產生的一種幅值較低、頻率較高的顫振響應，以及由柔性附件的振動引起的低頻擾動。研究微振動振源機理時，根據擾動在整個系統中傳遞的物理聯系，將所有子模型集成為一個整體，從系統級高度反映擾動對整個系統關鍵性能的影響，得到精確的集成模型，是振動隔離的前提和基礎。

微振動集成建模與評估研究現狀如下：

航天器微振動是影響高精度航天器指向精度和成像質量等關鍵性能的重要因素，因其力學環境極其復雜，工程上主要依靠理論建模和仿真評估方法進行分析和設計。可通過集成建模與綜合評估技術及其相關的成熟軟件系統等，了解國內外微振動集成建模與綜合評估技術研究發展狀況，綜合國外發展和國內需求分析關鍵技術，基于國內研究基礎給出相關技術研究的發展思路［2－3］。

a）集成建模相關技術

集成建模根據系統初始設計建立結構、光學和控制系統數學模型［4－5］。根據各子系統之力和力矩的傳遞關系建立系統集成模型。利用模型調整技術降低模型條件數以提高計算效率和可靠性；利用模型降階技術降低模型規模以提高計算效率；利用模型修正技術降低數學模型與真實系統描述的動態特性間的誤差。

為獲得適合控制系統設計的控制模型，建模時需對航天器模型進行簡化假設、非線性處理和模型降階；部分撓性部件在軌運行期間的轉動或展收運動，亦使動力學系統的結構特性和系統參數發生變化。因此，航天器控制模型是有非結構不確定性和實參結構不確定性的動力學系統。航天器在軌運行期間還受環境力矩和內部擾動等不確定干擾的影響及控制力矩的作用，這些因素易激起航天器撓性結構的振動，而結構振動與航天器控制作用發生耦合也會對航天器姿態產生擾動，影響航天器姿態的穩定性和控制精度，甚至會使航天器失穩乃至影響其安全。尤其是現代復雜航天器，某些低頻模態可能處于控制系統帶寬以內，結構振動和控制作用會發生耦合共振。另外，現代航天器的控制性能指標較大提高，系統要求姿態具高指向精度和穩定度，其他活動部件也有高定向精度和形狀控制精度。這些系統特性對航天器的控制系統設計提出了嚴峻挑戰。

集成建模的概念較新，但相關技術較成熟，需研究的主要問題是在復雜的系統集成模型中相關技術的使用。

b）綜合評估相關技術

綜合評估主要是在集成模型基礎上評估微振動力學環境影響下系統重要性能可否滿足指標要求，以及從系統高度綜合考慮各類因素影響以改進系統設計。相關技術主要有高精度航天器微振動擾動性能評估、參數敏感度分析、性能不確定性分析等性能分析技術，關鍵參數優化設計技術、擾動性能誤差分配技術等。擾動性能評估方法主要有解析、時域和頻域三類。

解析法根據現代控制理論，在擾動可用一個整形濾波器描述時，用Lyapunov分析方法直接計算系統關鍵性能的統計信息。該方法理論上可考慮所有頻率，不須考慮頻率分辨率或頻率范圍等問題。但受制于擾動模型的準確性，無法提供輸出在頻率范圍內的具體內容，只能給出狀態和輸出的整體方差；對大型系統求解Lyapunov方程需花費大量時間。

時域法根據系統集成模型和初始條件，用數值積分方法對整個系統進行仿真，根據仿真結果即可得系統關鍵性能隨時間的變化，可用統計分析方法分析系統性能可否滿足指標要求。該法的優點是：可分析瞬態影響；某些性能指標在時域提出，必須使用時域分析方法；可獲得時域響應與閾值的相交性和最大值。頻域法根據隨機振動理論，通過將實驗測量或理論分析得到的擾動頻域功率譜密度函數和系統從擾動到關鍵性能的傳遞函數相乘得到系統關鍵性能的頻域分布函數，再通過頻域積分即可得關鍵性能的統計信息。

頻域法的優點是計算簡單，可覆蓋所有頻段等，但實際應用時會有問題：實驗或解析分析均需人的參與才能生成功率譜密度函數，可能帶來誤差；數值積分時，頻率步長取得過小會造成重要的窄帶特征丟失（如小阻尼模態）。

等性能法將系統性能指標相等作為約束條件，用數學方法找到滿足約束條件的關鍵參數的軌跡或集合，從而在保證性能相等而不是在降低性能的條件下，通過調整關鍵參數折衷系統設計方案。等性能法在其他領域得到了充分發展。GILHEANY提出了一種針對多自由度系統選擇最優阻尼器的方法［6］。根據美國國防部提高工作效率的要求，KENNEDY等提出了一種等性能分析方法，并闡述了在軍隊管理和航空技術領域的應用［7］。WECK等針對集成建模提出了等性能法，包括隨機搜索法、梯度跟蹤法和曲線（面）擬和法等［8］。等性能分析結果通過多目標優化用于誤差分配。與完全人工誤差分配方法相比，該法避免了人的主觀因素帶來的估計，更符合系統真實物理特性。

綜合評估技術基本理論研究較多，但在系統性能綜合評估中應用較少。

c）成熟的集成建模和綜合評估軟件系統

自20世紀90年代初開始，NASA在起源計劃（Origins Plan）中研制的各類高精度空間觀測系統都應用了微振動集成建模和綜合評估技術。由于系統結構復雜，光學分辨率要求極高，遠超出目前技術水平，NASA委托麻省理工大學的空間系統實驗室（SSL）進行系統分析設計。為此，SSL基于IMOS開發了一套微振動集成建模和綜合評估分析軟件DOCS。該軟件基于 MATLAB開發，實質上是MATLAB的一個工具箱。1997年MELODY等利用噴氣推進實驗室JPL的高精度干涉測試臺（MPI），通過比較測量和預測的閉環傳遞函數驗證了微振動集成建模分析技術的可靠性。

為接替HST的控制探測任務，NASA從20世紀90年代初就開始研制下一代空間望遠鏡（GST），后命名為JWST。JWST各方面性能遠超過HST，孔徑從2.4m增大為8m，角分辨率從0.1″提高到0.004″，遮陽罩面積達200m2。對此巨大復雜系統，NASA開發了集成建模環境（IME）。與DOCS相比，IME除可進行微振動集成建模和擾動性能評估外，還包含流程管理、文件管理和數據管理等功能。因IME完全面對工程型號，故更具實用性，而DOCS較強之處是具有敏感度分析、不確定性分析和等性能分析等功能。總體來講，DOCS更面向科學研究，IME更面向工程實用。

近年來，微振動集成建模與綜合評估技術還廣泛用于高分辨率地面望遠鏡的建模分析，如30m望遠鏡（TMT）和超大望遠鏡干涉儀（VLTI）。

2 微振動源測量方法

為提高航天器指向精度，需結合航天器結構特點以及振動傳感器與作動器的選取，設計合適撓性多體系統航天器的振動抑制策略，因此衛星微角顫振高精度測量與控制是實現衛星平臺與遙感系統等有效載荷高精度姿態指向的前提與基礎。航天器微振動測量主要分地面振動測試、在軌運行振動測試兩方面。

2.1 航天器微振動地面測試方法

航天器結構的微振動地面測量主要有加速度傳感器測量和激光測振兩種方法。根據兩種測量方法的特點，在航天器地面測試方法的研究和應用中，以加速度傳感器測試為主，采用激光測振作為結果校驗的輔助手段。

a）加速度傳感器測試

2010年，北京衛星環境工程研究所搭建了微振動信號的地面模擬試驗臺架，采用激振器激勵航天器結構試驗件。在試驗過程中，采用電容式加速度傳感器測量結構的微振動響應信號，通過信號適調系統進行采集信號的放大和濾波處理，并實時采集分析數據。

b）光學非接觸式振動測試

2010年，北京衛星環境研究所為驗證微振動加速度的測量結果，用德國Polytec公司的OFV055型激光測振儀對航天器試驗件進行非接觸測量，并對加速度傳感器的測量結果進行校驗。

兩種測量方法均能滿足航天器微振動測量的要求，但各有優缺點。激光測振是一種成熟的非接觸式測量技術，其原理是利用多普勒頻移和干涉技術進行測量，優點是對被測結構無影響，但該測量方法在空間應用困難，另外難以測量組裝后的航天器內部結構，且測點不宜很多［9］。

2.2 航天器在軌運行微振動測試

衛星微角顫振是指衛星平臺和有效載荷等的敏感軸數十微弧至0.05μrad量級的角位移寬帶高頻振動（1～1 000Hz），一般由衛星平臺自身及其相關載荷等的運動或擾動引起。

a）基于磁流體技術在軌微振動測試

目前成功用于衛星在軌微角顫振高精度測量的慣性傳感器主要有兩類：磁流體效應（MHD）角速度傳感器（ARS）和流體旋轉差動感應（FDI）角位移傳感器（ADS）。

2006年5月，美國發射GOES-N靜止軌道環境衛星，其跟蹤定位颶風的精度較上一代衛星高4倍，平臺分辨率400m，角位移控制精度25μrad。2006年1月，日本發射先進陸地觀測衛星ALOS，用于高分辨率圖像的精確地理位置測定，指向測定精度達到3.49μrad。ALOS衛星的指向定位系統融合運用了星跟蹤器、陀螺、角位移傳感器等的數據，獲得了優良的指向測定精度。

深空探測等航天器需精確的星追蹤、定位、指向，并由此期望高速率數據傳輸技術。光學通信是解決高速數據傳輸的方法之一，其對指向精度要求達到毫弧量級，并需對其安裝平臺進行微振動監控（包括角顫振）以修正其指向與偏差，且角位移測量精度要求達到弧度量級。美國已開始研制和試驗激光通信高速數據傳輸技術。JPL的通信結構研究部為NASA研發星追蹤與定位與指向技術，其角位移測量精度為30nrad，研制的用于深空探測光學通信的望遠鏡系統，平臺微振動測量精度為微弧量級［10-11］。

MHD-ARS系列慣性角速度傳感器由美國ATA研制，該類傳感器的實際輸出可通過電路或軟件處理為角加速度、角速度或角位移信號。MHDARS-12型是ATA目前最先進的角速度傳感器，其噪聲當量角優于35nrad，頻帶寬度1～1 000Hz，甚至可測量10nrad的離散慣性微角顫振。MHDARS慣性角速度傳感器已成功用于靜止軌道環境衛星GOES系列等多個衛星平臺，可提供精確的光學指向和跟蹤平臺角位移信息。MHD角速度傳感器可輸出角加速度、角速度、角位移等角顫振信息，寬動態范圍（大于100Hz）；高測量精度（均方差小于0.1rad）；寬測量頻帶（1～1 000Hz）；整體結構簡單，體積小、質量輕、功耗低；交叉軸相干影響和線加速度不敏感；無活動部件，可靠性高；無機械飽和，在定向時能快速響應；適應溫度環境較寬；耐受高加速度沖擊環境。

b）基于光學技術在軌微振動測試

HST的系統姿態確定精度達到毫角秒量級，衛星姿態控制精度達0.007″。星上敏感器有精確制導敏感器（FGS）3個，其中2個用于姿態指向控制，1個作為科學儀器。精確制導敏感器與望遠鏡共享視場，能將每個FGS的瞬時視場僅5″×5″，瞬時視場通過選星伺服系統改變方向，可以在約（69′）2的視場中移動，FGS光路中的干涉器部分由偏振分光器和兩個科斯特棱鏡組成。FGS不但可根據星表信息實現天文導航、高精度姿態確定，而且能通過對固定天體的觀測，光學干涉信息提取，實現寬頻微振動測量。此時，恒星即被視作慣性空間中穩定光源，航天器的微振動引起入射光線矢量微小變化，引起FGS干涉特性的改變，進而檢測航天器的振動信息。

2.3 微振動測試的智能材料

智能結構中傳感器實現將機械量（應變、位移、速度、加速度）轉化為非機械量（電、光等）。智能材料結構中常用的傳感器主要有電阻應變片、疲勞壽命絲、壓電材料傳感器、碳纖維、半導體材料和光纖傳感器等［12］。

3 振動抑制方法

最初對撓性結構振動的處理方法是頻率隔離法，其控制策略是使撓性結構的振動與中心剛體控制系統的耦合盡量小，設法避開撓性振動的影響，使設計的控制器可隔開控制系統的頻帶寬度與模態頻率。之后，發展了被動振動控制、主動振動控制和主被動振動控制等多種方法。

相對于剛體衛星，撓性衛星因帶各種撓性附件，結構變得更復雜，增加了建模和控制等的難度。為提高撓性衛星的控制精度，除改進姿態控制算法外，還可采用在軌辨識技術。其控制器設計采用了陷阱濾波器，而濾波器的設計需精確獲知衛星的關鍵模態頻率，因此引入了在軌辨識技術。為避免衛星姿態因在軌辨識時的激勵而失去基準，最好采用閉環在軌辨識的方式，即辨識時保持控制器工作。此時辨識得到的參數實際上并不是衛星撓性附件的模態參數，而是包括控制器在內的整個受控系統的特征參數，該值與控制器參數相關。

3.1 撓性多體系統航天器參數辨識技術

撓性衛星在軌辨識是一項新技術，最早利用在軌辨識技術的是1989年美國的Galileo木星探測器，其控制器設計采用了陷阱濾波器。

模態參數辨識是系統辨識的一個部分。用模態參數描述系統的特性，系統參數為模態參數，此時的系統辨識稱為模態參數辨識，故有關力學系統建模的一般理論和方法可適用于模態參數辨識。近十年中，大量研究成果集中于將傳統模態參數分析技術中的成熟算法移至基于輸出的模態分析方法中，以解決傳統方法無法解決的實際問題，并建立了相應的算法體系。大部分研究集中于提高辨識精度和算法穩定性。模態參數辨識方法涉及振動理論、信號分析、數據處理、數理統計、計算機及自動控制等多種學科，尤其是新興學科，目前尚無統一的分類方法。根據辨識域，參數辨識方法可分為時域法、頻域法及時頻域法。

3.1.1 頻域辨識法

常見的頻域辨識法有峰值拾取法（PP）、復模態指示函數（CMIF）、頻域分解法（FDD）、多項式擬合法、極大似然識別法（MLI）、PolyMAX。

通過傅里葉變換將信號由時域轉換到頻域，基于快速譜計算的發展，模態參數辨識的頻域方法先于時域方法成熟。Wiener-Khintchine定理的提出，使平穩隨機過程的自相關函數與自功率譜建立了對應關系，在假設輸入為白噪聲條件下，頻域辨識方法用輸出信號的譜密度函數替代傳統辨識方法使用的頻響函數，并用于識別輸入未知的模態參數。頻域模態參數辨識方法物理概念清晰，常用于小阻尼，信噪比較高，固有頻率分散的系統，計算時需采樣平均，花費時間較長，且涉及復數運算，特別是時域數據經離散傅里葉變換到頻域后會導致精度缺失，因此頻域方法在數值上不易改善，這些因素對頻域算法產生了負面影響。

3.1.2 時域辨識法

隨著計算技術的發展，時域辨識方法也得到了快速發展。時域法無須將測得的響應信號轉換到頻域中，避免了因數據變換而起的信號處理誤差（泄漏、迭混、加窗等）。20世紀70年代，IBRAHIM首先提出了利用系統的自由響應采樣數據建立時域模型識別模態參數的方法，即Ibrahim時域法（ITD），ITD法體現了采用所有的測試數據同時進行模態參數辨識的理念，推動了模態參數時域辨識方法的發展［13］。

此外常用到的還有特征實現算法（ERA）和多／單參考點復指數方法（P／SRCE）等［14］。目前，時域方法的處理手段及估計密集模態均優于頻域方法。許多參數辨識方法的數學背景相似，僅應用對象有所不同（數據縮減、方程解法、矩陣序列操作等），大致可分為基于離散時間數據模型的方法（ARV，ARMAV）、將脈沖響應實現擴展到相關函數的方法（ERA-DC，NExT／LSCE）和隨機子空間方法SSI（CVA，BR）等數類。基于輸出的時域方法用輸出時間歷程和輸出協方差作為主要數據，替代了傳統方法使用的輸入－輸出時間歷程和脈沖響應函數。

3.1.3 時頻域法

上述大部分時域和頻域辨識方法只能處理平穩響應信號，要求激勵是平穩的，但實際響應信號并不總能滿足平穩性要求，因此需要辨識方法具備時頻域的分析功能。信號的時頻表示方法是針對頻譜隨時間變化的確定性信號和非平穩隨機信號發展起來的。

近年來研究較多的時頻表示方法主要有WVD（Wigner-Ville Distribution）分布，短時傅里葉變換（STFT），小波變換（WT），時變 ARMA參數化模型以及Hilbert變換。時頻表示分為雙線性時頻表示和線性時頻表示以及其他形式的時頻表示［15－25］。響應信號的 WVD實際上是一種雙線性變換，其缺點是能量分布存在交叉干擾且可能出現負值，同時交叉干擾將影響特征分辨率。為抑制交叉項而使能量分布更集中，設計了多種改進的雙線性時頻分布。

與雙線性時頻分布相比，具有線性變換特性的STFT不存在交叉干擾，且其對應的能量分布始終為正，但使用STFT會導致頻率分辨率降低，因而出現了WT辨識模態參數的方法。它與一般時頻分析的區別是：一般時頻分析在時間－頻率面上表示非平穩信號，而小波分析是在所謂的時間－尺度的二維平面上描述非平穩信號。WT能將任何信號映射到一組由基小波伸縮、平移而成的小波函數上，以實現信號在不同時刻、不同頻帶的合理分離而不丟失任何原始信息。這些功能為動態信號的非平穩描述、機械零件故障特征頻率的分析、弱信號的提取提供了高效工具。

STFT假定信號在分析窗內是平穩的，結果受窗長的約束，短時間窗能提高時間分辨率，但卻降低了頻率分辨率；相反，長時間窗雖能提高頻率分辨率，但降低了時間分辨率，因為根據不確定性原理時域分辨率和頻域分辨率相互矛盾。WT采用了變窗技術，但它是一種時間－尺度的線性變換，不能直接作為時變功率譜的解釋，不利于解決非線性問題。WVD不使用窗函數，時頻分辨率非常好，能準確反映信號能量隨時間和頻率的分布，但WVD存在交叉項干擾，這很大程度限制了其應用［26］。分數階傅里葉變換（FRFT）在形式上與WT相似，不存在交叉項，且可反映相位信息，其計算遠較傳統的FT復雜，但有比FT更普遍的特性和更廣泛的應用對象，因此FRFT在模態參數辨識領域有更好的應用前景［27－28］。用時頻分析和WT從結構輸出響應中辨識模態參數還需解決可辨識性問題。

針對平穩隨機激勵，僅利用輸出響應辨識結構模態參數的時域、頻域方法比較系統；針對非平穩結構響應，時頻域方法和WT等方法最有前途，但目前尚未形成系統的工具，還未有大規模應用。

3.1.4 智能辨識法

對非線性系統，傳統辨識方法常難以獲得滿意結果，且不能同時確定系統的結構與參數，難以得到全局最優解。隨著智能控制理論研究的深入及廣泛應用，出現了神經網絡、遺傳算法（GA）等新型的智能系統參數辨識方法。

近年來，GA在參數辨識領域中的應用日益得到重視。用GA對非最小相位、線性、時不變（NMP-LTI）系統的參數進行盲辨識，能識別階數預先確定的系統參數，且對階數亦不敏感。用GA解決IIR信道的估計問題，克服了以往方法中需預先知道信道階數的缺點，可同時辨識系統參數和信道階數［29］。

3.1.5 強噪聲背景中弱信號的提取和分離

目前，對基于響應的模態參數進行辨識需分析測得的響應信號，但獲得的響應信號并非都能直接用于參數辨識，因為在實際測量過程中信號會是非平穩的，且會混有大量噪聲，真正有利用價值的信號相對較弱。這時需對信號進行處理，從大量背景噪聲中提取分離出可用于模態分析的有用信號成分。目前在模態參數辨識領域中針對此的分析和解決并不多見。

信號處理中的自分離（BSS）技術也可考慮作為一種解決方法。BSS因無任何信號源的先驗知識，常假設信號源是零均值且相互統計獨立［30－31］。對非線性系統也有多種處理方法，如可利用buffing混沌振子、隨機共振原理來濾除背景噪聲，檢測微弱信號等［32－34］。理論上，高階統計量可完全抑制高斯白噪聲及有色噪聲，利用高階譜（統計量）（HOS）進行信號處理，可在信號檢測、參數估計和分類問題中抑制譜分布未知的高斯噪聲，檢測時間序列的非線性，重建信號或系統的幅值和相位響應等［35］。

3.2 撓性多體系統航天器振動抑制控制技術

航天器結構的復雜性，使航天器具有較大的不確定性，而運動的復雜性則使航天器運動分析存在不確定性。另外，在微重力環境中地面實測信息少，撓性結構的振動與控制系統間的耦合難以確定。如1958年的美國Explorer-I探測器由于附件的振動，導致整星喪失功能；國際-5號通信衛星帆板的高階扭轉模態與驅動系統發生諧振導致帆板停轉和打滑；1990年美國的Hubble望遠鏡在進出陰影區時由于熱變形引起彈性振動，導致姿態穩定度未達到要求的指標而降低了圖像的質量。為解決該問題，需普遍提高控制系統的性能，引入并發展了自適應、變結構、魯棒、智能等多種非線性控制方法。

迄今為止，振動控制技術可分為被動控制技術（PVC）、主動控制技術（AVC）和主被動一體化控制技術（IpAVC）三類。

3.2.1 被動振動控制

被動振動控制從原理上大致可分為兩類：一種是將被控對象與振源分開，或將對象的振動能量吸收到其他結構上的能量分流；另一種是將振動能量在結構的局部區域或邊界上損耗的能量耗散方法。能量分流方法主要用于對結構局部區域進行控制，而能量耗散方法常被用于控制整個結構的行為，減少結構因內外擾動而導致的振動。

最初對撓性結構振動的處理方法是頻率隔離法，控制策略是使撓性結構的振動與中心剛體控制系統的耦合盡可能小，設法避開撓性振動的影響，以使設計的控制器將控制系統的頻帶寬度與模型頻率隔開，通常撓性模態的基頻比控制系統頻帶高約1個量級。這樣模態運動對控制系統的影響很小，而模態運動可依靠自身的阻尼逐漸衰減。頻率隔離法不會增加航天器控制系統的復雜性，但當振動模態頻率過低時，該法并不適用。

通常，結構的被動振動控制是指結構系統的阻尼設計，以減振墊、約束阻尼結構為代表，所有被動阻尼設計的目標是最大程度地吸收并耗散感興趣的頻率段內的模態應變能［36］。

在國外，阻尼器的開發與應用已較成熟，渦流阻尼器、黏滯阻尼器、機械摩擦阻尼器、黏彈性阻尼器都已有在軌應用的工程經驗［37－40］。典型應用見表1。我國目前正在起步階段。

3.2.2 主動振動抑制

隨著科學技術的發展，以及對振動環境、對產品與結構振動特性要求的越來越高，被動振動控制技術的局限性已顯露，如控制缺少靈活性，在重量等約束的條件下結構阻尼的增加有限，甚至在有些情況下，可能會產生相反的作用，難以滿足要求。因此，除在被動振動控制領域內繼續研究更有效的減振方案外，還在尋求新的振動控制方法——主動振動控制。

經過近30年的研究，目前已出現出了多種振動主動控制方法。除分力合成和輸入成型方法引起注意外，其他一些振動抑制方法也得到了廣泛的關注。根據在不同域內設計規律，可分為時域設計法和頻域設計法。時域設計法是在狀態空間內進行，頻域設計法是在頻域或復頻域內進行。目前實際使用較多的是時域設計法，有分力合成法、輸入成型法、特征結構配置（極點配置）、直接速度反饋控制法、最優控制、自適應控制、模態空間控制、變結構控制、神經網絡控制、模糊控制、魯棒控制，以及智能材料和智能結構等。

4 微振動隔離作動器

目前，部分星載高精度光學儀器，對平臺的姿態性能提出了很高要求，而采用的隔振措施主要為柔性聯機或被動阻尼隔振，其隔振頻率范圍小、振動衰減小，且降低了固有頻率，易產生共振。基于并聯平臺的微振動控制系統可為高精密光學設備提供良好的力學環境，這類系統以并聯機構為基礎，采用高性能作動、傳感和控制器件及先進的控制策略，可進行六自由度振動的主動控制。

4.1 衛星執行機構振動測量

4.1.1 飛輪擾動力／力矩測量臺

NASA下屬的哥達德空間飛行中心采用的測量方法是利用瑞士奇石樂公司生產的力／力矩測量臺對飛輪的擾動力和擾動力矩進行直接測量。測量時，用測試夾具將飛輪固定在測量臺面上，飛輪旋轉軸與臺面中心軸保持一致，通過4個安裝在測量臺內部的三軸力傳感器采集飛輪作用于測量臺臺面上的擾動力，不同方向上的測量值通過加權能換算出相應方向飛輪擾動力的大小，根據測量臺尺寸參數計算得到相應擾動力矩的大小。

4.1.2 氣浮式飛輪振動測試系統

日本宇宙航空開發機構筑波空間中心開發了一套氣浮式飛輪振動測試系統，可采集和分析飛輪的徑向振動信號。利用氣浮技術建立的飛輪振動測試系統采用6個氣浮墊實現對滑動平臺底面和兩側的支撐，使其近似無摩擦影響。氣浮式飛輪振動信號測試系統數據分析以幅值譜分析方法為主。該系統的主要誤差源為滑動平臺與氣浮墊間的摩擦和試驗環境中氣壓及氣流的影響。此外，受測量方法的限制系統僅能測到飛輪徑向擾動力的數據，而且獲得的試驗數據中還包含一定的飛輪擾動力矩與力間的耦合作用成分。因此，這套系統仍需完善，數據精度有待提高。

4.1.3 飛輪擾動測試實驗系統

美國MIT空間系統實驗室與哥達德空間飛行中心合作，對飛輪與航天器結構間的耦合影響進行了研究，采用的飛輪擾動數據主要以哥達德空間飛行中心提供的為主，空間系統實驗室為更方便展開研究，建立了一套限于實驗室采用的測試實驗系統。整個系統總重為6.33kg。空間系統實驗室利用該實驗系統對飛輪擾動特性進行了測試，分析并研究了飛輪擾動與結構響應間的關系，對擾動在結構中的傳播進行了研究，為該實驗室在飛輪擾動研究中提出的理論成果提供了充分的研究條件，有力地補充了飛輪擾動研究中理論分析的不足，并豐富了飛輪－桁架間耦合影響分析研究。

目前，我國在衛星執行機構振動測試方面的研究取得了一定的進展，但多僅限于理論方面，還未形成一定的工程應用。

4.2 衛星執行機構振動隔離

NASA于20世紀80年代對HST的反作用輪擾動進行深入研究。1990年，EYERMAN等對高精度航天器微振動力學環境進行了總結，認為影響最大的擾動源是反作用輪組和熱抖動。MELODY于1995年利用單個反作用輪擾動實驗數據導出了反作用輪組的隨機擾動模型。MASTERSON根據試驗結果推導出反作用輪組的擾動模型。控制力矩陀螺因其具有力矩放大系數高、快速響應的優點，將逐漸取代飛輪成為航天器姿態控制的執行機構，研究由控制力矩陀螺引起的航天器微振動可借鑒對反作用輪的研究結果。

第一個在軌隔振系統是Honeywell公司為哈勃太空望遠鏡提供的被動式隔振系統，主要針對來自反作用飛輪的振動擾動，能顯著減弱動量輪旋轉軸彎曲引起的擾振。截至2007年，多個系統的混合式在軌隔振器陸續通過飛行試驗，部分已作為成熟技術成功應用于航天器有效載荷的隔振系統。VISS是世界上第一個進行空間試驗的在軌隔振系統，2005年該系統作為成熟技術應用在一小型中波段紅外望遠鏡上。該系統采用六足的混合隔離支撐結構，它同時提供被動和主動阻尼隔離，

目前，商業用控制力矩陀螺主要來自于Honeywell公司和EADS Astrium-Teldix公司。World-View-1、2和Pleiades-HR觀測衛星均采用了控制力矩陀螺作為執行機構，且應用了整體隔振的隔振技術，可將旋轉部件產生的振動降至很低的水平。

5 微振動仿真測試試驗床

微振動仿真測試試驗床是在上述理論研究基礎上，以物理仿真手段，通過高精度復雜航天器微振動建模與抑制性能評價地面試驗床的開發與研制，實現對微振動建模理論的驗證、微振動抑制理論算法及硬件隔振手段有效性與指標的考察。該系統研制中應充分考慮系統集成、試驗系統的通用性，建立一套微振動建模、測量及抑制性能的評價標準。

微振動集成建模技術在各類高精度航天器設計分析中應用廣泛。1993年立項的空間干涉任務POINTS和1995年航天飛機干涉實驗SITE不同程度借鑒了集成建模的觀念。1999年麥道航空公司將這套方法用于地球觀測系統（EOS）的分析和設計。2002年Ball Aerospace利用MATLAB開發了集成望遠鏡模型（ITM），對空間望遠鏡進行建模分析。近年來，微振動集成建模與綜合評估技術還廣泛用于高分辨率地面望遠鏡的建模分析，如30m望遠鏡（TMT）和超大望遠鏡干涉儀（VLTI）。為驗證微振動集成建模與綜合評估技術的正確性并研究微振動控制系統的有效性，各研究機構設計了大量的實驗設備。規模較大、較成熟的有Honeywell公司的衛星控制實驗臺、JPL的高精度干涉實驗臺和SSL的起源實驗臺。

5.1 Honeywell公司的衛星控制實驗臺

在研制低軌激光通信衛星過程中，Honeywell公司利用衛星控制實驗臺驗證振動控制技術能否滿足對指向和相角精度的要求。

實驗臺長4.57m，由9塊邊長0.51m的正方體桁架結構組成；桁架梁為直徑0.038m，厚0.889mm的鋁管，連接點為直徑0.051m 的鋁球；整個結構懸掛在天花板上。在結構兩端分別安裝兩塊0.025m厚鋁蜂窩板，其中心可附加質量塊調整結構質量。實驗初期利用信號發生器和激振器模擬反作用輪組的擾動，后期使用真實的反作用輪組。利用高精度望遠鏡仿真設備測量系統光學輸出。

5.2 JPL的高精度干涉實驗臺

針對空間干涉任務（SIM），JPL從20世紀80年代末開始研制了一系列實驗臺，包括Micro-arcsecond Metrology Testbed （MAM）、MAM ＋、MAM ＋ ＋、Thermo-Opto-Mechanical Testbed（TOM）、System Testbed-1（STB-1）和 STB-3。STB-3進一步發展成高精度干涉實驗臺MPI。

MPI的尺寸和功能與SIM相同，在地面達到10nm量級的光學干涉成像。MPI為7m×7m×6.5m的桁架結構。桁架梁為薄殼6061-T6鋁管，通過鋁蜂窩板支撐光學元件。反作用輪安裝在橋臂和塔架相交部位。在桁架外懸掛一激光發生器，模擬星光。通過右側橋臂上的光學元件形成參考光路，在另一個橋臂上形成外部光路。桁架結構基頻約7.7Hz，模態阻尼比約1%。通過懸掛和氣墊彈簧，其剛體模態頻率小于0.1Hz。

5.3 SSL的起源實驗臺

為驗證集成建模分析技術，SSL開發了起源實驗臺（OT）。

OT為同一平面內4個成90°的橋臂組成的桁架結構。鋁合金桁架梁外徑9.53mm、厚1.47mm，通過鋁合金球連接。橋臂的桁架梁組成正方形地面的金字塔形狀。每個橋臂距實驗臺中心1.375m。在橋臂面上為一個高2m的塔架，與橋臂桁架相同。整個結構通過螺栓連接在一鋁框架上。桁架構成實驗臺的光學部分，鋁框架構成實驗臺的控制部分。激光干涉儀的3個通道可高精度測量高頻光程差。2個固定于天花板上的平面鏡提供外部參考。用CCD記錄激光光斑位置以測量系統指向性能。實驗臺測得的信息包括轉角、角速度、光學相角和指向。實時控制計算機收集姿態敏感器采集的姿態信息并產生穩定姿態的命令信號，形成控制系統閉環回路。

5.4 國內研究現狀

為實驗驗證主動控制下的微振動平臺的減振效果，上海交通大學微振動國家重點實驗室搭建微振動控制實驗平臺，采用Filtered-X LMS的自適應控制方法進行控制。以液壓振動臺為振源，通過連接桿上的作動器抑制振動傳遞，控制過程由NI公司的實時控制器實現。

實驗系統主要由作動器、加速度傳感器、信號源、控制器、信號放大器、功率放大器和動態信號分析儀等組成。

6 結束語

為提高撓性衛星姿態控制精度，給光學、試驗等載荷提供超靜超穩平臺。在該領域的后期研究中需以動力學建模與評估為基礎，通過深入開展高頻微振動抑制與隔離技術的研究，以微振動測試與地面仿真測試方法為驗證手段，建立航天器微振動測量、隔離、抑制技術的基礎理論，突破以下關鍵技術：航天器微振動環境干擾源的清理與振動特性分析；建立具有高精度、高效率、通用性特點的集成動力學建模與評估體系；針對不同的微振動干擾源，深入研究航天器微振動控制抑制策略，形成微振動隔離與抑制的理論基礎；構建航天器微振動測量、隔離、抑制策略技術通用地面半物理仿真測試平臺。目前，微振動測試與隔離技術在我國尚處于初級理論研究階段，高精度高穩定平臺要求與我國目前的技術水平存在較大差異，相信通過以上理論研究與關鍵技術攻關，將建立完整的理論體系，提高我國的衛星姿態控制能力，為實現高分觀測、高精度空間指向、交會對接等空間任務提供技術支持。

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