動靜隔離、主從協(xié)同控制雙超衛(wèi)星平臺設(shè)計

張 偉，趙艷彬，廖 鶴，趙洪波

（上海衛(wèi)星工程研究所，上海 200240）

0 引言

隨著高分辨率對地觀測、大比例尺立體測繪、激光通信、深空觀測等未來先進(jìn)航天器搭載的有效載荷越來越精密，對衛(wèi)星平臺提出了超高指向精度、超高穩(wěn)定度（雙超）的需求［1－5］。如未來1∶5 000比例尺測繪衛(wèi)星指向精度需求達(dá)到5×10－4（°）量級，姿態(tài)穩(wěn)定度需求達(dá)到5×10－6（°）／s量級。但采用當(dāng)前的衛(wèi)星平臺設(shè)計方法，指向精度僅為10－3（°）量級，姿態(tài)穩(wěn)定度10－4（°）／s量級，已無法滿足需求。因此，先進(jìn)航天器的“超精超穩(wěn)”控制已成為衛(wèi)星平臺有待突破的瓶頸。制約衛(wèi)星平臺超精超穩(wěn)的主要因素是活動部件和撓性部件引發(fā)的平臺干擾［6］。活動部件如飛輪、制冷機、推力器等工作時產(chǎn)生的各頻段隨機擾動和振動，極大地影響了衛(wèi)星平臺指向精度和姿態(tài)穩(wěn)定度，是引起載荷振動的主要原因。太陽帆板、大型展開天線等撓性部件不僅引發(fā)衛(wèi)星平臺的干擾，而且其低頻模態(tài)也極大地限制了控制系統(tǒng)帶寬，導(dǎo)致控制系統(tǒng)性能不能發(fā)揮。目前，針對衛(wèi)星平臺干擾，主要采用抑制與隔離兩種方法。本文對一種振源與載荷動靜空間隔離、控制主從協(xié)同”的雙超衛(wèi)星平臺設(shè)計進(jìn)行了研究。

1 基于隔振器的平臺干擾抑制方法

目前，抑制衛(wèi)星撓性附件抖動和活動部件振動的主要手段有被動隔振、主動隔振及主被動隔振方法。

1.1 被動隔振

被動隔振是指在振源與系統(tǒng)間加入彈力剛性單元、能量耗散單元（吸收振動）或能量阻尼單元（負(fù)載振動路徑）所構(gòu)成的子系統(tǒng)。

被動隔振裝置是一緊湊的連接器，結(jié)構(gòu)簡單，實現(xiàn)易，經(jīng)濟性好，可靠性高，且無需外部能量和信息，對衛(wèi)星平臺活動和撓性部件的被動隔振技術(shù)進(jìn)行了大量研究和應(yīng)用。某衛(wèi)星飛輪隔振如圖1（a）所示。通過抑制飛輪不平衡引起的振動，使衛(wèi)星姿態(tài)穩(wěn)定度精度提高了1倍。Hubble太空望遠(yuǎn)鏡帆板隔振裝置如圖1（b）所示，此隔振裝置極大地降低了帆板對衛(wèi)星的干擾。

被動隔振器模型如圖1（c）所示［7］。圖中：m為隔振對象質(zhì)量；k為隔振器剛度；c為阻尼系數(shù)；x為隔振對象鉛直位移；u為基座鉛直位移。

圖1 被動隔振器及其模型Fig.1 Passive isolator and model

根據(jù)力學(xué)定律，被動隔振系統(tǒng)的動力學(xué)方程為

對式（1）作拉氏變換，可得被動隔振器的傳遞函數(shù)

式中：ξ為隔振系統(tǒng)阻尼比；ωn為隔振系統(tǒng)固有頻率。不同阻尼比下被動隔振器性能計算結(jié)果如圖2所示。

圖2 被動隔振器性能Fig.2 Performance of passive isolator

1.2 主動隔振

主動隔振是利用智能作動器進(jìn)行隔振，是動力學(xué)、控制理論、計算機技術(shù)、測試和信號分析技術(shù)，以及材料科學(xué)的綜合。它利用控制技術(shù)抑制振動，控制需要外界提供能源，主要針對中低頻微振動進(jìn)行抑制。

目前用于載荷振動隔離的典型主動隔振系統(tǒng)主要為多桿并聯(lián)構(gòu)形，如正交六桿組成的Stewart平臺，結(jié)構(gòu)如圖3所示，其隔振頻帶可到5～100Hz［6］。

主動隔振系統(tǒng)的優(yōu)點有：能克服被動隔振時低頻放大與高頻抑制的矛盾，并可根據(jù)環(huán)境變化隨時改變控制算法，克服被動隔振時基座隔振和載荷擾動抑制矛盾。但主動隔振需額外提供能源及測量信息，要求有控制器、作動器、傳感器和放大器等，控制系統(tǒng)可能產(chǎn)生不穩(wěn)定性，且主動隔振失效會使系統(tǒng)失去隔振性能。此外主動隔振還有反饋控制的“水床效應(yīng)”，即降低某頻段干擾時會導(dǎo)致另一頻段干擾放大［8］。

圖3 基于Stewart平臺的主動隔振系統(tǒng)Fig.3 Active isolation based on Stewart system

為克服被動隔振與主動隔振的缺點，本文設(shè)計了一種主被動隔振方式。主被動隔振綜合了兩種隔振的優(yōu)點，即相對主動隔振減小了能源需要，主動級失效后，被動級仍可提供部分隔振。但若主動控制設(shè)計不佳，可能衰減被動隔振性能，且主被動隔振同樣達(dá)不到完全隔振的效果。

綜上所述，采用基于隔振器的平臺干擾抑制方法時，干擾源與衛(wèi)星平臺間通過隔振器的接觸式安裝會導(dǎo)致振動隔而不絕的問題，衛(wèi)星平臺姿態(tài)精度難以進(jìn)一步提高。常規(guī)衛(wèi)星設(shè)計中載荷艙的姿態(tài)跟隨衛(wèi)星平臺進(jìn)行控制，載荷艙的姿態(tài)精度主要取決于衛(wèi)星平臺的姿態(tài)控制精度。因此，采用基于隔振器的平臺干擾抑制方法無法使載荷姿態(tài)精度達(dá)到雙超性能。

2 雙超衛(wèi)星平臺設(shè)計方法

針對基于隔振器的平臺干擾抑制方法無法滿足載荷雙超性能，本文設(shè)計了一種載荷與振源在空間上完全隔離方法，以達(dá)到載荷的完全隔振，實現(xiàn)載荷雙超性能。

2.1 動靜隔離

將衛(wèi)星平臺設(shè)計成相互獨立又有機結(jié)合的兩部分，其一為載荷艙，另一為服務(wù)艙，結(jié)構(gòu)如圖4所示。

兩艙結(jié)構(gòu)上相互獨立。載荷艙安裝載荷、姿態(tài)敏感器（星敏感器、光纖陀螺等），是安靜艙段。服務(wù)艙安裝動量交換執(zhí)行器（飛輪、力矩陀螺等）、太陽帆板、儲箱、推力器等，是嘈雜艙段。兩艙間由非接觸磁浮機構(gòu)連接。

圖4 動靜隔離、主從協(xié)同控制雙超衛(wèi)星結(jié)構(gòu)Fig.4 Configuration of active-quiet isolated and master-slave coordination controlled dual-super satellite

因非接觸磁浮機構(gòu)實現(xiàn)了兩艙的非接觸，故服務(wù)艙振動和干擾不會傳輸至載荷艙，由此實現(xiàn)有效載荷動中取靜，兩艙動靜隔離。

載荷艙與服務(wù)艙由無接觸通道或柔性電纜方式實現(xiàn)通信和能源供應(yīng)，由無接觸的相對位置傳感器實時測量載荷艙與服務(wù)艙間的相對位置與姿態(tài)，由非接觸的磁浮機構(gòu)調(diào)節(jié)姿態(tài)和相對位置。

2.2 主從協(xié)同控制

雙超衛(wèi)星平臺控制邏輯包含載荷艙姿態(tài)控制、兩艙相對位置控制和服務(wù)艙姿態(tài)控制，共3個控制回路，如圖5所示。與常規(guī)平臺控制策略不同，雙超平臺采取載荷艙主動控制，服務(wù)艙跟隨載荷艙從動控制的主從協(xié)同控制策略。其中載荷艙對姿態(tài)控制精度要求較高，其姿態(tài)反饋信息由姿態(tài)敏感器給出；服務(wù)艙姿態(tài)和兩艙相對位置控制對控制精度要求較低，其反饋信息均由相對位置傳感器測量信息解算得到。

兩艙相對位置控制目的是保證兩艙不碰撞，對控制精度的要求相對較低。通過設(shè)定相對位置滑模區(qū)域閾值，可降低相對位置控制頻次，從而減輕磁浮機構(gòu)壓力，使其專注于載荷艙姿態(tài)控制。應(yīng)用滑模間隙非線性控制，實現(xiàn)了“死區(qū)”的化害為利。

由于載荷艙無活動和撓性部件，可不考慮撓性部件基頻對控制系統(tǒng)帶寬的限制，加快系統(tǒng)反應(yīng)速度，提高控制系統(tǒng)抗干擾性能。另載荷艙可等效為剛體，通過磁浮機構(gòu)高精度力控性能，使衛(wèi)星平臺具有超高指向精度、超高穩(wěn)定度的性能。

圖5 雙超衛(wèi)星控制邏輯Fig.5 Control logic of the dual-super satellite

2.3 雙超平臺磁浮機構(gòu)布局方法

為完成載荷艙六自由度運動，實現(xiàn)衛(wèi)星平臺的雙超性能，至少需要單自由度執(zhí)行器6個。

a）基于六桿磁浮機構(gòu)的雙超衛(wèi)星平臺兩艙間磁浮機構(gòu)A1～A6的布局采用Stewart斜拉式形式，如圖6所示。

根據(jù)磁浮機構(gòu)的安裝位置及布局，可得磁浮機構(gòu)對載荷艙產(chǎn)生的合力與合力矩。分析發(fā)現(xiàn)6個磁浮機構(gòu)控制力解耦復(fù)雜，且任一磁浮機構(gòu)損壞將導(dǎo)致任務(wù)失敗，可靠性較低。

b）基于八桿磁浮機構(gòu)的雙超衛(wèi)星平臺結(jié)構(gòu)如圖7所示，該平臺有磁浮機構(gòu)8個，且磁浮機構(gòu)與兩艙對接面平行或垂直布置。

圖7 8磁浮機構(gòu)布局Fig.7 Layout of 8maglev devices

根據(jù)磁浮機構(gòu)的安裝位置及布局，可得磁浮機構(gòu)對載荷艙產(chǎn)生的合力與合力矩。分析發(fā)現(xiàn)有8個磁浮機構(gòu)的衛(wèi)星平臺控制力更易解耦，控制更簡單，且有冗余備份，提高了系統(tǒng)可靠性。

某磁浮機構(gòu)出現(xiàn)故障時，磁浮機構(gòu)產(chǎn)生的合力與合力矩見表1。表中：左側(cè)“×”表示某個磁浮機構(gòu)故障；右側(cè)“×”表示此合力或合力矩不能實現(xiàn)。

表1 磁浮機構(gòu)故障模式分析Tab.1 Failure mode analysis of maglev devices

分析發(fā)現(xiàn)，當(dāng)僅有1個磁浮機構(gòu)故障時，并不影響載荷艙6個自由度的運動；2個磁浮機構(gòu)故障有28種方式，其中16種不影響載荷艙6個自由度的運動；八桿磁浮機構(gòu)構(gòu)型實現(xiàn)了磁浮機構(gòu)的冗余備份，提高了可靠性。

當(dāng)前衛(wèi)星多任務(wù)模式要求衛(wèi)星平臺具敏捷機動性能，非接觸構(gòu)型能將載荷艙單獨隔離，較傳統(tǒng)衛(wèi)星平臺可大幅降低載荷艙的轉(zhuǎn)動慣量，從而提升衛(wèi)星敏捷能力。此外，考慮磁浮機構(gòu)線性范圍內(nèi)輸出力的能力，還可在載荷艙加裝磁懸浮飛輪以增加姿態(tài)機動的時效性。

3 仿真分析

載荷艙無活動和撓性部件，可視作剛體進(jìn)行動力學(xué)建模，有

式中：Ip為載荷艙慣量矩陣；ωp為載荷艙角速度；li為磁浮機構(gòu)相對載荷艙質(zhì)心的力臂；ΔFAi為磁浮機構(gòu)輸出力誤差；Md1為外干擾力矩。

服務(wù)艙含活動部件和撓性部件，動力學(xué)方程為

式中：Is為服務(wù)艙慣量矩陣；ωs為服務(wù)艙角速度；hc為飛輪角動量；Caf1，Caf2分別為＋Y、－Y向太陽帆板振動對衛(wèi)星中心體轉(zhuǎn)動的耦合系數(shù)陣；qf1，qf2分別為＋Y、－Y向太陽帆板模態(tài)坐標(biāo)；Mc為飛輪控制力矩；Md2為飛輪動不平衡與撓性部件干擾力矩；Md3為外干擾力矩；Λf為太陽帆板模態(tài)頻率對角陣；ζf為太陽帆板模態(tài)阻尼系數(shù)。

對某衛(wèi)星磁浮機構(gòu)性能進(jìn)行姿態(tài)仿真，結(jié)果如圖8、9所示。

由圖8可知：載荷艙指向精度為6×10－5（°），姿態(tài)穩(wěn)定度為5×10－6（°）／s，可滿足先進(jìn)航天器雙超需求。由圖9可知：服務(wù)艙指向精度為3×10－3（°），姿態(tài)穩(wěn)定度為1×10－4（°）／s，主要是源于飛輪動不平衡與撓性部件干擾。

圖8 載荷艙姿態(tài)角與姿態(tài)角速度Fig.8 Attitude angle and angular rate of payload cabin

圖9 服務(wù)艙姿態(tài)角與姿態(tài)角速度Fig.9 Attitude angle and angular rate of service cabin

4 結(jié)束語

本文針對傳統(tǒng)衛(wèi)星平臺設(shè)計中干擾抑制方法無法實現(xiàn)完全隔振的不足，提出了一種振源與載荷動靜空間隔離、控制主從協(xié)同的衛(wèi)星平臺設(shè)計方法。采用八桿非接觸磁浮機構(gòu)實現(xiàn)平臺動靜空間隔離，以消除平臺微振動對載荷的干擾；采用載荷為主，平臺為輔的協(xié)同控制策略，合理有效利用死區(qū)的間隙非線性，實現(xiàn)衛(wèi)星的超精超穩(wěn)控制。某衛(wèi)星的磁浮機構(gòu)性能仿真結(jié)果表明：平臺滿足雙超性能。

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