衛星高頻擾動及隔振方法綜述

鄒文 葛健全 豐志偉 張青斌

摘要：對于高精度航天器的姿態控制而言，星上的高速運動旋轉部件（如飛輪、陀螺等）引起的抖動已不能忽略，這些特性已成為影響衛星穩定度和抖動指標的關鍵因素，必須采用隔振措施來減弱其對星上敏感組件的影響。本文針對星上高頻擾動的主要干擾源——飛輪，分析了其產生擾動的主要因素，介紹了美國麻省理工學院空間系統實驗室在飛輪擾動建模與測量方面的工作。對目前星上應用的隔振方法主要是各種隔振平臺進行了系統的綜述和分析，為進一步開展隔振技術研究奠定了基礎。

關鍵詞：衛星 ?飛輪擾動 ?隔振平臺

中圖分類號：V414 ? ? ? ? ?文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2015）10（c）-0040-02

隨著航天事業的發展，空間遙感、深空望遠鏡等航天應用和空間探測活動的不斷深化，航天器所攜帶的科學探測儀器越來越精密，對姿態指向精度和穩定度的要求也越來越高。而星上的動量輪、陀螺和太陽帆板驅動機構等轉動部件等產生的高頻擾動又會不同程度的使航天器平臺受到振動，引起光學敏感器件和觀測載荷的性能指標降低，甚至失去觀測目標。現有的控制措施還無法完全解決星上的高頻抖動問題，研究飛輪擾動因素及相應的測量技術，對于解決這一問題具有重要意義。

對于指向精度要求較高的對地觀測任務必須引入振動控制措施來減弱或消除飛輪擾動帶來的影響，從而有效的實現高精度和高穩定度。控制干擾源的振動傳遞率或者安裝擾振隔離元件是解決擾振問題的有效措施之一。從90年代開始，國外出現了多種以Stewart平臺結構為主體的減/隔振裝置，并成功應用于空間飛行器發射振動與沖擊隔離部件以及衛星、太空機器人等領域[1]。其減/隔振裝置設計的關鍵在于它的主被動隔振方法和承力方案，由于主動隔振通過對結構施加主動控制作用來改善結構動態特性，控制系統能夠不斷地調節控制系統的輸出以適應外部環境的變化，是當前國內外振動控制的研究熱點之一。

該文主要分析了飛輪產生擾動的主要因素，介紹了美國麻省理工學院空間系統實驗室在飛輪擾動建模與測量方面的工作，對目前星上應用的隔振方法主要是各種隔振平臺進行了系統的綜述和分析。

1 飛輪擾動產生的原因及擾振模型

衛星的高頻擾動是由星上的高速轉動部件產生的，如衛星上廣泛采用的姿態控制執行機構——飛輪。飛輪運行狀態下出現的高頻振動容易引起星體抖動，嚴重影響衛星的指向精度。

1.1 飛輪擾動原因

反作用輪的擾動源有飛輪不平衡、軸承擾動、電機擾動等。其中，潤滑劑動態特性（摩擦）引起低頻擾動，靜、動不平衡引起頻率為飛輪轉速的擾動，而由軸承誤差、電機擾動引起的為比飛輪轉速頻率更高的擾動。

造成飛輪系統產生擾動的主要因素是飛輪轉子的不平衡，其中又分為靜不平衡與動不平衡，飛輪靜不平衡是由于飛輪轉子質量分布不均勻，導致飛輪轉子質心偏離旋轉軸而引起的;飛輪動不平衡的產生是由于飛輪的主軸與自旋軸未對準。由于飛輪在生產和裝配過程中的誤差，飛輪轉子會存在一定程度的不平衡量，隨著技術的改進，不平衡量有所減少，但是不能從根本上消除隨著飛輪的不平衡量。隨著飛輪轉子高速旋轉，這種不平衡力或力矩將作為一種高頻激勵作用于轉子，當飛輪轉速與飛輪系統固有頻率一致時將導致飛輪組件諧振。

1.2 飛輪擾振模型

目前所建立的飛輪擾動模型主要有經驗模型和理論模型。理論模型即假設平衡飛輪繞軸轉動，在軸承的兩端加上線彈簧和阻尼模擬軸承柔性，飛輪的不平衡采用位于飛輪半徑處的集中質量建模，使用能量方法獲得具有內部柔性的飛輪不平衡行為，能反映反作用輪的基礎諧波波特性和徑向模態及不平衡。

經驗模型直接從穩態反作用飛輪數據得出，完全基于實驗結果，估計擾動的頻率和幅值。根據對國外飛輪振動試驗數據的分析，結合飛輪系統的力學模型，可知：擾振頻率是飛輪轉速的線性函數，擾振幅值正比與飛輪轉速的平方。可得如下經驗模型[2]：

其中為擾動力或力矩，是第個諧波函數的幅值系數，是飛輪轉速，表示第個擾振頻率與飛輪轉速的比值，為隨機相位（）。

2 飛輪振動測試技術及試驗方案

一般使用隔振系統減小飛輪擾動對航天器的影響，建立擾動模型用于預示振動對航天器的影響。美國麻省理工學院空間系統實驗室D.W.MILLER教授的團隊在飛輪擾動建模與實驗技術方面做了較多工作。國內的研究主要集中在飛輪擾動的理論建模方面，尚未進行擾動測試及相關技術的研究。

D.W.MILLER等在美國NASA的哥達德空間飛行中心（GSFC），對飛輪進行了測試。飛輪固定在完全剛性的Kistler力/力矩測試臺上，飛輪的旋轉軸與測試臺中心軸一致，4個測壓元件固定在飛輪和測試臺交界面上。根據測壓元件測得的三軸力以及測壓元件的安裝位置，可計算得到飛輪擾動力和力矩，如圖1所示[3]。根據獲得的擾動力和力矩的時間歷程結果，然后使用譜分析技術將時間歷程處理為頻域數據，通過對信號在不同頻段上的能量分布或幅值分布情況進行分析來反映擾動信號的頻率組成成分。

其飛輪擾動模型基于誘導振動實驗，即式所示的經驗模型，假設擾動是一列幅值與輪速平方成正比的離散頻率諧波。該模型與振動數據相適應，提供給定輪速下擾動的一種預示。但是操作期間，飛輪工作在一定的轉速范圍。因此離散頻率模型用于得到隨機寬帶模型預示飛輪擾動在一定轉速范圍的功率譜密度。

3 高頻擾振隔振方法

要減小高頻擾動的不良影響，主要有四種途徑。

（1）使用高精度飛輪，以減小高頻擾動。

為了減小飛輪擾振影響，飛輪轉子需要做動平衡與靜平衡試驗，使質量分布盡可能均勻。但飛輪的不平衡的幾乎無法避免，由于高頻擾振主要由飛輪的不平衡引起，可以通過辨識不平衡量，并在控制器中進行補償來控制，這種方法特別適用于磁懸浮動量輪的主動控制。

（2）修改結構設計來提高組件結構強度和剛度，減弱擾振的傳遞。

針對飛輪和有效載荷在衛星上的布局方案，辨識擾振系統頻率，通過調整衛星的局部剛度，減弱擾振的傳遞。通過修改局部結構，提高組件結構局部強度或者調整局部振型是傳統的振動控制方法。盡管這種方法往往需要在主結構上附加質量，增加了體積，但這種被動振動控制的技術簡單，可以應用于對可靠性指標要求較高的航天工程領域。對于高精度的光學測量系統而言，采用這種方法能否滿足系統的精度要求還有待驗證。

（3）擾動源隔振，即在飛輪系統上安裝隔振裝置，通常是被動隔振裝置。

隔振是振動控制的主要方法之一，即使用一個包含特殊裝置的輔助系統將振源和被保護物體隔離開來，這種特殊裝置稱為隔振器或隔振裝置。擾動源隔振裝置的作用在于衰減擾動能量從反作用飛輪向有效載荷的傳播。擾動源隔振裝置通常使用被動隔振器，被動隔振器已經經過飛行驗證，且可簡化為阻尼彈簧模型，其通常的響應是一個低通濾波器。

（4）有效載荷隔振，安裝隔振系統，通常為主動隔振平臺。

目前主動隔振平臺大部分為Stewart結構形式的，Stewart結構形式的平臺已被證明具有結構緊湊、剛度高、承載力大以及機動性好且精度易保證等特點。美國的Honeywell公司在AFRL 資助下研制出小型振動隔離系統MVIS （Miniaturized Vibration IsolationSystem），通過增加系統阻尼提高低頻振動控制效果，首先在戰術衛星TacSat-2驗證MVIS對光學成像組件的振動控制效果，MVIS由兩個主動壓桿組成，安裝TacSat -2上。MVIS的主要部件是隔振壓桿，每個隔振桿由一個彈簧和一個粘彈流體組尼器實現被動隔振系統，由一個壓電作動器實現主動隔振。試驗表明該系統能夠降低光學組件99 %的振動響應幅值。

國內在隔振平臺的研究方面，重點在衛星發射時整星隔振平臺的研制，主要代表有哈爾濱工業大學的氣動八作動筒隔振平臺，其采用氣動作動筒，作動筒行程較大，且承載能力和可靠性較強。

4 結語

從國外的飛輪擾動研究及高頻隔振裝置在航天器上的應用來看，可得如下結論：

（1）其飛輪擾動測量都是采用直接測量的方式，避免中間環節引入較大的誤差，數據處理主要采用頻譜分析技術，有助于分析擾動來源并研究相應的解決方法。

（2）由于振動源主要為反作用輪不平衡，因此隔振器集中在飛輪安裝處和載荷處;對于精度要求高的系統，一般采取兩級隔振方式，即在擾動源處和載荷處分別安裝減振隔振裝置。

（3）隔振方式實際應用中以被動隔振為主，這是由于被動隔振已經經過多次飛行驗證，可靠性高;主動隔振系統和混合隔振系統正處于飛行試驗階段;主動隔振系統中一般都包括被動隔振部分，成為混合系統，這樣在主動隔振失效后被動隔振仍然起作用。

（4）隔振機構的構型以Stewart平臺較多，使用的作動器主要有壓電式和音圈式，音圈式作動器行程較大，可達1 mm以上。

我國在飛輪擾動問題的研究中主要以理論建模為主，建立了飛輪擾動模型的模型，尚未設計和建立測量系統以及進行測量工作，對飛輪擾動的研究尚未深入。對于星上高頻振動的解決辦法，我國目前仍以傳統的辦法為主，通過修改局部結構，提高組件結構局部強度或者調整局部振型來減弱擾振的傳遞。隨著深空探測和高精度對地觀測項目的陸續展開，為解決星上高頻振動力學環境對航天器高精度部件的指向影響和柔性結構的振動激勵，急需開展高頻擾動測量以及振動控制技術的研究，以滿足我國航天器高分辨遙感器和高指向精度設備對星上力學環境的限制和要求。

參考文獻

[1] 高艷蕾，李琳.大載荷主動隔振平臺技術綜述及其性能評定的探討[J].航天器環境工程，2008，25（1）：2-3，44-51.

[2] RA Masterson，DW Miller，RL Grogan. DEVELOPMENT AND VALIDATION OF REACTION WHEEL DISTURBANCE MODELS： EMPIRICAL MODEL[J].Journal of Sound and Vibration，2002，249（3）：575-598.

[3] Olivier L De Weck，David W Miller，GJ Mallory，et al.Integrated Modeling and Dynamics Simulation for the Next Generation Space Telescope[J].Uv Optical & Ir Space Telescopes & Instruments.

[4] Elias Laila Mireille，Miller David W.A Structurally Coupled Disturbance Analysis Method Using Dynamic Mass Measurement Techniques，with Application to Spacecraft-Reaction Wheel Systems[D].Massachusetts Institute of Technology，2013.2000：920-934.