光纖陀螺測(cè)量衛(wèi)星結(jié)構(gòu)角振動(dòng)的地面試驗(yàn)驗(yàn)證

邊志強(qiáng) 曾擎 王皓 許海玉 沈毅力

（上海衛(wèi)星工程研究所，上海 200190）

光纖陀螺測(cè)量衛(wèi)星結(jié)構(gòu)角振動(dòng)的地面試驗(yàn)驗(yàn)證

邊志強(qiáng) 曾擎 王皓 許海玉 沈毅力

（上海衛(wèi)星工程研究所，上海 200190）

針對(duì)結(jié)構(gòu)角振動(dòng)對(duì)衛(wèi)星光學(xué)載荷成像影響大，且在軌微振動(dòng)實(shí)時(shí)測(cè)量較困難的問(wèn)題，文章對(duì)比了國(guó)內(nèi)外角振動(dòng)測(cè)量方法，提出利用光纖陀螺實(shí)時(shí)測(cè)量角振動(dòng)方法，利用角振動(dòng)激勵(lì)臺(tái)對(duì)光纖陀螺測(cè)量結(jié)果進(jìn)行了標(biāo)定，其測(cè)量精度滿足要求，并測(cè)量了動(dòng)量輪組合工作模式下的衛(wèi)星載荷安裝板的角振動(dòng)特性。地面試驗(yàn)結(jié)果表明：此測(cè)量方法合理可行，可為增強(qiáng)衛(wèi)星在軌的抗振性、提高有效載荷指向精度和穩(wěn)定度提供參考。

結(jié)構(gòu)角振動(dòng)；光纖陀螺；實(shí)時(shí)測(cè)量；振動(dòng)特性

1 引言

近年來(lái)各國(guó)競(jìng)相發(fā)展對(duì)地觀測(cè)衛(wèi)星，高分辨率遙感衛(wèi)星成為空間技術(shù)發(fā)展的一個(gè)重要方向，具有十分重要的應(yīng)用價(jià)值。從20世紀(jì)70年代的100m左右分辨率，到目前已發(fā)展到1m以內(nèi)。與之對(duì)應(yīng)的是有效載荷對(duì)指向穩(wěn)定度的要求也越來(lái)越高，對(duì)星載活動(dòng)部件的運(yùn)動(dòng)所引起的微振動(dòng)越來(lái)越敏感。微振動(dòng)是航天器在軌運(yùn)行期間，由飛輪或控制力矩陀螺、太陽(yáng)翼驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)步進(jìn)、推力器開(kāi)關(guān)、推進(jìn)劑晃動(dòng)、相機(jī)擺鏡擺動(dòng)等部件運(yùn)動(dòng)造成的。只要航天器內(nèi)存在運(yùn)動(dòng)部件，就一定存在微振動(dòng)［1］。微振動(dòng)幅值小、頻譜寬，其加速度量級(jí)在1×10－6～1×10－2gn，對(duì)應(yīng)的位移在微米量級(jí)，頻率范圍從0．01Hz到幾千赫茲。微振動(dòng)分為線振動(dòng)和角振動(dòng)兩類(lèi)。光學(xué)敏感器成像質(zhì)量對(duì)角振動(dòng)環(huán)境極為敏感［1］，根據(jù)光學(xué)載荷的成像分析，垂直于光軸平面的線振動(dòng)大于沿光軸的線振動(dòng)，繞垂直于光軸平面內(nèi)坐標(biāo)軸的角振動(dòng)大于繞光軸的角振動(dòng)，角振動(dòng)的影響遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于線振動(dòng)的影響［2］。

由于衛(wèi)星在軌運(yùn)行所受的重力環(huán)境與地面完全不同，其微振動(dòng)特性與地面所測(cè)量的微振動(dòng)特性有所不同，進(jìn)行在軌微振動(dòng)實(shí)時(shí)測(cè)量具有重要意義。本文對(duì)比國(guó)內(nèi)外測(cè)量角振動(dòng)的方法，提出使用光纖陀螺測(cè)量衛(wèi)星角速度兼顧測(cè)量角振動(dòng)的創(chuàng)新方法，并在地面進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證，能滿足在軌實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)角振動(dòng)的頻率和幅值測(cè)量精度要求。

2 衛(wèi)星角振動(dòng)測(cè)量一般方法

在撓性振動(dòng)測(cè)量方面，國(guó)外主要采用加速度計(jì)和角位移傳感器進(jìn)行測(cè)量，其中，加速度計(jì)測(cè)量低頻振動(dòng)，角位移傳感器測(cè)量中、高頻振動(dòng)，為圖像定位提供精確姿態(tài)信息。美國(guó)地球靜止環(huán)境業(yè)務(wù)衛(wèi)星－N（GOES－N）應(yīng)用慣性角速率傳感器（MHD－ARS）提供平臺(tái)高頻角振動(dòng)信息［3］。美國(guó)某中繼衛(wèi)星為測(cè)量星上跟蹤和指向光學(xué)系統(tǒng)的角振動(dòng)信息，安裝了6個(gè)MHD角速率傳感器，其在軌性能與地面性能一致，在軌測(cè)量頻帶3～1000Hz的角位移噪聲功率譜有效值達(dá)到100nrad［4］。日本先進(jìn)陸地觀測(cè)衛(wèi)星（ALOS）安裝以美國(guó)ARS－12G為原型改造的MHD角位移傳感器，測(cè)量高帶寬指向抖動(dòng)，帶寬頻率為2～500Hz，噪聲為±0．010″（1σ）［5］。

我國(guó)神舟飛船的微振動(dòng)測(cè)量?jī)x只用于監(jiān)測(cè)瞬變加速度和振動(dòng)加速度，采用國(guó)產(chǎn)石英撓性加速度計(jì)，可測(cè)出10－6gn量級(jí)的微振動(dòng)［6］。海洋二號(hào)衛(wèi)星搭載了力學(xué)環(huán)境測(cè)量系統(tǒng)，對(duì)主動(dòng)段和自由飛行段衛(wèi)星關(guān)鍵設(shè)備進(jìn)行動(dòng)力學(xué)環(huán)境測(cè)量，包括主動(dòng)段衛(wèi)星振動(dòng)響應(yīng)及其結(jié)構(gòu)傳遞，自由飛行段衛(wèi)星活動(dòng)部件工作引起的微振動(dòng)以及傳遞到光學(xué)敏感器上的微振動(dòng)響應(yīng)等，在軌測(cè)試結(jié)果對(duì)于完善、修正衛(wèi)星分析模型有重要價(jià)值，為確定衛(wèi)星地面力學(xué)試驗(yàn)條件提供了參考依據(jù)［7］。

目前，振動(dòng)測(cè)量分為線振動(dòng)和角振動(dòng)測(cè)量。線振動(dòng)測(cè)量?jī)x表種類(lèi)較多［8］，如加速度傳感器、激光測(cè)振儀等。角振動(dòng)較線振動(dòng)測(cè)量系統(tǒng)在技術(shù)難度上較大，且傳感器種類(lèi)不多，主要有：①基于光學(xué)平臺(tái)的激光測(cè)量?jī)x表；②微振動(dòng)角速度傳感器。其中前者精度較高，但系統(tǒng)組成復(fù)雜，結(jié)構(gòu)較大，不適合衛(wèi)星在軌使用；后者具有體積小、質(zhì)量輕、精度高等特點(diǎn)，但造價(jià)比較昂貴，研制難度大。一般對(duì)于頻率低于10Hz的指向和角振動(dòng)，航天器主要采用陀螺儀或光學(xué)敏感器測(cè)量；而對(duì)于頻率高于10Hz的指向和角振動(dòng)，可通過(guò)角度傳感器測(cè)量，成功應(yīng)用于衛(wèi)星角振動(dòng)高精度測(cè)量的慣性傳感器主要有兩類(lèi)：磁流體效應(yīng)角速度傳感器和流體旋轉(zhuǎn)差動(dòng)感應(yīng)角位移傳感器［9］。

當(dāng)前，大多是利用線振動(dòng)激勵(lì)源組合產(chǎn)生角振動(dòng)，利用多個(gè)線加速度傳感器組合測(cè)量角振動(dòng)。這樣，一方面多個(gè)線振動(dòng)傳感器間接解算三軸角振動(dòng)必然引入多個(gè)誤差源，精度受限，且解算方法復(fù)雜；另一方面，線振動(dòng)間接測(cè)量角振動(dòng)，傳感器數(shù)量較多，安裝調(diào)試不方便，若實(shí)現(xiàn)在軌測(cè)量角振動(dòng)，重量、功耗也是要重點(diǎn)考慮的因素。因此，利用慣性角度傳感器在軌直接測(cè)量角振動(dòng)的方法有著十分重要的研究?jī)r(jià)值。

本文主要針對(duì)某型號(hào)實(shí)際工程設(shè)計(jì)微振動(dòng)測(cè)量方法，其振源主要是動(dòng)量輪轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程中其動(dòng)不平衡引起的振動(dòng)干擾，動(dòng)量輪在軌工作在800r/min～3000r/min范圍，引起的角振動(dòng)干擾頻率是轉(zhuǎn)速工作頻率及其諧波頻率，頻譜較寬，在10～200Hz內(nèi)。

光纖陀螺（FOG）具有高動(dòng)態(tài)、高靈敏度、輕小型、環(huán)境適應(yīng)性強(qiáng)等特點(diǎn)，不但能作為角速度測(cè)量?jī)x表應(yīng)用在飛船、衛(wèi)星和導(dǎo)彈等控制分系統(tǒng)中，還可實(shí)現(xiàn)寬頻角振動(dòng)測(cè)量功能。本文針對(duì)某衛(wèi)星的微小角振動(dòng)環(huán)境，在不增加質(zhì)量的約束下，兼顧衛(wèi)星控制系統(tǒng)的角速度測(cè)量，提出利用高精度高帶寬的光纖陀螺實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星局部微小角振動(dòng)的測(cè)量，為增強(qiáng)衛(wèi)星的抗振性、提高有效載荷指向精度和穩(wěn)定度提供數(shù)據(jù)支撐。

3 光纖陀螺在軌測(cè)量衛(wèi)星角振動(dòng)

為在軌實(shí)時(shí)測(cè)量衛(wèi)星角振動(dòng)，考慮衛(wèi)星布局、星上資源等限制因素，采取以下一系列措施確保光纖陀螺能在軌實(shí)時(shí)準(zhǔn)確測(cè)量衛(wèi)星角振動(dòng)特性。

（1）光纖陀螺多用途使用：傳統(tǒng)應(yīng)用中，光纖陀螺作為角速度敏感器測(cè)量航天器本體角速度，用于航天器姿態(tài)控制。由于其動(dòng)態(tài)范圍大、測(cè)量精度高等優(yōu)點(diǎn)，光纖陀螺逐步作為航天器在軌角振動(dòng)測(cè)量傳感器使用。在某型號(hào)衛(wèi)星研制過(guò)程中，提出了使用一套光纖陀螺測(cè)量衛(wèi)星姿態(tài)角速度的同時(shí)，兼顧測(cè)量衛(wèi)星載荷安裝底板角振動(dòng)的方案。光纖陀螺儀（含陀螺光路、陀螺電路）具有較高通頻帶（大于100Hz），一路數(shù)據(jù)經(jīng)過(guò)內(nèi)部數(shù)字濾波降低帶寬后（為避免飛輪等運(yùn)動(dòng)部件產(chǎn)生局部高頻振動(dòng)被光纖陀螺敏感到），送控制計(jì)算機(jī)用于姿態(tài)控制；另一路數(shù)據(jù)經(jīng)過(guò)高頻率采樣，直接用于在軌測(cè)量衛(wèi)星載荷安裝面的角振動(dòng)（見(jiàn)圖1）。

（2）光纖陀螺星上布局：光纖陀螺用于在軌測(cè)量有效載荷安裝面的角振動(dòng)特性，因此盡量將光纖陀螺與有效載荷安裝在同一個(gè)安裝面上，并盡量放置在安裝板的中心位置，考慮到光纖陀螺的漂移特性因素，進(jìn)行高精度姿態(tài)確定時(shí)，須要利用星敏感器對(duì)其常值偏移進(jìn)行標(biāo)定，為避免光纖陀螺和星敏感器之間安裝基準(zhǔn)的相對(duì)變形，將星敏感器、有效載荷和光纖陀螺安裝在一個(gè)安裝板上，并盡量相互靠近（見(jiàn)圖2）。

圖1 光纖陀螺數(shù)據(jù)信息流程示意圖Fig．1 Data information flow chart of FOG

4 地面試驗(yàn)驗(yàn)證

4．1 角振動(dòng)激勵(lì)臺(tái)測(cè)試

為驗(yàn)證光纖陀螺準(zhǔn)確測(cè)量衛(wèi)星微小角振動(dòng)性能，在地面利用角振動(dòng)激勵(lì)設(shè)備（標(biāo)定后頻率精度優(yōu)于0．1Hz，角振動(dòng)幅值相對(duì)誤差小于3%）對(duì)光纖陀螺角振動(dòng)測(cè)量性能進(jìn)行標(biāo)定，該光纖陀螺零偏穩(wěn)定性優(yōu)于0．01（°）/h，動(dòng)態(tài)響應(yīng)頻帶大于80Hz，采樣周期2ms。3只陀螺頭敏感軸正交安裝，其輸入軸分布在半錐角α＝54°44′08″的錐面上，輸入軸在水平面的投影成120°（見(jiàn)圖3）。

圖3 光纖陀螺與角振動(dòng)激勵(lì)臺(tái)位置關(guān)系Fig．3 FOG and angle vibration equipments position relationship

試驗(yàn)時(shí)，將光纖陀螺放置在角振動(dòng)激勵(lì)臺(tái)上，Z通道光纖陀螺在安裝面的投影與六自由角振動(dòng)激勵(lì)臺(tái)的＋Yb軸重合。光纖陀螺測(cè)量角振動(dòng)與六自由激勵(lì)臺(tái)角振動(dòng)的解算關(guān)系如下：

式中：φbx、θby、ψbz代表振源在3個(gè)方向的角振動(dòng)幅值；Fgx、Fgy、Fgz代表光纖陀螺3個(gè)通道角度增量積分后角度，β＝30°。

利用角振動(dòng)激勵(lì)系統(tǒng)施加＋Zb方向振動(dòng)激勵(lì)，光纖陀螺3個(gè)表頭同時(shí)采集角度增量數(shù)據(jù)，進(jìn)而解算微振動(dòng)信息。其處理過(guò)程如圖4所示。

圖4 數(shù)據(jù)處理流程Fig．4 Data processing process

（1）利用光纖陀螺3個(gè)通道的標(biāo)度因數(shù)分別標(biāo)定其輸出值，獲得大動(dòng)態(tài)范圍內(nèi)的高精度數(shù)據(jù)；

（2）對(duì)光纖陀螺3個(gè)通道的角度增量進(jìn)行積分，獲得3個(gè)通道光纖陀螺的角度數(shù)據(jù)；

（3）去除光纖陀螺3個(gè)通道角度數(shù)據(jù)一階趨勢(shì)項(xiàng)，扣除陀螺常值漂移和地速的角速度積分；

（4）在（3）基礎(chǔ)上對(duì)3個(gè)通道角度數(shù)據(jù)進(jìn)行分解合成，如式（1），得到繞＋Zb軸方向的角振動(dòng)數(shù)據(jù)；

（5）將繞＋Zb軸方向的角振動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行快速傅里葉變換（FFT）計(jì)算分析，獲得角振動(dòng)信息的頻率和幅值。

以角振動(dòng)輸入激勵(lì)為50Hz（角振動(dòng)幅值0．209″）為例，光纖陀螺的測(cè)量數(shù)據(jù)處理過(guò)程，如圖5～圖7所示。

圖6 扣除地速和常漂的光纖陀螺積分角（繞＋Zb軸）Fig．6 Integral angle deducting earth－rate and drift values（＋Zb－axis）

不同角振動(dòng)激勵(lì)測(cè)試情況見(jiàn)表1。

表1 光纖陀螺解算微振動(dòng)信息與角振動(dòng)激勵(lì)比對(duì)表Table 1 Comparison between FOG calculation result and angle vibration excitation

由表1可知：

（1）頻率解算誤差，光纖陀螺測(cè)量數(shù)據(jù)計(jì)算的頻率信息與角振動(dòng)激勵(lì)系統(tǒng)的輸入基本一致，頻率誤差在0．1%以內(nèi)。

（2）振動(dòng)幅值解算誤差，由于測(cè)量誤差和安裝角α誤差等導(dǎo)致振動(dòng)幅值的解算誤差。低頻段20～60Hz內(nèi)，振動(dòng)幅值解算誤差在7%以內(nèi)；受陀螺帶寬的約束，70～90Hz頻段范圍內(nèi)振動(dòng)幅值解算誤差在15%左右（主要是高頻信號(hào)衰減造成）。

4．2 動(dòng)量輪組合工況測(cè)試

某衛(wèi)星安裝6個(gè)動(dòng)量輪，在地面整星環(huán)境下，將光纖陀螺安裝在有效載荷安裝底面上，設(shè)置1＃～6＃動(dòng)量輪保持在不同工作轉(zhuǎn)速下，采集光纖陀螺的2ms輸出數(shù)據(jù)。通過(guò)分析光纖陀螺的測(cè)試數(shù)據(jù)，可得到衛(wèi)星結(jié)構(gòu)體微小角振動(dòng)的特性，整理數(shù)據(jù)后得到圖8和表2。

測(cè)試結(jié)果表明：

（1）1＃～6＃動(dòng)量輪同時(shí)工作時(shí)，由光纖陀螺采樣數(shù)據(jù)計(jì)算得到的動(dòng)量輪工作轉(zhuǎn)速頻率都能被測(cè)到，并且頻率解算誤差小于0．1%，衛(wèi)星本體＋X軸方向上角振動(dòng)最大為0．215″，＋Y方向上角振動(dòng)最大為0．284″，＋Z方向上角振動(dòng)最大為0．155″。同時(shí)，由于飛輪的動(dòng)不平衡、軸承摩擦等因素，光纖陀螺測(cè)量數(shù)據(jù)中存在其他干擾信號(hào)（95．42Hz、101．7Hz以及低頻信號(hào)等）。

（2）動(dòng)量輪組合工作時(shí)，輸出數(shù)據(jù)有組合諧振頻率點(diǎn)，且頻率與飛輪轉(zhuǎn)動(dòng)頻率一致。同時(shí)，光纖陀螺可以準(zhǔn)確測(cè)量衛(wèi)星結(jié)構(gòu)的微小角振動(dòng)的振幅，并據(jù)此可以準(zhǔn)確識(shí)別衛(wèi)星結(jié)構(gòu)的角振動(dòng)特性。

圖8 地面整星動(dòng)量輪工作時(shí)，光纖陀螺的角振動(dòng)測(cè)量信息Fig．8 Measured results of angle vibration in momentum wheel working

表2 動(dòng)量輪組合工作時(shí)光纖陀螺數(shù)據(jù)的頻率和振幅Table 2 Frequency and amplitude of FOG in momentum wheel working

5 結(jié)束語(yǔ)

本文從某衛(wèi)星單機(jī)配置、轉(zhuǎn)動(dòng)部件特性以及載荷實(shí)際情況出發(fā)，利用光纖陀螺高帶寬高精度特點(diǎn)，提出了衛(wèi)星姿態(tài)角速度和微振動(dòng)兼顧測(cè)量的方法，對(duì)有效載荷安裝板的微振動(dòng)特性進(jìn)行測(cè)量。地面試驗(yàn)結(jié)果表明：光纖陀螺對(duì)衛(wèi)星動(dòng)量輪轉(zhuǎn)動(dòng)引起的振動(dòng)干擾能夠精確測(cè)量，其角振動(dòng)測(cè)量數(shù)據(jù)可用于在軌衛(wèi)星有效載荷高帶寬、高精度指向控制，以及圖像的動(dòng)態(tài)補(bǔ)償?shù)绕渌鼒?chǎng)合。

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［1］Kantsiper B L，Ray J C，Hunt J W，et al．Autonomous avoidance of structural resonances on the STEREO mission［C］//Proceedings ofthe AIAA Guidance，Navigation and Control Conference and Exhibit．Washington D．C．：AIAA，2007：6549

［2］趙鵬．振動(dòng)對(duì)航空相機(jī)成像質(zhì)量影響的分析［J］．激光與紅外，2001，31（4）：240－242 Zhao Peng．The vibration analysis of optical instrument in flying platform［J］．Laser ＆Infrared，2001，31（4）：240－242（in Chinese）

［3］E Hayes．A method for selecting satellite constellationsto minimize revisit time［C］//AIAA 26th Aerospace Sciences Meeting．Washington D．C．：AIAA，1988

［4］S R Oleson，R M Myers．Launch vehicle and power level impacts on electric GEO insertion，AIAA1996－2978［C］//32ndAIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference．Washington D．C．：AIAA，1996

［5］Takanori Iwata．Precision geolocation determination and pointing management for the Advanced Land Observing Satellite（ALOS）［C］//IEEE International Geoscience and Remote Sensing Symposium 2003．New York：IEEE，2003

［6］薛大同，雷軍剛，程玉峰，等．“神舟”號(hào)飛船的微重力測(cè)量［J］．物理，2004，33（5）：15－19 Xue Datong，Lei Jungang，Cheng Yufeng，et al．Microgravity measurement of spaceships“Shenzhou”［J］．Physics，2004，33（5）：15－19（in Chinese）

［7］趙煜，周東強(qiáng)．“海洋二號(hào)”衛(wèi)星主動(dòng)段、自由飛行段力學(xué)環(huán)境測(cè)量與分析［J］．航天器環(huán)境工程，2012，29（4）：458－466 Zhao Yu，Zhou Dongqiang．In－situ measurement and analysis of mechanical environment on HY－2satellite［J］．Spacecraft Environment Engineering，2012，29（4）：458－466（in Chinese）

［8］李寧，韓曉健，李俊慧．航天器微振動(dòng)信號(hào)的地面測(cè)試方法［J］．航天器環(huán)境工程，2011，28（1）：67－71 Li Ning，Han Xiaojian，Li Junhui．Ground testing method for spacecraft micro－vibration signals［J］．Spacecraft Environment Engineering，2011，28（1）：67－71（in Chinese）

［9］霍紅慶，馬勉軍．衛(wèi)星微角顫振高精度測(cè)量技術(shù)［J］．傳感器與微系統(tǒng)，2011，30（3）：4－9 Huo Hongqing，Ma Mianjun．High precision measurement technology of satellite’s angle microvibration［J］．Transducer and Microsystem Technologies，2011，30（3）：4－9（in Chinese）

（編輯：李多）

FOG Measures Satellite Structure Angle Vibration Method

BIAN Zhiqiang ZENG Qing WANG Hao XU Haiyu SHEN Yili
（Shanghai Institute of Satellite Engineering，Shanghai 200190，China）

In view of the problem that optical payload’s image quality is heavily influenced by angular vibration of structure and the vibration is hard to be real－time measured on－orbit，this paper contrast some domestic and international methods for angular vibration measurement，and proposes a real－time measure method for angular vibration by using FOG．The measurement result of FOG is calibrated by angular vibration excitation－table，and the results show that its measurement accuracy satisfies the requirement．Angular vibration characteristics of the satellite payload mounting surface are also measured in a momentum wheel combinational working mode．The result of ground tests show that the measure method is reasonable and it can provide a reference for enhancing satellite on－orbit anti－vibration and advancing payload pointing accuracy and stability．

angular vibration of structure；optic fiber gyroscope（FOG）；real－time measurement；vibration performance

V416

A

10．3969/j．issn．1673－8748．2016．02．018

2015－02－06；

2015－06－15

邊志強(qiáng)，男，高級(jí)工程師，從事衛(wèi)星總體和姿軌控研究。Email：bianzhiqiang2003@163．com。