利用反作用飛輪抑制太陽電池陣振動的原理和方法研究

陳必發，呂亮亮，彭福軍，唐國安

(1. 復旦大學 航空航天系，上海 200433；2.上海市空間結構機構重點實驗室/上海宇航系統工程研究所，上海 201109)

0 引言

各種天線、太陽帆板、大型桁架結構等柔性附件相對于航天器本體具有尺寸大、固有頻率低等特點，姿態調整、變軌機動等在軌操作很容易引起柔性附件的大幅振動。在太空運行環境中，柔性附件的振動一旦被激起，其衰減過程將相當緩慢，不僅影響航天器正常的任務執行，還會一定程度影響航天器的結構強度和使用壽命。降低柔性附件的振動至少可從兩方面入手。一方面是減小航天器調姿或變軌對柔性附件的激勵，例如文獻[1-4]中將零位移輸入整形技術應用于太陽陣調姿，利用驅動機構現有的硬件，無須增加其他附件，即可將初始參考指令與一系列脈沖序列卷積生成整形指令作為輸入信號，較好地抑制了殘余振動。另一方面是利用主動或被動控制技術抑制激勵結束后柔性附件的自由振動，加快振動的衰減。

航天器柔性附件的振動控制方法可分為被動控制、主動控制以及半主動控制。常用的被動控制方法有黏彈性材料制成的黏彈性阻尼器[5]、壓電分流阻尼系統[6]等。主動控制常用的執行機構包括反作用推力器[7]、壓電材料[8]等。而半主動控制意圖結合主動控制和被動控制兩種方法的優點，如基于同步開關阻尼技術，利用壓電疊堆振動控制天線展開臂[9]。

主動控制方法因適應性強、控制效果好等優點備受學者們關注[10-13]。文獻[8]中研究了壓電纖維復合材料(MFC)，將其應用于可展開、可固化桁架結構的振動狀態控制中，取得了令人滿意的效果。文獻[14]中提出在電池陣結構中引入壓電材料，分別利用速度反饋、線性二次最優調節器(LQR)設計控制系統，通過數值仿真證明二者均能有效抑制振動。但以壓電材料為傳感/作動器的控制方法相對于大型柔性附件的振動，作用范圍較小，例如美國AstroMesh天線的展開口徑達25 m[15]，即便是微小的干擾也會導致結構某些部位產生大幅值響應，控制效果易受限。由此，如何提高以大型柔性附件為控制對象的減振效率是一個亟待解決的問題。文獻[16]中以大型線性桁架結構為控制對象、以開關式噴氣推進器和壓電材料為作動器，通過實驗證明并用兩種控制方法可在提高振動衰減效率的同時減少推進器的工質消耗。但工質消耗問題仍不利于其頻繁采用。

反作用飛輪(以下簡稱飛輪) 常被用于衛星的姿態控制，具有質量輕、尺寸小、效率高等諸多優點[17-18]。若在柔性附件上安裝飛輪，根據一定的控制律調節飛輪的旋轉角速度，對柔性附件施加因飛輪變速產生的反作用力矩，利用扭矩做功消耗結構的振動機械能，使結構更快地恢復到平衡狀態，實現抑制柔性附件振動的目的。本文將研究振動抑制的原理、實現及仿真結果。

1 振動抑制的過程和原理

以航天器太陽能電池陣為對象，研究其受激勵后的振動抑制問題。在航天器本體慣量遠大于電池陣慣量的情況下，電池陣可視為根部固支的彈性結構。如圖1所示[19-20]，以CARTOSAT對地觀測衛星為例，建立以電池陣根部為原點、展開方向為X軸、垂直于陣面方向為Z軸的直角坐標系O-XYZ。當航天器發生Z向變軌或其他形式的機動時，電池陣受到擾動后產生振動。這種振動主要以垂直于陣面、即XZ平面內的橫向彎曲振動為主。為加速振動的衰減，可考慮在電池陣的適當位置安裝飛輪(如圖1所示)。飛輪轉速Ω的變化會產生施加到電池陣的扭矩T，扭矩做功將消耗電池陣振動的機械能。

圖1 電池陣振動問題分析的參考坐標系Fig.1 Reference coordinate system for analysis of vibration of solar array

若飛輪轉動部分的轉動慣量為I，則扭矩可表示為

(1)

(2)

式中：c為比例系數。飛輪的作用相當于對電池陣添加人工阻尼，系數c故稱為人工阻尼系數。將式(2)代入式(1)，并對時間積分后可得

Ω=-cθ/Ι

(3)

這是一種線性增益關系，可根據電池陣飛輪所處位置角度θ確定飛輪應有的轉速Ω。

從動力學基本方程出發，將描述電池陣振動型態的廣義位移向量記為x，飛輪所處位置的角度θ可表示為向量x分量的線性組合

θ=LTx

(4)

當電池陣發生虛位移δx時，飛輪扭矩作的虛功為δW=T(t)δθ=(δx)T(L·T)。故扭矩對于電池陣的廣義力為L·T。在此廣義力的作用下，電池陣的位移向量x服從運動微分方程

(5)

式中：M、K、C分別為電池陣模型的質量矩陣、剛度矩陣以及阻尼矩陣。

電池陣高階振動自然衰減較快，振動抑制對象主要以低階模態為主。若僅考慮一階彎曲振動，向量x可用電池陣根部固支、XZ平面內的一階橫向彎曲模態φ1表示，即

x=φ1ξ1

(6)

式中：ξ1為相應的模態坐標。根據式(4)，飛輪所處角度θ可用模態坐標表示為

θ=φθξ1

(7)

(8)

(9)

(10)

為由扭矩T產生的人工模態阻尼比。

由式(10)可知，當人工阻尼系數c>0時，總有ζa>0，使得式(9)中的速度項系數滿足ζ1+ζa>ζ1，表明飛輪的作用就是增加電池陣的模態阻尼比，從而加快其振動的衰減。這就是利用飛輪抑制電池陣振動的基本原理。

2 控制律設計

由式(3)和式(10)可知，比例系數c越大，減振效果越好，但要求飛輪能提供更大的輸出力矩。為此，需在減振效果與飛輪功率之間作適當的權衡。如果知道飛輪在不超載前提下的最大轉速是Ωmax，并能估計出振動過程中電池陣飛輪所處位置轉角θ的最大值θmax，式(3)中的人工阻尼系數可確定為

(11)

實際情況中，電池陣上飛輪所處位置的轉角θ不易直接測得，而電池陣根部的彎矩Mb可通過應變、壓電等手段測得。對于線性結構，彎矩Mb可利用胡克定律及幾何關系表示為廣義位移x的線性函數Mb=(kM)Tx，再利用式(6)又可表示為

Mb=φMξ1

(12)

式中：φM=(kM)Tφ1。聯立式(7)和式(12)，消去變量ξ1，又可得轉角θ與彎矩Mb的關系

(13)

最終由式(3)，式(11)和式(13)，根據彎矩Mb確定用于抑制電池陣振動的飛輪轉速，即

(14)

由式(14)可知，控制系統的輸入可利用測量電池陣根部彎矩獲得，由此解算飛輪的轉速，使得飛輪能輸出實現人工阻尼所需要、如式(2)所示的反作用力矩。

3 電池陣有限元模型振動抑制的仿真驗證

用飛輪抑制實際尺寸電池陣振動的有效性驗證有限元仿真結果，對象是由3塊太陽能電池板組成的電池陣，如圖2所示。每一塊太陽能電池板的長度為170 cm、寬度為320 cm、厚度約為2 cm。連接太陽能電池板的鉸鏈長度為8 cm，整體質量為44.63 kg。建立如第1節所述的直角坐標系O-XYZ，電池陣位于XY平面。

電池板采用殼單元，鉸鏈采用梁單元建模，電池陣根部繞Y軸轉動的方向上通過剛度ks=4 500 N·m·rad-1的扭簧連接到航天器本體。在僅考慮電池陣沿Z方向的振動抑制時，根部其余方向位移和轉角均假設為剛性連接。電池陣根部的彎矩Mb及其與航天器本體的相對轉角θr之間存在如下關系

Mb=ksθr

(15)

電池陣第1階固有頻率為0.21 Hz，對應的是Z方向的彎曲振型，第2階固有頻率為0.87 Hz，對應的是繞X軸的扭轉振型。

圖2 太陽能電池陣有限元模型Fig.2 Finite element model of solar array

為簡化計算，電池陣的阻尼矩陣采用比例阻尼形式，即

C=αK+βM

(16)

式中：α=0.018 3;β=0.003 5。即第1階和第2階的模態阻尼比均為1%。

電池陣受到的激勵來自本體的變軌運動：在0～2 s 時間段，受本體牽連、沿Z軸作勻加速直線運動，加速度為0.1 m/s2；2 s之后作勻速直線運動，速度保持為0.2 m/s。將飛輪安裝在電池陣右側自由邊的中點(如圖2所示)，對電池陣施加扭矩以期實現對振動的抑制。

根據式(2)、式(13)，飛輪輸出的扭矩T可表示為

(17)

式中：kb-T=cφθ/φM的取值越大，電池陣的振動衰減越快，但對飛輪轉速、負載能力的要求也相應提高。對于航天應用的產品，飛輪質量也不宜過大。為此可選擇質量為1 kg、約占電池陣質量2%的反作用飛輪進行仿真，要求該飛輪的最大輸出扭矩不少于為1 N·m。

為利用MSC.Nastran進行仿真，需要將式(17)經拉普拉斯變換到s域上表示

L [T]=-skb-TL [Mb]

(18)

式中：L [·]表示拉普拉斯變換。

彎矩Mb雖是可測量，但由于測量過程中噪聲等干擾信號不可避免，通常需對其進行濾波。為更具真實性，仿真時同樣也加入濾波環節，濾波器傳遞函數為Gf(s)。利用式(15)和式(18)，建立經濾波處理后扭矩T與轉角θr的關系

L [T]=-kb-TkssGf(s)L [θr]

(19)

常規的濾波器傳遞函數Gf(s)為有理多項式，MSC.Nastran允許將式(19)表示的扭矩-轉角關系以TF(Transfer Function)卡的形式添加到有限元模型中計算動力學響應[21]。

圖3 彎矩Mb的衰減歷程Fig.3 Attenuation process of bending moment Mb

根據式(10)及系數kb-T的表達式，可知人工模態阻尼比ζa與kb-T的關系為

(20)

圖4 飛輪輸出扭矩T的變化曲線Fig.4 Varying curve of flywheel output torsional moment

圖5 不同kb-T取值對彎矩Mb衰減的影響Fig.5 Influence of different values kb-T on attenuation of bending moment Mb

圖6 不同kb-T取值時扭矩T輸出的變化(取前30 s)Fig.6 Difference of output torsional moment of flywheel T at different values kb-T (taking the previous 30 s)

為驗證人工阻尼系數c或kb-T對振動衰減速度的影響，再取kb-T=1/30 s和1/60 s進行仿真，得到的彎矩響應曲線和飛輪扭矩如圖5、6所示。從圖5可看出，隨著系數kb-T的增大，振動衰減變快。記模態運動方程(9)中的速度項系數ζ1+ζa為施加振動控制后的理論等效阻尼比，其中ζa可根據式(20)得到；同時亦可從彎矩響應曲線圖5中提取到kb-T=1/60,1/45,1/30時的仿真等效阻尼比，兩者結果如表1所示。

仿真結果與理論結果一致，設計的控制方法達到預計的效果，即隨著系數kb-T的增大，等效阻尼比增大。故在飛輪不過載的前提下，應盡量提高kb-T。

表1 不同系數kb-T下的等效阻尼比

4 結束語

本文分別對空間飛行器柔性附件的振動抑制方法作了原理分析和仿真驗證。結果表明：這種方法具有清晰的動力學原理，即利用變速飛輪的反作用力矩對結構做負功，消耗其振動的機械能，從而加速振動的衰減。具體工程實現可利用電池陣根部動態載荷(例如電測應變)獲得結構的振動響應，解算出飛輪的轉速，這使得飛輪能產生實現人工阻尼所需要的反作用力矩。有限元的仿真驗證考慮了信號濾波等實際需要，盡可能真實地模擬電池陣的工作狀態，結果表明：采用約占電池陣質量2%的飛輪作動器，能使得振動衰減時間縮短2/3，具有較高的效費比。振動抑制就是從測量結構振動應變到輸出飛輪驅動信號的線性增益過程。流程簡單，對控制器的性能要求較低。

目前的研究工作還局限于單一方向的振動，適合某一類以橫向彎曲振動為主要特性的太陽能電池陣。對于其他類型航天器柔性附件的振動抑制還需進一步研究。此外，飛輪提供的反作用力矩和結構應變為增益關系，且增益為一常數。隨著應變減小，飛輪實際輸出的反作用力矩將小于其額定載荷。因此控制過程中，若能調節增益使飛輪處于滿載狀態，充分利用飛輪性能，結構將更快地恢復平衡。這也有待進一步研究驗證。本方法驗證僅實施了仿真部分，實驗研究將在今后的工作進行。

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