羲和衛(wèi)星磁浮機構(gòu)地面高精度分離測試研究

侯鵬，秦云飛，李志慧，吳躍鶯，吳開祥，黃亞忠

（1.上海衛(wèi)星裝備研究所，上海 200240；2.上海交通大學(xué) 機械與動力工程學(xué)院，上海 200240）

0 引言

2021 年10 月14 日，我國成功發(fā)射首顆太陽雙超探測衛(wèi)星“羲和”號［1-3］，實現(xiàn)了國際首次太陽Hα波段光譜成像探測。衛(wèi)星采用動靜隔離、主從協(xié)同控制超高指向精度（5×10-4（°））和超高穩(wěn)定度（5×10-5（°）/s）平臺設(shè)計［4-5］，通過平臺艙和載荷艙分離設(shè)計理念，實現(xiàn)了在軌指向精度［6-9］優(yōu)于0.001°和穩(wěn)定度優(yōu)于5×10-5（°）/s 的超高水平，相較同尺寸衛(wèi)星其精度提高了近100 倍，標(biāo)志著我國正式踏入“探日”時代。

為滿足在軌高精度指向要求，衛(wèi)星配置了磁浮機構(gòu)，該機構(gòu)最大輸出力約0.1 N，最大位移為5 mm，需對其開展地面微重力狀態(tài)下分離解鎖及高精度穩(wěn)定性試驗。常用的微重力模擬試驗方法［10-17］主要有懸吊法和氣浮法。懸吊法利用滑輪組、繩索機構(gòu)和配重實現(xiàn)卸載，具有摩擦阻力較大、機構(gòu)運動復(fù)雜等缺點；氣浮法具有阻力小、可靠性高、運動精度高的優(yōu)點，常被應(yīng)用于二維平面運動模擬。磁浮機構(gòu)地面分離試驗所需微重力模擬精度要求高，其支撐裝置變形、平臺穩(wěn)定性、氣體黏聯(lián)性、氣源擾動、環(huán)境氣壓振動、廠房振動和系統(tǒng)測量誤差等干擾因素影響其最終精度。本文提出了一種高精度分離試驗?zāi)M方法，開展了各項誤差分析和試驗驗證研究。

1 試驗方案設(shè)計

“羲和”衛(wèi)星由載荷艙和平臺艙2 部分組成，2 艙之間采用磁浮作動器連接，通過提供地面微重力模擬環(huán)境，實現(xiàn)載荷艙與平臺艙間磁浮分離驗證。衛(wèi)星地面2 艙磁浮分離試驗方案如圖1 所示。整星處于翻轉(zhuǎn)狀態(tài)，主要包括平臺艙、載荷艙、轉(zhuǎn)臺、氣浮平臺、氣浮支撐系統(tǒng)和自準(zhǔn)直儀測量系統(tǒng)等。

試驗過程需要保證太陽空間望遠(yuǎn)鏡超高指向精度，即在地面干擾因素作用下，太陽空間望遠(yuǎn)鏡的光軸偏移角度不得超出5×10-5（°）。為方便后續(xù)計算，需將指向精度轉(zhuǎn)換為位移量，轉(zhuǎn)換公式如下：

式中：H為太陽空間望遠(yuǎn)鏡光軸的位移量，mm；L為鏡筒長度，565 mm；α為太陽空間望遠(yuǎn)鏡指向精度，5×10-4（°）。

磁浮分離試驗測試中對太陽空間望遠(yuǎn)鏡指向精度的影響因素匯總見表1。其中，靜態(tài)誤差主要包括氣浮支撐工裝重力形變、氣浮平臺精度以及星體姿態(tài)引起的載荷艙空間望遠(yuǎn)鏡初始位置改變，該項誤差為一次固有變形；測量誤差主要包括測量儀器設(shè)備的自身誤差和測量方法產(chǎn)的生誤差等；動態(tài)誤差主要包括氣浮系統(tǒng)穩(wěn)定性、氣體黏聯(lián)性、氣源擾動、環(huán)境氣壓振動和廠房振動等，主要影響載荷艙和平臺艙磁浮作動分離過程中太陽空間望遠(yuǎn)鏡光軸指向精度。

2 試驗誤差影響分析

根據(jù)試驗需求，載荷艙采用氣浮卸載法模擬微重力環(huán)境，并通過高精度的自準(zhǔn)直儀測量太陽空間望遠(yuǎn)鏡指向精度。

2.1 氣浮平臺

針對衛(wèi)星超高指向精度的磁浮分離需求，測量氣浮平臺［18］整體水平度和平面度，氣浮平臺運動區(qū)域如圖2 所示。選取圖2 中氣浮平臺精度最優(yōu)的區(qū)域作為衛(wèi)星磁浮分離試驗的運動區(qū)域，該區(qū)域尺寸為800 mm×800 mm，其中1～9 號點為激光跟蹤儀測量該區(qū)域精度時均勻選取的測量點。

圖2 氣浮平臺運動區(qū)域Fig.2 Moving area of the air flotation platform

圖3 氣浮墊運動變化Fig.3 Moving curve of the air cushion

磁浮分離水平運動位移為±5 mm，當(dāng)載荷艙沿Z向整體平移5 mm 時，氣浮墊A 由點位1 向點位4移動，氣浮墊B 由點位3 向點位6 移動，氣浮墊C 由點位5 向點位8 運動。根據(jù)線性比例關(guān)系可知載荷艙在X方向的最大變化量為1.58×10-4mm。

2.2 工裝形變

試驗過程中載荷艙側(cè)板支撐工裝材質(zhì)為不銹鋼，氮氣瓶則通過鋁板固定在載荷艙側(cè)板支撐工裝上，氮氣瓶氣體釋放后由于氣瓶質(zhì)量發(fā)生變化，導(dǎo)致支撐工裝的變形量發(fā)生改變。因此采用有限元軟件對氮氣瓶中氮氣消耗前后產(chǎn)生的質(zhì)量變化進(jìn)行形變分析，其形變?nèi)鐖D4 所示。根據(jù)分析，工裝形變引起的載荷艙姿態(tài)變化量為1.7×10-4mm。

圖4 支撐工裝受力變形Fig.4 Force deformation of the support technological equipment

2.3 氣浮系統(tǒng)

氣浮系統(tǒng)由氮氣瓶、管路和氣浮墊組成，如圖5所示。氮氣經(jīng)過二級減壓管路流動到氣浮墊，再由氣浮墊氣孔排出，在氣浮墊與氣浮平臺表面形成氣膜。氣浮系統(tǒng)對載荷艙姿態(tài)產(chǎn)生影響的干擾源主要來自與氣體黏性、氣體損耗和廢氣擾動等。

圖5 氣浮系統(tǒng)Fig.5 Air flotation system

2.3.1 氣體黏性

氣浮系統(tǒng)中氣體黏性對磁浮分離運動產(chǎn)生的主要影響為阻滯運動［19］，且阻力與氣膜厚度之間呈反比例關(guān)系：

式中：A1為氣浮盤面積；N為阻力；V為氣足運動速度；h為氣膜厚度；μ為動力黏度。

載荷艙所用的氣足直徑為100 mm，磁浮作動器運動5 mm用時0.15 s，氮氣的動力黏度為17.805 μPa，當(dāng)氣浮墊浮起，氣膜厚度為0.1 mm 時，載荷艙的氣足所產(chǎn)生的阻力為1.397×10-4N。載荷艙質(zhì)量為209 kg，根據(jù)牛頓第二定律F=ma，由氣體黏性阻力所產(chǎn)生載荷艙平移滯后位移為7.5×10-6mm。

2.3.2 氣體損耗

通常氣浮墊可看作多供氣孔靜壓圓盤止推氣體軸承［20］，如圖6 所示，氣壓和氣膜厚度的關(guān)系滿足雷諾方程［21-22］：

圖6 氣浮墊Fig.6 Air flotation cushion

式中：p為氣膜壓力；η為氣體黏度；t為氣浮時間；為流量因子；δK在無氣孔處為0，在有氣孔處為1。

氣浮墊承載力理論公式為

式中：W為氣浮墊承載力；R、R1、R2為氣孔到氣浮盤圓心距離、氣浮墊半徑、氣浮盤中心孔半徑；p為氣浮墊盤面上的壓力分布，其公式為

式中：Pa為環(huán)境大氣壓，這里設(shè)定為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，0.1 MPa；Pd為氣膜入口壓力。

本試驗所用的氣浮墊盤面，半徑R1為50 mm，R2為1.5 mm，R為40 mm，供氣孔數(shù)量n等效為4個，等效供氣孔直徑d為1 mm，氣浮墊承載力與氣膜入口壓力的關(guān)系如圖7 所示。

圖7 氣浮承載力與氣膜入口壓力的關(guān)系Fig.7 Relation between the air flotation support force and the air film inlet pressure

載荷艙氣浮墊分布如圖8 所示，載荷艙質(zhì)心處重量G1為1 360 N，氣浮系統(tǒng)的重量G2為150 N，載荷艙支撐工裝的載荷G3為580 N，3 個氣浮墊的承載力分別為WA、WB、WC。

圖8 有效載荷艙受力分析Fig.8 Force analysis of the preload module

根據(jù)力平衡原理，構(gòu)建如下氣浮墊承載力矩陣：

式中：l1、l2為載荷艙質(zhì)心點相較于氣浮墊A、B、C 三點形成的連線的距離；l3為氣瓶系統(tǒng)理論質(zhì)心到氣浮墊C 的距離；l4為支撐工裝質(zhì)心到氣浮墊C 的距離；S為氣浮墊C 相較氣浮墊A、B 連線的距離；Δl、Δh表示氣瓶系統(tǒng)氣體消耗后的質(zhì)心相較氣瓶系統(tǒng)理論質(zhì)心的距離。

聯(lián)立式（4）～式（6）得氣瓶氣體損耗對指向精度的干擾量為10.16×10-3mm。

廢氣主要指由氣浮墊彌散到周圍的氣體，通過擾亂氣浮墊周圍空氣流動來影響氣浮支撐的穩(wěn)定性，造成載荷艙姿態(tài)發(fā)生變化。采用ANSYS 流-固耦合仿真模塊對廢氣擾動進(jìn)行有限元分析，其模型和仿真結(jié)果如圖9 所示。根據(jù)仿真結(jié)果，氣浮墊在廢氣氣流作用下的最大變形量為2.25×10-7mm。

圖9 氣浮墊流-固耦合仿真Fig.9 Fluid-solid coupling simulation of the air cushion

2.4 廠房環(huán)境

分析磁浮分離試驗所用廠房的溫度和地面振動對指向精度影響。

2.4.1 溫度

試驗廠房為密閉測試環(huán)境，試驗測試時間短，溫度波動量級小，由溫度引起的熱變形可忽略不計。

2.4.2 振動

為減小地面振動和噪聲等對磁浮機構(gòu)地面測試的影響，試驗選在可封閉式的微振動室［23-24］進(jìn)行，如圖10 所示。該微振動室三面設(shè)置金屬吸聲尖劈，減振地面地基安裝有非拆除式鋼模結(jié)構(gòu)和3 組串并聯(lián)組成的隔振彈簧系統(tǒng)。

圖10 微振動室減振降噪結(jié)構(gòu)Fig.10 Vibration and noise reduction structure of the micro-vibration chamber

封閉狀態(tài)下，微振動室有0.8×10-5g的振動加速度干擾，試驗過程中平臺艙和載荷艙處于2 艙分離狀態(tài)，因此微振動室的振動干擾經(jīng)由大理石平臺傳遞到氣浮支撐系統(tǒng)，再由氣浮支撐系統(tǒng)傳遞到載荷艙。經(jīng)計算，引起指向精度最大變化量為1.4×10-3mm。

2.5 測量系統(tǒng)

采用2 臺高精度自準(zhǔn)直儀［25-27］監(jiān)控基準(zhǔn)棱鏡的水平和俯仰狀態(tài)，如圖11 所示。自準(zhǔn)直儀1 監(jiān)測棱鏡水平角度變化，自準(zhǔn)直儀2 監(jiān)測棱鏡俯仰角度變化。

圖11 自準(zhǔn)直儀位置Fig.11 Position layout of the autocollimator

自準(zhǔn)直儀的測量精度為5.56×10-5（°），其精度優(yōu)于太陽空間望遠(yuǎn)鏡的指向精度，因此可在磁浮分離試驗過程中，用于監(jiān)測望遠(yuǎn)鏡的指向變化。將自準(zhǔn)直儀的測量精度轉(zhuǎn)換為位移量為4.1×10-4mm。

綜上，地面測試環(huán)境對太陽空間望遠(yuǎn)鏡光軸指向的干擾量級見表2。由表2 可知，系統(tǒng)誤差為12.3×10-3mm，大于要求值。經(jīng)分析，氣浮系統(tǒng)和廠房環(huán)境是影響試驗精度的主要因素，擬采取措施：①選取氣浮系統(tǒng)穩(wěn)定區(qū)間進(jìn)行測試；② 減少試驗測試的振動源。

表2 干擾項及量級評價表Tab.2 Interference terms and their magnitude evaluations

3 試驗驗證

如圖12 所示，通過試驗驗證干擾因素理論分析的合理性，本次試驗制定了3 種工況：①2 艙分離前環(huán)境測試，用于驗證廠房環(huán)境的干擾；② 2 艙分離前測試，用于驗證氣浮系統(tǒng)的干擾；③2 艙分離后測試，用于驗證太陽空間望遠(yuǎn)鏡指向設(shè)計指標(biāo)。

圖12 磁浮分離試驗地面測試Fig.12 Separation test of the maglev mechanism

3.1 分離前環(huán)境測試

2 艙未分離，載荷艙未氣浮狀態(tài)下，使用自準(zhǔn)直儀測量棱鏡的水平角度β和俯仰角度δ變化，如圖13 所示。

圖13 2 艙未分離且載荷艙未氣浮狀態(tài)下棱鏡角度變化曲線Fig.13 Prism angle curves when the two modules are not separated and the preload module is not airborne

太陽空間望遠(yuǎn)鏡棱鏡綜合角度γ=如圖14 所示，在76 s 前，角度變化穩(wěn)定，綜合角度最大變化差值γmax為0.49″，即1.36×10-4（°）；在76 s后，由于廠房外出現(xiàn)行車等振動源導(dǎo)致棱鏡角度劇烈變化，其綜合角度最大變化差值為3.23″，即8.98×10-4（°）。

圖14 2 艙未分離且載荷艙未氣浮狀態(tài)下綜合角度變化曲線Fig.14 Comprehensive angle curve when the two modules are not separated and the preload module is not airborne

試驗得到的綜合角度變化差值轉(zhuǎn)換成太陽空間望遠(yuǎn)鏡位移變化為1.34×10-3mm，而理論干擾量為1.81×10-3mm，由于試驗結(jié)果與理論結(jié)果處于同一量級，表明理論分析是合理的。

3.2 載荷艙和平臺艙分離前測試

在2 艙未分離且載荷艙氣浮支撐時，太陽空間望遠(yuǎn)鏡棱鏡的β和δ變化如圖15 所示。

圖15 2 艙未分離且載荷艙氣浮支撐時棱鏡角度變化曲線Fig.15 Prism angle curves when the two modules are not separated and the preload module is supported by air flotation

太陽空間望遠(yuǎn)鏡棱鏡綜合角度如圖16 所示，綜合角度變化差值γmax為3.58″，即9.94×10-4（°），轉(zhuǎn)換成太陽空間望遠(yuǎn)鏡位移變化為10×10-3mm。

圖16 2 艙未分離且載荷艙氣浮支撐時綜合角度變化曲線Fig.16 Comprehensive angle curve when the two modules are not separated and the preload module is supported by air flotation

在2 艙未分離且載荷艙氣浮支撐工況下，引起棱鏡角度變化的主要原因是微振動室地面振動、測量誤差和氣浮系統(tǒng)誤差的耦合作用，試驗結(jié)果與理論分析（12.3×10-3mm）處于同一量級，表明氣浮系統(tǒng)建模的合理性。根據(jù)試驗數(shù)據(jù)變化曲線，在氣浮初始階段棱鏡角度劇烈變化，25 s 后保持穩(wěn)定，此時棱鏡角度綜合變化量為0.45″，即1.25×10-4（°），轉(zhuǎn)換為太陽空間望遠(yuǎn)鏡位移變化為1.2×10-3mm，此時氣浮系統(tǒng)引起的干擾量降低到了1/8，因此在磁浮分離試驗前，氣浮墊需通氣25 s左右，使載荷艙姿態(tài)保持穩(wěn)定。

3.3 載荷艙和平臺艙分離后測試

分析測試結(jié)果并調(diào)整試驗流程，太陽空間望遠(yuǎn)鏡棱鏡的水平角度β和俯仰角度δ變化如圖17 所示，綜合角度變化曲線如圖18 所示。

圖17 調(diào)整試驗流程后棱鏡角度變化曲線Fig.17 Prism angle curves after adjusting the test process

圖18 調(diào)整試驗流程后綜合角度變化曲線Fig.18 Comprehensive angle curve after adjusting the test process

由圖18 可知，氣浮穩(wěn)定后，綜合角度最大變化值γmax為1.25″，即3.47×10-4（°）。將綜合角度誤差轉(zhuǎn)換為太陽空間望遠(yuǎn)鏡位移為3.4×10-3mm，從而驗證了“羲和”號太陽空間望遠(yuǎn)鏡指向精度的設(shè)計指標(biāo)（優(yōu)于5×10-4（°）），表明在超靜環(huán)境下可以實現(xiàn)高精度指向精度的量化測試。

4 結(jié)束語

針對“羲和”衛(wèi)星地面分離測試需求，本文分析了氣浮平臺、工裝設(shè)備變形、氣浮系統(tǒng)、廠房環(huán)境和測量系統(tǒng)誤差等的干擾量級，并提出解決措施：①選取氣浮平臺平面度和水平度較好的區(qū)域作為工作區(qū)域；② 氣浮系統(tǒng)對試驗精度影響較大，選取氣浮系統(tǒng)穩(wěn)定區(qū)間進(jìn)行試驗測試；③測試環(huán)節(jié)選擇夜間并在具有減振降噪功能的微振動室內(nèi)進(jìn)行，測試間應(yīng)保持封閉狀態(tài)，關(guān)閉空調(diào)，且人員不得走動，減少環(huán)境干擾。試驗結(jié)果表明：該方法可以滿足高精度指向機構(gòu)的地面測試需求，為后續(xù)地面高精度指向測試提供新的思路。