旋轉式星載輻射計動平衡影響分析

高一丹 葉志彪 黃佳雷 于爽 金旭鑫 何嘉愷 翁藝航

(1上海航天電子技術研究所,上海 201109) (2上海宇航系統工程研究所,上海 201109)

星載輻射計按其結構形式一般分為非旋轉式星載輻射計和旋轉式星載輻射計,隨著衛星探測功能的多樣化發展,旋轉式星載輻射計依托其探測范圍廣、應用場景多等特點在衛星領域中使用越來越多。旋轉式星載輻射計作為衛星在軌探測的有效載荷產品,集大氣、海洋、陸地和環境觀測于一體,能夠進行全天時、全天候全球微波輻射信息遙感監測,可以獲取風場、降水、土壤水分、海冰、海表溫度、積雪、溫度廓線、濕度廓線等相關信息,具有大范圍、全球化;多要素、全天候;高時效,高精度等優勢。可為天氣預測、暴雨診斷、環境監測以及氣候研究等提供有效的數據支撐。在氣象探測、防災減災、保證航空、航海安全等應用領域,具有重大的經濟效益、社會效益和軍事效益[1]。

隨著國家氣象局對衛星在軌探測精度的要求越來越高,衛星在軌運行的姿態穩定度也大幅提高。旋轉式星載輻射計作為衛星的主載荷產品,具有系統結構復雜、活動部件關節多、在軌通過掃描轉動實現對地探測等特點,其在軌掃描轉動時極易對衛星的姿態穩定產生干擾[2],影響衛星的姿態穩定度,嚴重的甚至會造成衛星在軌傾覆,帶來不可估量的損失[3],旋轉式星載輻射計動平衡狀態的穩定性對衛星在軌探測的姿態穩定具有十分重要的作用[4]。因此,需要對旋轉式星載輻射計進行動平衡設計[5],同時進行地面動平衡配平或在軌動平衡控制,使得旋轉式星載輻射計掃描轉動時的動不平衡量較小,提高衛星的姿態穩定度[6]。

本文介紹了旋轉式星載輻射計的組成,根據動平衡理論對旋轉式星載輻射計進行了動平衡特性分析,分析了轉動體升降、天線收攏展開對動平衡的影響;然后根據動平衡特性分析結果對旋轉式星載輻射計進行了天線展開機構設計改進和動平衡試驗方法優化;最后對改進后旋轉式星載輻射計動平衡狀態的穩定性進行了試驗驗證。

1 旋轉式星載輻射計組成

本文設計的旋轉式星載輻射計主要由星體安裝架、筒體、掃描驅動機構、天線展開機構、天線反射器、遮光罩等組成。為滿足運載火箭整流罩的包絡要求,衛星發射時,旋轉式星載輻射計收攏鎖緊安裝于衛星頂部。衛星發射入軌后,旋轉式星載輻射計天線及展開機構展開、轉動體解鎖下降到位,隨后掃描驅動機構啟動周期性連續掃描轉動,旋轉式星載輻射計進入在軌工作模式,旋轉式星載輻射計收攏鎖緊狀態、解鎖展開狀態如圖1所示。

為實現在軌工作狀態下旋轉式星載輻射計天線反射器對地面的全方位探測,旋轉式星載輻射計采用掃描驅動機構驅動轉動體繞著轉軸360°周期性連續旋轉掃描的工作方式。其中,轉動體質量約為125kg,包含筒體、天線展開機構、天線等。圖1中,星體安裝架為旋轉式星載輻射計安裝底座,安裝在衛星上固定不動;掃描驅動機構底座安裝在星體安裝架上固定不動,筒體、天線展開機構、天線等轉動部分安裝在掃描驅動機構上部的轉子法蘭上;遮光罩直接安裝在星體安裝架上固定不動。該旋轉式星載輻射計在軌展開工作時,掃描驅動機構轉子驅動筒體、天線展開機構、天線等繞轉軸轉動,實現對地觀測。

旋轉式星載輻射計系統結構復雜、活動部件多,特別是轉動體升降、天線收攏展開等大質量活動部件的運動對旋轉式星載輻射計動平衡狀態的穩定性會帶來相應的影響。旋轉式星載輻射計動平衡影響因素多、動平衡狀態控制更加復雜,需對其動平衡特性及動平衡影響進行相應的研究與分析,以確保其動平衡狀態的穩定性。

圖1 旋轉式星載輻射計Fig.1 Operational state of rotary space-borne radiometer

2 旋轉式星載輻射計動平衡特性及分析

2.1 動平衡理論

動平衡配平選擇“雙平面法”,動平衡原理示意如圖2所示。在轉軸上距離安裝面c處放置力傳感器,設第一配平面到力傳感器的距離為a;第二配平面到力傳感器的距離為b;安裝面到力傳感器的距離為d;m1、m2分別為第一配平面、第二配平面上等效集中質量;r1、r2為質量塊的回轉半徑;F1、F2分別為質量塊m1、m2受到的離心力;Zc為質心到安裝面的距離,當轉子以角速度ω轉動時,該點受力的向量表達式如式(1)。

注:圖中G為轉動體質心,m1gn為質量塊m1重力,m2gn為質量塊m2重力。圖2 動平衡原理示意圖Fig.2 Schematic diagram of dynamic equilibrium

(1)

式中:gn為重力加速度;F為旋轉中心所受干擾力;M為旋轉中心所受干擾力矩;r1、r2分別為質量塊m1和m2的矢徑。

轉化為標量表達式如式(2),其中XY平面平行于配平面,Z軸與轉軸重合。已知F及其空間相位角αF,M及其空間相位角αM,求解上、下不平衡量大小和相位m、α,其中α1、α2分別為質量塊m1、m2的空間相位角,根據上下不平衡量計算結果,在其反向增加相同質量配重,用以消除上下不平衡量。

(2)

為滿足衛星對旋轉式星載輻射計提出的動平衡指標要求,產品設計時進行了動平衡設計,在旋轉式星載輻射計上設計了兩處平面作為動平衡配平面,旋轉式星載輻射計動平衡試驗配平示意如圖3所示,筒體上平面為第一配平面,筒體底平面為第二配平面。旋轉式星載輻射計在軌工作時轉動周期為1.7s,因此地面動平衡試驗時轉動周期設置為1.7s;在動平衡機上測得旋轉式星載輻射計掃描轉動時上下兩平面的動不平衡量,然后根據上述配平方法分別在旋轉式星載輻射計的第一配平面、第二配平面相應的角度增加對應質量的配重塊,以減小整機動不平衡量,試驗參數見表1,具體試驗流程如圖4。

圖3 旋轉式星載輻射計動平衡配平示意圖Fig.3 Schematic diagram of the rotary space-borne radiometer dynamicequilibrium

表1 動平衡試驗參數Table 1 Parameters of dynamic balance test

圖4 動平衡試驗流程圖Fig.4 Flow chart of dynamic balance test

2.2 旋轉式星載輻射計動平衡特性

衛星在軌姿態穩定度指標要求為0.006(°)/s,為了滿足衛星穩定度指標要求,衛星總體對該旋轉式星載輻射計的干擾力矩指標要求為小于0.2N·m[7]。旋轉式星載輻射計對衛星的干擾主要來源于其掃描轉動過程中的動不平衡,轉子動不平衡為靜不平衡和偶不平衡統稱[8-9],因此衛星總體對旋轉式星載輻射計整機動不平衡量指標要求如下。

(1)靜不平衡量不大于6kg·mm。

(2)偶不平衡量不大于9000kg·mm2。

為消除地面風阻的干擾,旋轉式星載輻射計采取在真空罐內進行動平衡測試,以提高動平衡測試精度。動平衡測試中,先進行產品的動平衡配平[10],將整機剩余動不平衡量配平至滿足指標要求值范圍內。根據旋轉式星載輻射計結構形式,配平后分別進行產品轉動體重復升降、天線展開機構重復收攏展開動平衡影響測試,以測得機構活動部件運動可能引起的產品動平衡狀態變化,考核產品動平衡狀態的穩定性,測試旋轉式星載輻射計最大動不平衡量是否滿足衛星指標要求。旋轉式星載輻射計動平衡性能測試結果見表2。

表2 旋轉式星載輻射計動平衡性能測試結果記錄表Table 2 Rotary space-borne radiometer dynamic equilibrium test results

由表2測試結果可知:旋轉式星載輻射計裝配完成后,初始靜、偶不平衡量分別為109.68kg·mm、129323.90kg·mm2,遠大于衛星指標要求。經過動平衡配平后,旋轉式星載輻射計剩余靜、偶不平衡量分別降低為1.48kg·mm、1898.75kg·mm2,滿足指標要求。

但是轉動體升降后,天線展開機構收攏展開后,旋轉式星載輻射計剩余靜、偶不平衡量均出現大幅增長,表明轉動體重復升降、天線展開機構收攏展開對旋轉式星載輻射計動平衡影響較大,旋轉式星載輻射計動平衡狀態不穩定,無法滿足衛星使用要求。

2.3 轉動體升降動平衡影響分析

旋轉式星載輻射計裝星前,需將轉動體抬升8mm后對轉動體進行鎖緊固定,以減小衛星發射階段旋轉式星載輻射計轉動體對掃描驅動機構轉子的動力學響應。衛星入軌后,旋轉式星載輻射計轉動體解鎖并下降8mm。

圖5 單點升降裝置示意圖Fig.5 Single point lifting and lowering device

轉動體通過單點升降裝置升降8mm時,升降過程中由于無法實現同步升降,每處提升螺桿提升或下降的高度無法一致,使轉動體升降過程中發生部分傾斜,造成轉動體升降前后重復定位精度較差,從而造成整機動平衡變化較大。

為驗證轉動體升降前后的位置一致性,對升降前后的轉動體上基準面進行水平測試,測試結果見表3。

表3 轉動體通過單點升降裝置升降前后水平度測試Table 3 Rotating body test results afterlifting and lowering by the single point device

由表3可知:轉動體重復升降前后,其水平度發生較大變化,轉動體升降前后重復定位精度較差,從而引起旋轉式星載輻射計動平衡狀態發生較大變化。

2.4 天線展開機構收攏展開動平衡影響分析

為滿足運載火箭整流罩的包絡要求,衛星發射時旋轉式星載輻射計天線收攏鎖緊,衛星入軌后,天線解鎖展開。為了保證天線及天線展開機構解鎖展開的可靠性,天線展開機構各鉸鏈設計留有安全間隙,天線展開機構重復收攏展開后無法完全展開到同一固定位置。天線展開機構展開到位后狀態如圖6所示。

天線展開機構底部鉸鏈主要由公鉸鏈、母鉸鏈、轉動軸和關節軸承等部分組成,如圖7所示。其中,公鉸鏈與從動桿組件連接,母鉸鏈與機構基準板連接;關節軸承除了能繞軸線轉動外,還具備其它方向的偏轉自由度,同時關節軸承存在一定的軸向安裝間隙,軸向間隙約為0.075～0.425mm,因此公鉸鏈可能在相對母鉸鏈偏轉的同時發生軸向移動,引起天線展開機構重復收攏展開到位后重復精度差。

注:圖中β為天線展開機構展開到位后角度。圖6 天線展開機構展開到位后示意圖Fig.6 Antenna after development

圖7 底部鉸鏈結構示意圖Fig.7 Structure of the bottom hinge

通過對天線展開機構重復收攏展開,并對天線展開機構每次收攏展開到位后角度β進行精度測量,測試結果見表4。

表4 天線展開機構重復收攏展開到位β角測試結果Table 4 Test results of β angle after repeated deployemnt of antenna mechanism

由表4可知:天線展開機構重復收攏展開后,展開到位β角實測最大變化為0.035°,天線收攏展開后重復定位精度波動較大。天線反射器質量為12.4kg,且距離轉動體質心距離較遠,通過在三維軟件中模擬該重復定位精度變化,分析得到該偏差帶來旋轉式星載輻射計動平衡變化量約為靜不平衡2.3kg·mm,偶不平衡量4000kg·mm2。因此,天線展開到位后重復精度波動較大造成了旋轉式星載輻射計動平衡狀態的變化。

3 天線展開機構設計改進

3.1 產品設計改進

為了減小底部鉸鏈設計間隙、消除關節軸承偏轉自由度對展開精度和重復精度的影響,將天線展開機構底部鉸鏈中的活動部件由原來的1個關節軸承改為2個深溝球軸承,并在不影響高低溫展開可靠性的前提下減小設計間隙,軸向間隙減小為0.07～0.1mm,用以保證天線展開機構的展開精度和重復精度。改進后,底部鉸鏈主要由公鉸鏈、母鉸鏈、轉動軸、深溝球軸承和調整墊片等組成,如圖8所示。

因為asinα+bsinβ>csinγ、asinα+csinγ>bsinβ、bsinβ+csinγ>asinα，所以P3P1=2asinα，P1P2=2bsinβ，P2P3=2csinγ三條線段首尾順次相連組成△P1P2P3.

圖8 改進后底部鉸鏈組成示意圖Fig.8 Bottom hinge after improved

為驗證更改深溝球軸承、減小底部鉸鏈活動間隙對于提高天線展開機構展開精度和重復精度的有效性,對天線展開機構進行了5次重復收攏展開,并對每次收攏展開后天線展開機構展開到位β角進行精測。底部鉸鏈更改后,天線展開機構展開到位角度的實測值見表5。

表5 底部鉸鏈更改后天線展開機構重復收攏展開到位β角測試結果Table 5 Test results of β angle after repeated deployment of antenna after improved

由表5測試結果可知:底部鉸鏈關節軸承更換為深溝球軸承后,天線展開機構展開到位角度重復精度Δβ由0.035°提高為0.011°,提高了天線展開機構展開到位后β角的穩定性。

3.2 測試方法改進

3.2.1 轉動體升降方式改進

為解決升降不同步使轉動體傾斜對旋轉式星載輻射計動平衡的影響,對轉動體升降方式進行改進設計。設計了一套同步升降裝置,以消除單點提升裝置升將引起的轉動傾斜。轉動體同步升降方式如圖9所示。通過搖動手輪,可以實現4處U型支撐架的同步升降,從而實現對轉動體的同步升降,減小升降不同步對旋轉式星載輻射計動平衡的影響。

圖9 同步升降裝置示意圖Fig.9 Consistent lifting and lowering device

為驗證轉動體升降前后的位置一致性,對升降前后的轉動體上基準面進行水平測試,測試結果見表6。

表6 改進升降方式后轉動體升降前后水平度測試Table 6 Rotating body test results after lifting and lowering by the consistent device

由表6測試結果可知:改進后,同步升降工裝升降過程中,水平度變化最大為0.015mm,升降過程穩定,升降一致性好。

3.2.2 動平衡試驗方法改進

天線展開機構展開到位后示意如圖6所示,天線展開機構展開到位后的夾角理論值為β,夾角β產生變化時,引起其質心高度的變化,而天線及天線展開機構質量在系統中占比較大且位置較高,其質心高度微小變化都會對旋轉式星載輻射計動平衡狀態產生較大影響。當天線展開機構收攏展開重復定位精度為±β1,收攏展開前后β角的最大值與最小值差值Δβ最大能達到2β1。此時,天線展開機構收攏展開對旋轉式星載輻射計動平衡影響相對較大。

為了減小天線展開機構收攏展開對旋轉式星載輻射計配平后動平衡的影響,可在配平前對天線展開機構進行多次收攏展開,并對每次天線展開機構展開到位后的夾角進行精測,若測得的展開到位角度不滿足要求,再次進行天線展開機構收攏展開,并精測展開到位角度,直到天線展開機構展開到位后的實測夾角為理論值β,并在此夾角下對旋轉式星載輻射計進行動平衡配平。配平完成后,天線展開機構重復收攏展開到位的夾角與動平衡配平時的夾角的差值變量Δβ可以減小至β1。因此,可以將天線展開機構收攏展開對旋轉式星載輻射計動平衡的影響大幅減小。

4 試驗驗證

為驗證天線展開機構底部鉸鏈設計改進、轉動體升降方式改進、動平衡試驗方法改進等措施對旋轉式星載輻射計動平衡性能提升的效果,對改進后的旋轉式星載輻射計重新進行真空環境下動平衡試驗,動平衡配平完成后測試轉動體重復升降、天線重復收攏展開后旋轉式星載輻射計動平衡狀態的穩定性。動平衡試驗方案如圖3所示,改進后動平衡試驗流程如圖10所示。

圖10 改進后動平衡試驗流程圖Fig.10 Flow chart of dynamic equilibrium test

改進后旋轉式星載輻射計動平衡性能測試結果見表7。

表7 改進后旋轉式星載輻射計動平衡性能測試結果記錄表Table 7 Rotary space-borne radiometer dynamic equilibrium test results after improved

由表7測試結果可知:改進后,轉動體重復升降、天線重復收攏展開等活動部件運動后,旋轉式星載輻射計動平衡變化較小,最大靜不平衡量為2.89kg·mm,最大偶不平衡量為2752.3kg·mm2,旋轉式星載輻射計動平衡狀態穩定性大幅提高。

5 結論

本文對旋轉式星載輻射計動平衡特性進行了分析,探討了旋轉式星載輻射計動平衡狀態不穩定的原因,對旋轉式星載輻射計轉動體升降、天線收攏展開等動平衡影響因素進行了分析,改進了天線展開機構設計、轉動體升降方式和動平衡試驗方法;并對改進后旋轉式星載輻射計動平衡狀態進行試驗驗證,得到以下結論。

(1)大尺寸、大質量的展開機構等活動部件重復定位精度對旋轉式星載輻射計動平衡狀態穩定性具有較大影響。

(2)通過減小展開機構活動部件間隙、改進動平衡測試方法、減小天線展開到位夾角與動平衡配平時夾角的差值變量Δβ,可以有效提高旋轉式星載輻射計動平衡狀態穩定性。

(3)改進后,旋轉式星載輻射計動平衡狀態穩定,動不平衡量滿足衛星使用要求,對整星干擾力矩較小,可以滿足衛星的姿態穩定度指標要求。