某型號衛星控制力矩陀螺隔振裝置設計和試驗技術研究

孫曉晨,郭 彤,李曉莉,姚小松,楊若宸

(中國科學院微小衛星創新研究院,上海 201304)

由于遙感衛星在高精度、全球觀測,及近似實時快速地獲取空間信息方面的出色表現,遙感衛星已經承擔了氣象預報、偵察測繪等與日常生活緊密相關的任務,因此遙感衛星的精度需求也日益提高。而提高衛星分辨率的有效手段之一就是:為遙感器提供超靜、超穩的工作環境,這種方式具有成本低、研制周期短、效果明顯的特點,可以直接抑制衛星平臺在軌微振動,從而保證敏感光學載荷在軌成像能力。

為降低微振動環境對敏感載荷性能的影響,通常采取被動隔振措施將CMG、飛輪等擾動源與衛星平臺隔離。美國哈勃望遠鏡對動量輪進行了振源隔離,空間望遠鏡也采用了阻尼層抑制微振動[1],國內風云四號衛星上也采用了隔振器對飛輪進行被動隔振[2],高分七號衛星上也在CMG和安裝面之間設置了隔振裝置[3],吉林一號高分星安裝了金屬橡膠隔振器隔離飛輪的影響[4]。

在某型號高分辨率遙感衛星上,采用我國某型控制力矩陀螺(control moment gyroscope,CMG)作為整星姿態控制設備。由于CMG在軌工作時高速轉動(幾千轉),其轉子轉動產生的動、靜不平衡力和不可避免的裝配誤差將會持續輸出擾動,甚至激發衛星蜂窩板等結構振動,進一步傳遞至敏感載荷處,使光學載荷、星敏等載荷一直處于微振動環境,從而降低了遙感衛星的精度和分辨率。本文針對該高分辨率遙感衛星的CMG引起的微振動擾動,分析隔振裝置的功能需求,設計CMG微振動抑制系統,并建立隔振系統的數學模型和力學仿真模型,在此基礎上,采用實物進行了單機級、整星級微振動試驗,并獲得了實驗數據。

1 隔振裝置優化設計方法

1.1 CMG擾振特性

星上采用的某型CMG具有控制力矩大、控制精度高、能量消耗低等特點[5],單件質量為17.9 kg,內轉子恒定轉速6 000 r/min條件下,標稱角動量為25 Nms。其主要結構可分為外框和內框兩部分,如圖1所示,主體尺寸包絡為。其中外框為固定部分,包含CMG結構框架及內部控制電路,內框為轉動部分,可以使內部高速轉子在內框里繞Z軸高速轉動并且內框整體可以同時繞Y軸旋轉。在軌狀態下,內部高速轉子工作轉速為6 000 r/min,CMG通過改變高速轉子旋轉軸的指向與衛星交換角動量來控制衛星的姿態。內部高速轉子、內框轉動所引起的動、靜不平衡力及裝配誤差會引起振動。除CMG工作轉動頻率(100 Hz)外,由于保持架運轉還存在約0.6倍頻的諧波頻率,因此CMG振動特性的頻率成分主要60 Hz、100 Hz及其倍頻。

圖1 某型號CMG結構示意圖Fig.1 The structure of CMG

1.2 隔振系統的設計

因此可得到某型號衛星頻率分布如圖2所示。

圖2 某型號衛星頻率分布圖Fig.2 The frequency of satellite

由于被動隔振方式性能穩定、可靠性高,因此采用被動隔振方式,具體將隔振裝置安裝在蜂窩板結構與CMG之間,主要用于抑制衛星在軌工作時CMG自身引起的擾振,使其對光學組件成像質量影響最小,同時也要滿足衛星姿控要求,使CMG產生的控制力矩正常傳遞到衛星結構。

根據CMG的安裝接口、結構特征以及功能需求,將四個完全相同的金屬隔振器按照匯聚式結構并聯,該結構具備承載能力高、結構剛度大、運行穩定、裝配公差容許度高等優勢,同時設計上轉接框架為CMG和隔振器提供轉接接口,下轉接框架可以提供隔振子系統與衛星艙板的安裝接口,子系統在整星的安裝效果如圖3所示。隔振系統包括CMG、上轉接框架、金屬隔振器、頂桿、下轉接框架、熱刀解鎖裝置。

圖3 隔振系統結構示意圖Fig.3 The structure of vibration isolation system

基于上述被動隔振方式,柔性的隔振器在提供CMG微振動隔離的同時,也降低了CMG和衛星的連接剛度,使發射段CMG響應增大,超過CMG的單機許用環境。為解決這一問題,通常采用熱刀解鎖的方式將隔振裝置鎖定,在主動段通過鎖緊裝置鎖緊上下框架以提高連接剛度和隔振子系統固有頻率,在軌后再進行熱刀解鎖動作,使隔振器進入設計工況,實現CMG在軌隔振。

其中,金屬隔振器的設計是整個隔振系統的核心,尤其剛度設計會直接影響到整個隔振系統的剛度和固有頻率頻點分布,由于橫槽型隔振器是通過對稱切割圓柱體所得,具有力學對稱性好、設計參數少、易于參數化設計的優點,因此選擇橫槽型隔振器思路進行設計。

1.3 隔振系統參數設計

考慮到CMG的結構特點,采用四個完全相同的匯聚式布置隔振器支撐構成隔振系統,該種布置方式易于得到獨立振動且具有良好的穩定性,根據圖3所示的隔振系統構型,建立等效數學模型如圖4[8-9]。將CMG和上框架視作統一整體,O為上框架下底面的中心,選擇參考坐標系Oxyz作為平臺的中心慣性主軸,四個隔振器連接點分別為A、B、C、D,各自軸線匯聚于點M。四個隔振器上端面中心點距離X、Y軸距離分別為a和b,四個隔振器采用對稱布置,四個隔振器軸線與X軸(θ1)以及X-Y平面(θ2)成固定角度,且該角度對四個隔振器的表現一致。

圖4 CMG隔振裝置數學模型Fig.4 The mathematical model of vibration isolation system

圖5 橫槽彈簧設計參數Fig.5 The structure of single isolation spring unit

(1)

式中:β為傳遞率,即響應幅值與輸入激勵幅值之比;f為任意頻率,此處主要針對CMG產生的60 Hz擾動;fn為隔振系統頻率;ζ為阻尼比,對金屬隔振器可取值0.05[12]。

為保證60 Hz頻點處隔振效果不低于85%,則fn應低于22 Hz,且隔振系統基頻越低隔振效果越好,且優化隔振系統基頻過程中,考慮1.3倍最低頻率裕度[13],結合CMG在艙板的布局及工作環境要求,隔振系統基頻應高于18 Hz,綜上得到隔振系統基頻應為18～29 Hz。同時考慮到整星環境下其他擾動頻點,理想隔振系統的前三階頻率應在20～27 Hz之間,后三階應在30～45 Hz或65～800 Hz之間,以避開干擾頻點。根據以上分析,結合CMG機械接口特性、衛星安裝空間等綜合考量,經過大量仿真計算,選定a=b=190 mm,θ1=θ2=45°。

在橫槽隔振器設計過程中,也采用參數化設計思路。為了明確不同的隔振器參數對其剛度的影響,將隔振器分為若干楔形塊和環形條進行研究,參數包括外徑D(參數1)、內徑d(參數2)、楔塊寬度t(參數3)、層厚度h(參數4)、層數n(參數5)。基于頻率設計約束,經過多輪仿真迭代,最終隔振器設計參數定為:D=57 mm,d=43 mm,t=8 mm,h=3 mm,n=8 mm。

2 頻率特性驗證分析

為考察隔振系統頻率特性,對隔振系統中的單個隔振器進行垂直剛度的仿真和試驗測試,并對隔振系統進行模態分析和模態敲擊試驗。

2.1 隔振器垂直剛度仿真與驗證

根據隔振系統的實際組成進行簡化并建立有限元模型,利用ANSYS軟件計算單個隔振器的垂直剛度。隔振器采用高阻尼材料錳銅合金,一方面,可以通過隔振器剛度設計實現抑制微振動擾動,另一方面,擾振源引起的微振動會在微觀上引起阻尼材料振動變形,驅動材料內部微觀高密度孿晶界面滑移運動,將機械能轉化為熱能,切段振動傳播途徑。如圖6所示,仿真時對隔振器下端面設置固定支撐,并在上端面施加豎直向下的力,取楊氏模量為70 GPa,經計算得到隔振器垂直剛度為58.62 N/mm。

圖6 單個隔振器垂直剛度仿真Fig.6 The FEA model of single isolator unit

通過拉力機,對28個樣件進行垂直剛度測試,測試結果如圖7所示。垂直剛度取平均值為59.18 N/mm,彈簧一致性較好,仿真結果與實測結果接近。

(a)

2.2 隔振系統模態分析

當衛星發射入軌后,通過熱切割解鎖裝置完成CMG解鎖動作,CMG內框在指定角度下內轉子以6 000 r/min的轉速工作,因此選CMG內/外框夾角(框架角)為45°、90°、135°、180°、225°、270°、315°的工況,如圖8所示。根據實際情況建立有限元模型,并合理設置邊界條件,通過ANSYS軟件計算出不同角度下隔振子系統前六階模態。如圖9所示,當框架角為0度且CMG內轉子靜止時,隔振裝置仿真得出的前三階固有頻率分別為19.105 Hz、20.644 Hz、24.353 Hz,當內轉子轉速設置為6 000 r/min時,前三階固有頻率為20.643 Hz、22.423 Hz、24.353 Hz,相應的振型分別為沿Y軸擺動(Y軸平動與繞X軸轉動耦合)、沿X軸擺動(沿X軸平動與繞Y軸轉動耦合)、沿Z軸平動。

(a) 框架角α=0°

(a)

在實驗環境搭建完成后,在隔振裝置表面設置傳感器測點,并通過錘擊法實測出不同工況的系統固有頻率,表1記錄了隔振系統在不同框架角下且內轉子轉速為6 000 r/min時,隔振系統的模態仿真結果和模態敲擊實驗結果,經過對比,有限元模型仿真計算的模態與試驗敲擊模態幾乎一致,因此仿真模型有較高準確度和可信度。

表1 隔振系統模態仿真結果及敲擊試驗結果Tab.1 The comparation of tested natural frequency and the simulated results

3 隔振效果驗證分析

3.1 單機級力矩臺微振動測試

在奇石樂力矩臺上搭建微振動測試環境,試驗裝置示意如圖10所示,隔振系統通過工裝與奇石樂力矩臺連接,CMG上表面設置4個加速度測點(測量在軌狀態擾動輸入),奇石樂力矩臺測量系統輸出的擾動力及擾動力矩。在鎖緊工況時,隔振器被壓縮,由限位頂桿支撐CMG,可視為剛性連接,因此實測數據為隔振前或無隔振效果的對照組,在熱切割機鎖裝置完成解鎖動作后,隔振器釋放,CMG通過隔振器與結構件連接,此時實測數據為隔振后/有隔振效果的實驗組。以0°框架角工況為例,分別從時域、頻域對照隔振前/后(解鎖/鎖緊)兩種工況的測試數據,以對隔振效果進行評估。

(a)

按照上述試驗環境,4只加速度觸感器設置于CMG外框上表面,隔振系統整體安裝于奇石樂力矩臺上,以實測得CMG產生的擾振加速度數據(即輸入隔振系統的擾動加速度)和隔振系統安裝面的擾動力、擾動力矩數據(即隔振系統輸出的擾動力、擾動力矩)。表2為隔振系統解鎖后實測結果數據匯總,圖11為A1～A4加速度傳感器實測的CMG擾振加速度時域、頻域曲線。

表2 解鎖工況CMG框架角為0°時,產生的擾振加速度數據Tab.2 The acceleration of working CMG when the turning angle is 0°under unlocked condition

CMG框架角0°,內轉子6 000 r/min,解鎖工況

當隔振系統處于鎖緊狀態時,隔振器被壓縮,由熱切割解鎖裝置和頂桿支撐CMG,因此隔振系統提供剛性連接,奇石樂平臺采集到的數據為隔振前系統輸出的擾動力。當熱切割解鎖裝置完成解鎖后,CMG和艙板之間由隔振裝置提供柔性連接,此時測得隔振后系統輸出的擾動力。

表3對比了隔振系統解鎖前后隔振系統輸出的擾動力,從時域數據看,隔振裝置對CMG產生的擾動在各個方向都有明顯抑制效果,從頻域來看,在59 Hz和100 Hz關鍵頻點,尤其CMG擾動較大的X、Y方向都有明顯抑制,擾振可衰減1個數量級以上。

表3 單機級微振動試驗:CMG隔振系統力矩臺測得擾動力隔振前/后(解鎖/鎖緊)效果對比Tab.3 The unit-level micro-vibration test:the output force of vibration isolation device

表4 整星級微振動測試加速度時域、頻域對比結果Tab.4 The acceleration of vibration isolation device in time domain and frequency domain

3.2 整星級別微振動測試

CMG在衛星上采用豎直安裝方式,將隔振系統安裝在衛星艙板上,分別在CMG上表面和蜂窩板上安裝加速度傳感器,其中A1、A3安裝在CMG表面上,A2、A4安裝在下轉接框架附近的蜂窩板上,如圖12所示。以框架角0°為例,分析解鎖工況下A1-A2數據以及A3-A4數據,可以對比隔振效果。

圖12 整星級微振動測試加速度傳感器測點布局Fig.12 The position of accelerometer in satellite-level micro-vibration experiment

與單機級測試數據相比,輸入隔振系統的加速度量級無明顯變化,重力方向對CMG擾振的影響較小。對下表時域數據RMS值分析,擾振源明顯的X、Y方向上,隔振后加速度相較于隔振前衰減一個數量級,擾振量級較小的Z方向上,加速度也有60%以上的衰減效果,針對主要擾動頻點60 Hz,在三個方向上隔振前擾動量級為10-3g,經衰減后可到10-5g,另一個主要擾動頻點100 Hz處,擾動量級由隔振前的10-3g量級衰減到10-4g量級。

根據上述數據,整理分析后得到表5,從時域結果來看,在X、Y兩個擾動大的方向,隔振效率達到85%以上,Z方向本身擾動小,隔振效率實現60% 以上的衰減,從頻域角度看,在兩個主要擾動頻點60 Hz、100 Hz處,隔振效果均達到90%以上。

表5 CMG隔振裝置隔振效果Tab.5 Effects of vibration isolation system

4 結 論

為降低CMG擾動群對光學載荷平臺的影響,結合某型號衛星結構和CMG特性,提出了一種在多頻率約束下的被動隔振系統設計方案,完成了衛星隔振器及裝置的設計及研制。通過仿真分析和試驗驗證,CMG隔振裝置固有頻率分布合理,且不與整星結構、CMG發生動力學耦合,大大降低了CMG輸出的擾動,具有明顯隔振效果,與熱切割解鎖裝置配合,可同時適用主動段和在軌段應用,表明該設計方法具有可操作性和有效性,對其他型號衛星的隔振裝置優化設計具有參考價值。