卫星微振动及控制技术进展

孟光*,周徐斌

1.上海航天技术研究院 院部,上海 201109 2.上海卫星工程研究所 所部,上海 200240 3.上海交通大学 机械与动力工程学院,上海 200240

科学技术以及国防军工的发展对卫星的高分辨率等性能提出了更高要求。迄今,中国已经研制并发射了如高分一号[1]等分辨率达亚米级的卫星。制约卫星分辨率提高的因素多种多样,其中,由星上活动部件引起的微振动对敏感载荷性能的影响引起了国内外研究学者的持续关注。这里的微振动是指卫星在轨运行期间,主要由转动部件(如动量轮等转动部件、太阳电池阵驱动机构等步进部件、相机摆镜等摆动部件等)正常工作造成的卫星幅度较小的往复运动或振荡。微振动的主要特点是幅值小、频带宽、控制难。微振动产生的位移一般在微米量级甚至更小,但是其危害却十分显著,尤其对于高轨卫星,由于距离地球较远,微振动可能造成观测的巨大误差并严重影响成像质量。微振动的频率范围从极低频到数千赫兹,其中几赫兹到几百赫兹范围内的振动能量较大,不易衰减。微振动由于振幅小,在机械结构中的传播机理复杂,使依赖于摩擦耗能的减振方法性能下降,而且微振动测量易受环境噪声影响,对姿态与轨道控制系统提出挑战,使控制设计更加复杂。对此,各国学者对卫星在轨微振动控制进行了大量研究[2-3]。本文在简单介绍国内外卫星领域微振动研究进展后,结合工程实际,按振动控制手段进行分类,对微振动控制方法以及微振动控制设计过程中所需要注意的问题进行总结。

1 卫星微振动控制的分类

从振源传递到敏感载荷的传递路径如图1所示。从传递路径上来讲,卫星的微振动控制分为振源控制、传递途径控制以及敏感载荷控制。

图1 微振动在卫星中的传递路径Fig.1 Transfer path of micro-vibration in satellite

图2 附加压电片的飞轮主动弹性支撑隔振装置[5]Fig.2 Active elastic micro-vibration isolation support device of flywheel with piezoelectric actuator[5]

图3 飞轮隔振支架[6]Fig.3 Micro-vibration isolation support device of flywheel[6]

图4 哈勃太空望远镜上的飞轮隔振装置[7]Fig.4 Flywheel micro-vibration isolation device adopted by Hubble space telescope(HST)[7]

1)振源控制

首先,从根本上来讲,要减弱甚至消除振动产生的源头。飞轮(反作用轮(RW))作为卫星姿态轨道控制系统的执行机构,工作时产生的扰动是影响有效载荷成像质量的主要扰动源。飞轮的振动主要由飞轮的不平衡、内部共振、轴承缺陷、马达波动等因素引起,其中质量不平衡和轴承缺陷是最主要的因素[4]。因此,提高飞轮制造精度和采用高精度轴承是降低振源的根本。

其次,要控制振源部件对外的影响,可以在振源与传递路径之间采取振动隔离措施,或对振源采取一定的消振措施。目前,对飞轮隔振的主要手段为安装隔振装置。General Motors公司的密封流体隔振器,安装在飞轮内圈平衡架的轴端,用于隔离飞轮的振动。图2所示为Kamesh提出的附加压电片的飞轮主动弹性支撑隔振装置[5]。该装置用由5个折叠梁的被动柔性支架隔振装置对飞轮进行被动隔振,并基于最优控制理论,在竖向的支架梁上附加压电片作动器实施主动隔振,并对不同参数的折叠梁被动支架隔振装置进行测试,取得了较好的隔振效果。NASA在AXAF(Advanced X-Ray Astrophysics Facility)中采用被动隔振平台对飞轮进行隔振[6],其结构如图3所示,隔振装置采用了在平衡点附近有较低的刚度,而在远离平衡点刚度增大的非线性弹簧,实验结果显示隔振效果良好,满足设计要求。图4为哈勃太空望远镜(HST)上所采用的飞轮液体阻尼隔振装置[7]。该装置由霍尼韦尔公司生产,该隔振器由无摩擦流体阻尼器和金属弹簧组成,每两个成一对,安装在飞轮与固定结构之间。

Worldview-2是第一批采用控制力矩陀螺(CMGs)的商业卫星,于2009年10月6日发射升空,运行在770 km高的太阳同步轨道上,能够提供0.5 m全色图像和1.8 m分辨率的多光谱图像[8]。它的CMGs组件中包含4个力矩陀螺,通过8根隔振器连接到卫星结构上实现微振动隔离,具体布置如图5所示。

图5 Worldview-2卫星CMGs隔振装置[8]Fig.5 CMG micro-vibration isolation device adopted by Worldview-2[8]

2)传递路径控制

振动传递路径与卫星结构的具体设计有关,不同结构形式的传递特性表现不同。干扰源、传递路径与有效载荷之间的相互耦合,通过路径优化控制源扰动,一方面减少结构对振源能量的吸收,另一方面使振动从干扰源到载荷的传递过程中得到充分的耗散。常用的控制措施有:通过增加局部刚度提高局部模态频率,避开局部共振；增加结构阻尼,不仅可以抑制局部共振,还可以消耗结构中传递的振动能量,如铺设约束阻尼层[9]。

3)载荷隔离技术

载荷隔离技术和振源激励的隔离有着相同的目的,都是减小激励对载荷的影响。如果将卫星的整体结构看做基础的话,前者属于积极消振,而后者属于消极隔振；然而从振动隔离的手段上来看,两者可采用的措施是通用的,没有本质的区别。目前用于载荷振动隔离的隔振平台主要以多杆并联为典型特征,如以正交六杆组成的Steward平台[10]。在此基础上,还演化出以下几种:

① 具有隔振、缓冲、操纵于一体的VISS(Vibration Isolation,Suppression and Steering System)隔振平台。这种平台除了能够对微振动进行隔离和缓和冲击以外,由于其行程大还能够在一定范围内对载荷平台的姿态进行调整。

②超静平台。这种平台能够对微振动进行隔离和缓和冲击,但是超静平台的行程一般较小,不能满足姿态调整的要求。

③小型隔振系统。这种隔振平台是为了满足多杆并联平台小型化而产生的,一般由2～3个垂直正交的隔振器组成一个隔振器组件,再由3个以上组件对某个载荷进行隔振。这种小型隔振系统与超静平台的功能是一样的,不同的地方在于小型隔振系统由2～3个垂直正交的隔振单机所组成,可以实现较小的体积和质量,并且小型隔振系统组件的布局较为灵活,对安装空间的要求相对较低,此构型的代表为美国研发的小型主动隔振单元[11]。图6所示为基于Biopod的载荷精密隔振系统[12],可通过几个这样单元的协同控制来实现对大型载荷的微振动控制。

图6 精密载荷微振动隔振单元[12]Fig.6 Micro-vibration isolation and suppression system for precision payloads in space[12]

以上的几种平台一般都由被动、主动或主被动混合的隔振器单机构成。被动部分对高频的隔振较为有效,对共振区及低频段的隔振效果较差,甚至会起到放大作用；而主动控制部分则主要实现对低频段的振动隔离,可以弥补被动隔振系统的不足。主被动混合控制能够发挥主动和被动控制的优点,弥补相互的不足,在对微振动要求较高的载荷上一般都采用这种控制手段。由于被动控制手段的高可靠性,使得主被动混合控制的鲁棒特性非常好,即使在主动控制失效的情况下,被动控制部分依旧正常工作,实现对微振动的隔振。

2 微振动被动隔振技术

被动隔振技术性能稳定、可靠性高,因此在卫星微振动控制中得到广泛使用。对卫星上的振源以及敏感载荷均可以采用被动隔振方法。一般来讲,纯被动隔振系统的刚度较低,在卫星发射过程中,需要隔振系统具有较大的刚度以承受较大的过载。因此,被动隔振系统在设计方案中必须同时考虑刚性固支单元和柔性隔振单元。刚性固支单元在主动段起到承载的作用,主要包括支撑结构、解锁分离机构等。柔性隔振单元在敏感载荷工作时起到隔振的作用,主要由弹性隔振器构成[13]。

对于小质量的被隔振对象,受质量约束指标的限制,无法使用刚性固支单元的被动隔振单元,还应设计主动段缓冲保护装置,使其在发射过程中避免损坏。

含缓冲装置的隔振系统可以简化为如图7所示的含间隙的弹簧质量块系统,质量块的质量为m,弹簧1的刚度为

式中:kf1和kf2分别为第一、二层弹簧的刚度；kvem为阻尼材料的附加刚度。质量块与弹簧2接触后两弹簧的总刚度为k=k1+k2(k2为缓冲器的刚度),间隙的宽度Gap为a0,则系统的刚度以分段线性函数表示为

可以看出此时的隔振系统为典型的非线性系统。

图7 带缓冲装置的隔振单元模型Fig.7 Vibration isolation system model with buffer device

工程中为避免跳跃现象引起机械设备性能突变甚至破坏,就须在非跳跃区选择系统参数。跳跃现象只出现在小阻尼、较小激励的情况下,因此,适当增大阻尼、激励强度都可以防止跳跃现象出现。

在进行被动隔振系统的刚度设计时,主要考虑的内容有隔振单元的刚度分布范围以及空间六自由度解耦设计[13]。隔振理论表明,想获取更好的隔振效果,需要将刚度设计得尽可能低,以获取更低的系统固有频率。然而,在空间失重环境下还应充分考虑到卫星姿态轨道控制系统的影响,固有频率不能设计得过低。尤其对于卫星执行机构的被动隔振,要保证低频力矩的传递以及高频振动的隔离。若隔振单元的合成刚度在安装点处的刚度矩阵可以表示为K,被隔振物体的质量矩阵为M,位移矩阵为X,则有

图8 三参数隔振模型原理示意图Fig.8 Schematic diagram of three-parameter vibration isolation model

求取矩阵M-1K的6个特征值即可得到隔振系统的6个固有频率,由此可以分析隔振系统的频率分布宽度。

在进行被动隔振系统阻尼设计时,阻尼比的大小和高频衰减能力存在矛盾。因此,经典的弹簧阻尼两参数隔振模型存在不足,近年来,采用三参数模型来限制共振放大倍数并提高高频振动衰减能力的设计成为研究热点,三参数的理论模型如图8所示,图中:m为隔振质量；k为主弹簧刚度；c为系统阻尼系数；N为主弹簧和辅弹簧的刚度比。阻尼比选定为ζ=0.2,两参数隔振系统以及不同刚度比N下的三参数隔振系统绝对传递率曲线如图9所示。可以看出,三参数隔振系统[14]的绝对传递率曲线在高频段比两参数隔振系统的绝对传递率曲线更加陡峻。由此可见,相同的共振放大倍数情况下,三参数隔振系统比普通单级隔振系统能够更有效地衰减高频振动。

所谓的耦合性,是指某个方向上的振动能够诱发其他方向上的关联振动。一般情况下,隔振系统空间上具有6个自由度,6个自由度之间存在一定的耦合关系。以光学有效载荷为例,一般情况下光学有效载荷对角振动比线振动敏感[15]。因此,解除6个自由度相互之间尤其是角振动与线振动之间的耦合非常重要。判定系统的解耦程度可利用能量法依据各阶模态的参与程度判断[16]。在星体坐标系中,根据隔振系统的质量矩阵M和振型φi,定义系统的能量分布矩阵。

当系统作i阶主振动时,其最大动能为

式中:ωi(i=1,2,…,6)为隔振系统第i阶振动的固有频率；mkl为质量矩阵的第k行、第l列的元素(k,l=1,2,…,6)；(φi)l和(φi)k为振型φi的第l和第k个元素。

从而,在第k个广义坐标上分配到的能量为

第k个广义坐标上分配的能量占系统总能量的百分比为

在第k个自由度上,Tp在各阶振动中的最大值即自由度k上的振动解耦度。如果Tp=100%,则表示隔振系统作第i阶主振时能量全部集中在第k个自由度上,即这个自由度相对其他的自由度解耦。能量解耦法是在得到隔振系统的6个固有模态后,利用振型得到隔振系统的能量分布,根据能量分布判断隔振系统是否解耦或其解耦的程度,然后通过修改隔振系统的刚度参数提高系统在特定方向上的解耦度。

图9 两参数和三参数隔振系统的绝对传递率曲线Fig.9 Curves of absolute transmissibility of twoparameter and three-parameter vibration isolation systems

3 微振动吸振技术

3.1 定频吸振技术

对于星上频率较为单一的振源(例如控制力矩陀螺,其工作转频一般稳定在100 Hz,主要振动能量大部分集中在100 Hz频段内),可以使用定频吸振技术进行振动控制。当外界激励频率和动力吸振器固有频率接近时,吸振器能有效地降低被控对象的振动响应,其原理是吸振器自身受到的惯性力削弱甚至抵消作用在受控对象上的干扰力[17]。定频吸振的原理如图10所示,图中:kd和cd分别为吸振器的刚度和阻尼；ks和cs分别为主系统的刚度和阻尼；md为吸振器的质量；ms为主系统质量；xd为吸振器位移；xs为主系统位移；f为主质量受到的力。上述量均为固定值。

图10 定频吸振原理示意图Fig.10 Schematic diagram of invariable frequency vibration absorber theory

3.2 变频吸振技术

定频吸振技术的一个缺点是其可进行振动控制的频带较窄,而星上振源如飞轮等工作时其转速是在一个相对较宽的范围内,其产生的振动频率范围也较大,因此参数固定的被动式动力吸振器不能满足星上振动频率在一定范围内变化的振源减振需求。为了解决上述问题,需要在被动式动力吸振器的基础上,引入主动控制技术[18],主动调节吸振器的吸振频率。变频动力吸振器在被动式动力吸振器的结构中引入刚度调节环节,可根据振源激励频率的变化,实时调整吸振器的减振频带,保持最佳减振效果。其中,刚度调节环节的种类多种多样,主要有机械式、空气弹簧式、电磁变频式和智能材料式等。吸振器的引入,使得主结构在共振频率处响应较小,变频吸振技术使得响应较小的频带加大,在一定频带范围内,使得主结构的响应始终保持在谷带。

采用机械变频结构(图11所示)的吸振试验表明,在10 Hz频带范围内,均可以使主结构的响应降低到未加吸振器响应的80%以下。

图11 机械式变频动力吸振器结构Fig.11 Structure of variable frequency vibration absorber based on mechanical stiffness switch

除了机械式调频机构外,还可以使用电磁弹簧进行频率调节,基于斥力悬浮的可变刚度电磁弹簧如图12所示,通过调节线圈的输入电流,可以实现对吸振器频率的快速、精确的控制,使得吸振器的吸振频率保持在更宽频带内,从而实现变频吸振效果。

图12 基于电磁式刚度转换的变频吸振器结构Fig.12 Structure of variable frequency vibration absorber based on electro-magnetic stiffness switch

4 低频挠性振动控制

现代卫星正在向大型化、低刚度与柔性化方向发展,卫星上所附带的挠性结构也越来越多。挠性附件一般基频较低,低频密集现象也比较明显。而卫星在轨由于反作用飞轮、伺服机构、陀螺等活动部件的运动成为动力扰动源,易与挠性附件产生耦合和共振现象,从而对整星的姿态产生不良影响,并可能影响部分关键载荷工作的可靠性和稳定性。对低频挠性的微振动控制,工程上常用的两种技术途径分别为阻尼控制和刚度控制。

4.1 大型挠性附件的阻尼控制

对于大挠性结构低阻尼的特性,可以通过安装阻尼器或约束阻尼层的方法提高结构的阻尼比,进而减小响应并加快系统稳定时间。在约束阻尼层的基础上引入智能材料如压电材料等进行控制,来改变结构的动力学特性,从而达到抑制挠性振动的作用。

图13所示为美国NASA兰利研究中心针对大型薄膜天线的振动抑制问题开展的主动控制研究[19],通过在薄膜天线的一个张拉节点中布置作动器,实现薄膜阵面的振动抑制。该装置通过MFC(Macro Fiber Composite)作动器和压电作动器对薄膜阵面施加主动控制力。

图13 大型薄膜天线的主动振动控制[19]Fig.13 Active vibration control of large-scale film antenna[19]

国防科学技术大学航天与材料学院近年来开展了大柔性桁架和太阳能帆板振动抑制的研究[20],其研制的天弦一号太阳翼振动控制装置已成功应用于高分二号卫星。

著名的哈勃望远镜曾遇到过太阳翼低频扰动所带来的微振动问题。通过在太阳翼根部连接阻尼器,如图14所示,实现扰动控制[9]。阻尼器的剪切层由钛合金-黏弹性材料(VEM)-钛合金组成,中心支柱是阻尼器的主要力传递路径,太阳翼弯曲模态中卷盘产生弯曲,从而消散机械能,以达到快速稳定。实验表明,阻尼器在-4～17℃内能够提供2.25%的阻尼比。

图14 哈勃望远镜太阳翼用阻尼器及其有限元模型[20]Fig.14 Damper and finite element model of HST solar array[20]

4.2 大型挠性附件的刚度控制

除了使用阻尼以及压电材料增加系统阻尼特性实现对大挠性附件的控制外,通过施加外部的绳系约束来达到在轨改变挠性附件振动频率,从而避免产生耦合、改变系统的动力学特性也是常用的方法。具体地,通过绳索[21]对挠性附件进行一定的外力和约束,并通过对拉绳张紧程度的主动调整和控制,来改变该挠性附件的结构动力学特性,以此来达到抑制振动、降低耦合振动的工程风险,受牵拉桁架的结构如图15所示。在适当选取绳系、张拉力点位置以及张拉力的情况下,对附件频率的改变量可以达到20%～50%。

张紧绳索的作用相当于在挠性附件的末端增加了附加的单向刚度约束。为了分析,建立如图16所示的模型,其为一端固支、一端具有弹性约束的梁模型,其中弹性元件是用来约束该梁右端的。

图15 受牵拉桁架结构示意图Fig.15 Schematic diagram of truss structure with tensioning cordage

图16 弹性约束梁模型Fig.16 Model of elastic restraint beam

不同支承刚度下某梁的前两阶振动特征值如图17所示。

图17 支撑刚度对一二阶特征值的影响Fig.17 Effect of support stiffness on the first and second eigenvalues

针对挠性附件增频的要求,对挠性附件受张紧拉索作用后的状态的改变进行分析。绳索对挠性附件频率的改变主要体现在两个方面:①张紧绳索增加了对挠性附件在拉绳方向的单向约束；②拉绳上的力对挠性附件起到消除间隙增加刚度的作用。仿真模型主要是针对第①方面对系统模态的影响,来验证拉索刚度和作用点位置等要素对频率的改变量。

5 微振动主动控制

主动控制技术或称为有源控制,是振动理论与现代控制理论相结合而形成的振动工程领域中的一个新分支。该技术的发展主要依赖于微电子、自动控制理论、信号处理和计算机等技术。主动控制由于引入了闭环机制,可对宽频率区间的各种振动进行有效控制。近年来,主动控制技术日趋成熟,其研究对象已经从单自由度系统发展到多自由度系统；由简单线性系统发展到复杂非线性系统；控制系统从单输入单输出(SISO)发展到多输入多输出(MIMO)；振动方向也由单方向振动发展到多方向耦合振动。

由于引入了反馈系统,主动控制的精度更高,因此在高分辨率卫星中也得到广泛应用。由于空间六自由度的需求,将Stewart平台[22]式的主动控制应用于高精度敏感载荷的振动隔离。Stewart的基本构型如图18所示。

图18 Stewart平台模型Fig.18 Model of stewart platform

由于作动器选择对超静平台的性能起到至关重要的作用,因此从作动器的角度对国内外超静Hexapod平台进行分类。

5.1 智能材料作动器

智能材料多采用压电陶瓷或磁致伸缩材料作动器。智能材料作动器的定位精度高、动态性能好,在振动主动控制方面表现出色,但其作动行程很小(μm量级)。美国CSA公司研制的SUITE平台和UQP平台采用压电作动器主动杆,在轨飞行试验表明SUITE平台在x、y、z这3个方向上对35 Hz的扰动控制分别达到26.4、35.4、15.5 dB。比利时布鲁塞尔大学[23]开发的SSP平台可用于精密光学终端指向精确微调及空间桁架振动控制[24]。美国IAI公司与NASA联合研制了采用磁致伸缩材料作动器的振动控制HAVI平台[25]。此外,美国 Honeywell公司、美国Draper实验室、美国Harris公司、瑞士电子及微技术中心等机构都研制了相应的智能材料作动器超静平台[26]。

5.2 电磁作动器

电磁作动器的代表为音圈电机,但音圈电机较高的功耗在一定程度上影响了此类平台在空间的应用。Honeywell公司研制的电磁作动器超静平台VISS可对安装其上的中红外探测器进行振动控制,并驱动探测器搜索目标,2001年进行的在轨试验显示其振动控制能力可以达到预期指标。CSA公司研制的PPH和VIS6平台分别用于实现天基双焦点中继镜振动及指向控制和星载成像设备冷却器振动控制。

5.3 复合作动器

该类结构将两种不同驱动原理的作动器组合,构成宏/微双重驱动复合作动器,可使超静平台兼顾振动隔离/抑制与精确指向调整。CSA公司研制的超静平台——PH1平台便采用了这种设计思路。PH1平台可作为天基天文望远镜的次级镜支座使用,且已进行了空间飞行试验。PH1平台的作动杆由“Picomotor+压电陶瓷”串联形成复合作动器。其中,大行程作动器Picomotor用于实现平台较大的运动范围和较高的定位精度,压电陶瓷用于控制底部振动。

中国在天基高精度对地观测超静平台方面的研究起步较晚。具有代表性的有北京航空航天大学研究的兼顾大范围跟瞄、主动振动控制功能的宏/微双重驱动复合作动Hexapod平台[27]。其中,宏动部分的大位移作动器是精密滚珠丝杆,可驱动平台在3个转动自由度上的运动以实现较大幅度的跟瞄,且具有较高的运动精度；微动部分的小位移由压电陶瓷完成,可控制平台在6个自由度上实现微振动的控制,保证跟瞄的稳定性,此外还可补偿指向误差。

试验表明:复合作动器的宏动部分的行程为50 mm,定位误差为5.6μm；微动部分的行程为59.32μm,定位误差为0.68μm；平台对低频、高频正弦扰动下的振动控制效果均可达90%以上,而且当负载面偏转一定角度后,仍可保持同样的控制效果。

6 其他微振动控制技术

微振动控制的手段多样,结合卫星的结构,在进行结构设计时,将结构的频率与振源频率避开及错频设计,可以有效避免振源和结构的耦合共振,实现对微振动的控制。

此外,对于卫星中使用的复合材料以及蜂窝板材料,可以添加颗粒阻尼,通过结构阻尼的形式实现对微振动的控制,试验表明,增加颗粒阻尼后,对于振源产生的高频振动有良好的抑制效果。

7 研究展望

随着高分辨率卫星的发展,微振动控制方法的研究也会随之进一步深入,对于卫星的微振动控制,需要关注以下几个方面的问题:

1)在关注由于卫星内部振源引起的微振动控制的同时,应该充分考虑到由卫星外部作用产生的微振动控制,如大面阵卫星所面对的热振动控制研究。

2)卫星微振动的控制最终要实现极高的稳定度和指向精度。因此,在主动控制中,要对其控制策略进行进一步研究,在考虑微振动控制的同时,将精密指向的控制策略结合进来,实现将平台微振动“隔离”后的载荷高精度指向能力。

3)目前国内的微振动研究,将整星的姿态轨道控制系统与微振动隔离开来,未来应充分考虑这两个方面的相互影响和联系,开展协同控制研究。

4)卫星微振动的影响最终表现为对观测图像的影响,未来应该充分研究微振动与成像之间的联系,在开展在轨微振动测量的基础上加强地面图像的修复方法研究,提升图像修复能力,从而实现对微振动的控制。

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