高分辨光学卫星飞轮微振动隔振器的设计

杨 睿，王 栋,，谷 松,，陈善搏

（1.中国科学院大学 长春光学精密仪器与物理研究所，长春 130033；2.长光卫星技术有限公司，长春 130033）

目前商业光学遥感卫星正向高分辨率、功能高度集成化、高机动能力等方向发展,一体化结构设计大幅度减轻了卫星的发射质量,降低了卫星的发射成本。但是高度紧凑的卫星结构也使得星内飞轮产生的振源靠近了光学载荷，这种几乎未加任何衰减的振动会导致光学载荷成像变得模糊。因此如何隔离星内振源已经成为研制高分辨一体化商业光学遥感卫星过程中急需解决的技术问题[1-5]。国外研究人员根据振源传递路径来隔离星内振动，在WorldView-II卫星上的CMG支架与服务舱主承力梁之间安装了全向隔振器；在ChandraX-ray观测器内的飞轮上安装了Stewart隔振平台。但是隔振装置对星内安装空间有较高的要求，使其在高分辨一体化光学遥感卫星上使用受到很大的限制。国内学者针对星内飞轮产生的振源，在光学载荷安装面处安装隔振器来隔离振动对载荷成像的影响，隔振器的安装使光学载荷的整体刚度有所下降。卫星发射段隔振器承受较大量级的振动，会使隔振器产生塑性变形，降低了光学载荷原有的安装精度，进而影响光学载荷的成像[6-11]。

本文将设计金属橡胶隔振器,从振动的源头来隔离星内振源，既保证了隔振效果又不会降低光学载荷原有的安装精度和光学载荷的刚度。相比于橡胶隔振器，金属橡胶具有对工作温度不敏感、不挥发、抗太空粒子辐射、高强度、使用寿命长、使用方便灵活等优点，非常适合作为隔离一体化卫星舱内振源的隔振器[12]。

1 星内振源测量

飞轮主要通过内部电机带动转子高速旋转来实现与卫星间的动量交换，进而控制卫星的飞行姿态，由于飞轮转子存在不平衡现象，会使飞轮工作时产生微振动。使用HR-FP600600平台测量飞轮微振动，所测飞轮为上海精密仪器研究所提供的260型反作用飞轮，起始测量转速为200 r/min，终止测量转速为3 000 r/min，并每隔200 r/min采样一次，采样时间为5 s。测量系统主要由测量平台、飞轮、飞轮转速控制装置等组成，测量装置如图1所示。

图1 飞轮微振动测量装置

为避免飞轮高频段振动频率与支架固有频率发生耦合，使微振动的数据分析引入较大的误差，所以在测量时采用硬件低通滤波，截止频率为300 Hz。

由傅利叶变换得到飞轮不同转速下的瀑布图如图2所示。

飞轮微振动频域特性如表1所示。由飞轮支架系统扫频实验得到飞轮系统各结构基频如表2所示。

由表1、表2分析得出飞轮产生共振峰的原因为微振动频率与飞轮壳体频率发生了耦合，放大了飞轮的微振动。

图2 飞轮扰振力及力矩瀑布图

表1 飞轮微振动频域特性

表2 飞轮支架系统固有频率/Hz

2 载荷光学元件的有限元分析

分析飞轮微振动对成像质量影响时，不能将光学载荷视为刚体，需要充分考虑载荷内部光学元器件与微振动频率发生耦合的情况[13]。相比于其他光学镜的支撑系统，“吉林一号高分星”次镜支撑系统对飞轮微振动较敏感，微振动使次镜产生角位移变化，导致光学系统的光轴发生偏转，进而使光学载荷的成像变得模糊，载荷内部光学器件结构如图3所示，Z为相机光轴方向，X为卫星飞行方向。

图3 载荷内部光学元件结构图

“吉林一号高分星”飞轮安装位置示意图如图4所示。α、β、γ为S向飞轮轴线与卫星坐标系X、Y、Z坐标轴间的夹角。为模拟太空状态，有限元分析时采用无约束的边界条件，利用Patran&Natran软件对“吉林一号高分星”进行频率响应分析，得到次镜敏感频率点，整星有限元模型如图5所示。

图4 飞轮安装位置示意图

图5 整星有限元模型

采用MATLAB分析Patran&Natran计算结果数据，得到次镜在单位扰振作用下的角位移曲线，如图6所示。

图6 单位扰振下的次镜角位移

由图2、图6分析可知次镜在240 Hz～270 Hz内与飞轮扰振的共振频率发生耦合，放大了次镜的角位移。次镜在飞轮扰振作用下的三向角位移如图7所示，其最大角位移峰值如表3所示，不满足次镜三向最大角位移小于0.008″的设计要求。因此需要设计金属橡胶隔振器隔离飞轮产生的共振峰。为防止隔振器固有频率与飞轮扰振频率发生耦合而放大次镜角位移，隔振器固有频率应当选在次镜角位移响应波谷处，此外为了保证发射段隔振器的安全性，隔振器固有频率不宜小于100 Hz，综合以上因素金属橡胶隔振器固有频率应选为144Hz。

表3 角位移峰值

图7 次镜角位移

3 金属橡胶隔振器的设计

飞轮系统总质量为9.7 kg，采用6只金属橡胶隔振器隔离飞轮扰振，金属橡胶隔振器由1Cr18Ni9Ti的金属丝制成，通过调节绕丝的紧密程度及缠绕方式来控制金属橡胶的阻尼、刚度，最后形成隔振器所需求的外形尺寸[14]。金属橡胶结构如图8所示。

图8 金属橡胶结构图

要求制作成型后的金属橡胶三向固有频率为144 Hz（误差在15%内），此外为保证飞轮在卫星发射段所承受的动载荷不超过其力学性能范围，要求隔振器在固有频率处的放大倍数应小于7。由隔振原理可知金属橡胶隔振器有效隔振频率在203 Hz以上。

图9 金属橡胶隔振器固有频率测量

为验证所设计的金属橡胶是否满足要求，将飞轮、支架、金属橡胶隔振器组成的系统安装在力学实验台上进行0.1 g振动实验，测量装置如图9所示，实验结果如图10所示。

图10 隔振器扫频实验

由图10可知金属橡胶X0、Y0、Z0向固有频率分别为151 Hz、151 Hz、160 Hz，放大倍数小于7，测量数据如表4所示。由表4数据可知研制的金属橡胶减振器满足设计要求。

表4 金属橡胶隔振器扫频结果

4 金属橡胶隔振效果

测量采用金属橡胶隔振后飞轮的微振动，测量装置如图11所示。

图11 隔振后飞轮扰振测量

利用傅利叶变换得到飞轮扰振力及力矩的瀑布图如图12所示。

对比图2，飞轮在249 Hz处的共振峰值明显减小，由表5可知金属橡胶在249 Hz处的隔振效率达80%以上。隔振后飞轮X0、Y0、Z0向扰振力及力矩在151 Hz、151 Hz、160 Hz附近产生新的共振峰，其产生原因为飞轮扰振频率与金属橡胶隔振器固有频率发生耦合，虽然产生了新的共振峰，但是共振峰对次镜角位移放大较小。采取隔振措施后次镜角位移如图13所示，得到次镜角位移如表6所示。

表5 隔振效果对比

对比表3无金属橡胶隔振条件下的次镜角位移，其峰值减小达70%以上，满足次镜三向最大角位移小于0.008″的设计要求。

表6 次镜角位移

图12 飞轮扰振瀑布图

图13 次镜角位移

5 结语

无隔振措施时，光学载荷次镜频率与飞轮扰振频率在249 Hz发生耦合，放大了次镜角位移，次镜X、Y、Z向分别在249 Hz(2 800 r/min)、249 Hz(2 800 r/min)、249 Hz(1 600 r/min)处的最大角位移为0.011″、0.01″、0.024″，不满足最大角位移小于0.008″的设计要求，因此设计了金属橡胶隔振器隔离飞轮产生的扰振；采取金属橡胶隔振措施后，飞轮在249 Hz处的峰值变小，在249 Hz处的隔振效果达80%以上。虽然隔振后飞轮扰振力及力矩瀑布图在155 Hz、160 Hz处与金属橡胶隔振器固有频率发生耦合而产生新的共振峰，但是对次镜角位移放大作用较小，次镜X、Y、Z向在155 Hz（1 600 r/min）、155 Hz（1 600 r/min）、160 Hz（1 600 r/min）处最大角位移分别为0.0022″、0.0022″、0.0012″，与无隔振措施相比次镜最大角位移峰值减小达70%以上，满足次镜最大角位移小于0.008″的设计要求，证明金属橡胶隔振器隔振效果明显、设计合理。