羲和卫星磁浮机构地面高精度分离测试研究

侯鹏，秦云飞，李志慧，吴跃莺，吴开祥，黄亚忠

（1.上海卫星装备研究所，上海 200240；2.上海交通大学 机械与动力工程学院，上海 200240）

0 引言

2021 年10 月14 日，我国成功发射首颗太阳双超探测卫星“羲和”号［1-3］，实现了国际首次太阳Hα波段光谱成像探测。卫星采用动静隔离、主从协同控制超高指向精度（5×10-4（°））和超高稳定度（5×10-5（°）/s）平台设计［4-5］，通过平台舱和载荷舱分离设计理念，实现了在轨指向精度［6-9］优于0.001°和稳定度优于5×10-5（°）/s 的超高水平，相较同尺寸卫星其精度提高了近100 倍，标志着我国正式踏入“探日”时代。

为满足在轨高精度指向要求，卫星配置了磁浮机构，该机构最大输出力约0.1 N，最大位移为5 mm，需对其开展地面微重力状态下分离解锁及高精度稳定性试验。常用的微重力模拟试验方法［10-17］主要有悬吊法和气浮法。悬吊法利用滑轮组、绳索机构和配重实现卸载，具有摩擦阻力较大、机构运动复杂等缺点；气浮法具有阻力小、可靠性高、运动精度高的优点，常被应用于二维平面运动模拟。磁浮机构地面分离试验所需微重力模拟精度要求高，其支撑装置变形、平台稳定性、气体黏联性、气源扰动、环境气压振动、厂房振动和系统测量误差等干扰因素影响其最终精度。本文提出了一种高精度分离试验模拟方法，开展了各项误差分析和试验验证研究。

1 试验方案设计

“羲和”卫星由载荷舱和平台舱2 部分组成，2 舱之间采用磁浮作动器连接，通过提供地面微重力模拟环境，实现载荷舱与平台舱间磁浮分离验证。卫星地面2 舱磁浮分离试验方案如图1 所示。整星处于翻转状态，主要包括平台舱、载荷舱、转台、气浮平台、气浮支撑系统和自准直仪测量系统等。

试验过程需要保证太阳空间望远镜超高指向精度，即在地面干扰因素作用下，太阳空间望远镜的光轴偏移角度不得超出5×10-5（°）。为方便后续计算，需将指向精度转换为位移量，转换公式如下：

式中：H为太阳空间望远镜光轴的位移量，mm；L为镜筒长度，565 mm；α为太阳空间望远镜指向精度，5×10-4（°）。

磁浮分离试验测试中对太阳空间望远镜指向精度的影响因素汇总见表1。其中，静态误差主要包括气浮支撑工装重力形变、气浮平台精度以及星体姿态引起的载荷舱空间望远镜初始位置改变，该项误差为一次固有变形；测量误差主要包括测量仪器设备的自身误差和测量方法产的生误差等；动态误差主要包括气浮系统稳定性、气体黏联性、气源扰动、环境气压振动和厂房振动等，主要影响载荷舱和平台舱磁浮作动分离过程中太阳空间望远镜光轴指向精度。

2 试验误差影响分析

根据试验需求，载荷舱采用气浮卸载法模拟微重力环境，并通过高精度的自准直仪测量太阳空间望远镜指向精度。

2.1 气浮平台

针对卫星超高指向精度的磁浮分离需求，测量气浮平台［18］整体水平度和平面度，气浮平台运动区域如图2 所示。选取图2 中气浮平台精度最优的区域作为卫星磁浮分离试验的运动区域，该区域尺寸为800 mm×800 mm，其中1～9 号点为激光跟踪仪测量该区域精度时均匀选取的测量点。

图2 气浮平台运动区域Fig.2 Moving area of the air flotation platform

图3 气浮垫运动变化Fig.3 Moving curve of the air cushion

磁浮分离水平运动位移为±5 mm，当载荷舱沿Z向整体平移5 mm 时，气浮垫A 由点位1 向点位4移动，气浮垫B 由点位3 向点位6 移动，气浮垫C 由点位5 向点位8 运动。根据线性比例关系可知载荷舱在X方向的最大变化量为1.58×10-4mm。

2.2 工装形变

试验过程中载荷舱侧板支撑工装材质为不锈钢，氮气瓶则通过铝板固定在载荷舱侧板支撑工装上，氮气瓶气体释放后由于气瓶质量发生变化，导致支撑工装的变形量发生改变。因此采用有限元软件对氮气瓶中氮气消耗前后产生的质量变化进行形变分析，其形变如图4 所示。根据分析，工装形变引起的载荷舱姿态变化量为1.7×10-4mm。

图4 支撑工装受力变形Fig.4 Force deformation of the support technological equipment

2.3 气浮系统

气浮系统由氮气瓶、管路和气浮垫组成，如图5所示。氮气经过二级减压管路流动到气浮垫，再由气浮垫气孔排出，在气浮垫与气浮平台表面形成气膜。气浮系统对载荷舱姿态产生影响的干扰源主要来自与气体黏性、气体损耗和废气扰动等。

图5 气浮系统Fig.5 Air flotation system

2.3.1 气体黏性

气浮系统中气体黏性对磁浮分离运动产生的主要影响为阻滞运动［19］，且阻力与气膜厚度之间呈反比例关系：

式中：A1为气浮盘面积；N为阻力；V为气足运动速度；h为气膜厚度；μ为动力黏度。

载荷舱所用的气足直径为100 mm，磁浮作动器运动5 mm用时0.15 s，氮气的动力黏度为17.805 μPa，当气浮垫浮起，气膜厚度为0.1 mm 时，载荷舱的气足所产生的阻力为1.397×10-4N。载荷舱质量为209 kg，根据牛顿第二定律F=ma，由气体黏性阻力所产生载荷舱平移滞后位移为7.5×10-6mm。

2.3.2 气体损耗

通常气浮垫可看作多供气孔静压圆盘止推气体轴承［20］，如图6 所示，气压和气膜厚度的关系满足雷诺方程［21-22］：

图6 气浮垫Fig.6 Air flotation cushion

式中：p为气膜压力；η为气体黏度；t为气浮时间；为流量因子；δK在无气孔处为0，在有气孔处为1。

气浮垫承载力理论公式为

式中：W为气浮垫承载力；R、R1、R2为气孔到气浮盘圆心距离、气浮垫半径、气浮盘中心孔半径；p为气浮垫盘面上的压力分布，其公式为

式中：Pa为环境大气压，这里设定为标准大气压，0.1 MPa；Pd为气膜入口压力。

本试验所用的气浮垫盘面，半径R1为50 mm，R2为1.5 mm，R为40 mm，供气孔数量n等效为4个，等效供气孔直径d为1 mm，气浮垫承载力与气膜入口压力的关系如图7 所示。

图7 气浮承载力与气膜入口压力的关系Fig.7 Relation between the air flotation support force and the air film inlet pressure

载荷舱气浮垫分布如图8 所示，载荷舱质心处重量G1为1 360 N，气浮系统的重量G2为150 N，载荷舱支撑工装的载荷G3为580 N，3 个气浮垫的承载力分别为WA、WB、WC。

图8 有效载荷舱受力分析Fig.8 Force analysis of the preload module

根据力平衡原理，构建如下气浮垫承载力矩阵：

式中：l1、l2为载荷舱质心点相较于气浮垫A、B、C 三点形成的连线的距离；l3为气瓶系统理论质心到气浮垫C 的距离；l4为支撑工装质心到气浮垫C 的距离；S为气浮垫C 相较气浮垫A、B 连线的距离；Δl、Δh表示气瓶系统气体消耗后的质心相较气瓶系统理论质心的距离。

联立式（4）～式（6）得气瓶气体损耗对指向精度的干扰量为10.16×10-3mm。

废气主要指由气浮垫弥散到周围的气体，通过扰乱气浮垫周围空气流动来影响气浮支撑的稳定性，造成载荷舱姿态发生变化。采用ANSYS 流-固耦合仿真模块对废气扰动进行有限元分析，其模型和仿真结果如图9 所示。根据仿真结果，气浮垫在废气气流作用下的最大变形量为2.25×10-7mm。

图9 气浮垫流-固耦合仿真Fig.9 Fluid-solid coupling simulation of the air cushion

2.4 厂房环境

分析磁浮分离试验所用厂房的温度和地面振动对指向精度影响。

2.4.1 温度

试验厂房为密闭测试环境，试验测试时间短，温度波动量级小，由温度引起的热变形可忽略不计。

2.4.2 振动

为减小地面振动和噪声等对磁浮机构地面测试的影响，试验选在可封闭式的微振动室［23-24］进行，如图10 所示。该微振动室三面设置金属吸声尖劈，减振地面地基安装有非拆除式钢模结构和3 组串并联组成的隔振弹簧系统。

图10 微振动室减振降噪结构Fig.10 Vibration and noise reduction structure of the micro-vibration chamber

封闭状态下，微振动室有0.8×10-5g的振动加速度干扰，试验过程中平台舱和载荷舱处于2 舱分离状态，因此微振动室的振动干扰经由大理石平台传递到气浮支撑系统，再由气浮支撑系统传递到载荷舱。经计算，引起指向精度最大变化量为1.4×10-3mm。

2.5 测量系统

采用2 台高精度自准直仪［25-27］监控基准棱镜的水平和俯仰状态，如图11 所示。自准直仪1 监测棱镜水平角度变化，自准直仪2 监测棱镜俯仰角度变化。

图11 自准直仪位置Fig.11 Position layout of the autocollimator

自准直仪的测量精度为5.56×10-5（°），其精度优于太阳空间望远镜的指向精度，因此可在磁浮分离试验过程中，用于监测望远镜的指向变化。将自准直仪的测量精度转换为位移量为4.1×10-4mm。

综上，地面测试环境对太阳空间望远镜光轴指向的干扰量级见表2。由表2 可知，系统误差为12.3×10-3mm，大于要求值。经分析，气浮系统和厂房环境是影响试验精度的主要因素，拟采取措施：①选取气浮系统稳定区间进行测试；② 减少试验测试的振动源。

表2 干扰项及量级评价表Tab.2 Interference terms and their magnitude evaluations

3 试验验证

如图12 所示，通过试验验证干扰因素理论分析的合理性，本次试验制定了3 种工况：①2 舱分离前环境测试，用于验证厂房环境的干扰；② 2 舱分离前测试，用于验证气浮系统的干扰；③2 舱分离后测试，用于验证太阳空间望远镜指向设计指标。

图12 磁浮分离试验地面测试Fig.12 Separation test of the maglev mechanism

3.1 分离前环境测试

2 舱未分离，载荷舱未气浮状态下，使用自准直仪测量棱镜的水平角度β和俯仰角度δ变化，如图13 所示。

图13 2 舱未分离且载荷舱未气浮状态下棱镜角度变化曲线Fig.13 Prism angle curves when the two modules are not separated and the preload module is not airborne

太阳空间望远镜棱镜综合角度γ=如图14 所示，在76 s 前，角度变化稳定，综合角度最大变化差值γmax为0.49″，即1.36×10-4（°）；在76 s后，由于厂房外出现行车等振动源导致棱镜角度剧烈变化，其综合角度最大变化差值为3.23″，即8.98×10-4（°）。

图14 2 舱未分离且载荷舱未气浮状态下综合角度变化曲线Fig.14 Comprehensive angle curve when the two modules are not separated and the preload module is not airborne

试验得到的综合角度变化差值转换成太阳空间望远镜位移变化为1.34×10-3mm，而理论干扰量为1.81×10-3mm，由于试验结果与理论结果处于同一量级，表明理论分析是合理的。

3.2 载荷舱和平台舱分离前测试

在2 舱未分离且载荷舱气浮支撑时，太阳空间望远镜棱镜的β和δ变化如图15 所示。

图15 2 舱未分离且载荷舱气浮支撑时棱镜角度变化曲线Fig.15 Prism angle curves when the two modules are not separated and the preload module is supported by air flotation

太阳空间望远镜棱镜综合角度如图16 所示，综合角度变化差值γmax为3.58″，即9.94×10-4（°），转换成太阳空间望远镜位移变化为10×10-3mm。

图16 2 舱未分离且载荷舱气浮支撑时综合角度变化曲线Fig.16 Comprehensive angle curve when the two modules are not separated and the preload module is supported by air flotation

在2 舱未分离且载荷舱气浮支撑工况下，引起棱镜角度变化的主要原因是微振动室地面振动、测量误差和气浮系统误差的耦合作用，试验结果与理论分析（12.3×10-3mm）处于同一量级，表明气浮系统建模的合理性。根据试验数据变化曲线，在气浮初始阶段棱镜角度剧烈变化，25 s 后保持稳定，此时棱镜角度综合变化量为0.45″，即1.25×10-4（°），转换为太阳空间望远镜位移变化为1.2×10-3mm，此时气浮系统引起的干扰量降低到了1/8，因此在磁浮分离试验前，气浮垫需通气25 s左右，使载荷舱姿态保持稳定。

3.3 载荷舱和平台舱分离后测试

分析测试结果并调整试验流程，太阳空间望远镜棱镜的水平角度β和俯仰角度δ变化如图17 所示，综合角度变化曲线如图18 所示。

图17 调整试验流程后棱镜角度变化曲线Fig.17 Prism angle curves after adjusting the test process

图18 调整试验流程后综合角度变化曲线Fig.18 Comprehensive angle curve after adjusting the test process

由图18 可知，气浮稳定后，综合角度最大变化值γmax为1.25″，即3.47×10-4（°）。将综合角度误差转换为太阳空间望远镜位移为3.4×10-3mm，从而验证了“羲和”号太阳空间望远镜指向精度的设计指标（优于5×10-4（°）），表明在超静环境下可以实现高精度指向精度的量化测试。

4 结束语

针对“羲和”卫星地面分离测试需求，本文分析了气浮平台、工装设备变形、气浮系统、厂房环境和测量系统误差等的干扰量级，并提出解决措施：①选取气浮平台平面度和水平度较好的区域作为工作区域；② 气浮系统对试验精度影响较大，选取气浮系统稳定区间进行试验测试；③测试环节选择夜间并在具有减振降噪功能的微振动室内进行，测试间应保持封闭状态，关闭空调，且人员不得走动，减少环境干扰。试验结果表明：该方法可以满足高精度指向机构的地面测试需求，为后续地面高精度指向测试提供新的思路。