航天器微振动测试、隔离、抑制技术综述

谭天乐，朱春艳，朱东方，宋 婷，孙宏丽，顾 玥，杨 雨

（上海航天控制技术研究所，上海 200233）

0 引言

大量科学任务导致卫星本体结构及其所携带载荷多而复杂，无法人为控制的外界环境和复杂的内部环境，使卫星系统不可避免地长期处于振动状态。虽然与卫星发射过程中的强烈振动相比，空间的振动环境较温和，但随着空间技术的发展，空间任务及工作载荷对高精度甚至超高精度的环境需求越来越迫切，航天器的微振动影响了卫星本体的姿态和质心位置，会导致各种卫星仪器性能不达标及姿控精度下降。因此，针对航天器的微振动，寻求航天器“超静超稳”平台，提高航天器姿态确定和姿态控制精度受到了极大关注。为解决航天器微振动问题，须剖析振动源，理清微振动产生的机理，进而采用振动抑制或隔离的措施实现对微振动的有效控制，最终达到卫星平台的“超静超稳”性能。本文对航天器微振动测试、隔离、抑制技术进行了综述。

1 航天器振动源机理分析与建模

近年来国际上系列高分辨率遥感卫星相继发射入轨，分辨率不断提高。目前高分辨率的军用侦察卫星已实现厘米级的分辨率，商业遥感卫星实现了优于0.5m的分辨率。美国近期发射的KH-13侦查卫星地面分辨率高达0.05m，2008年9月发射的GeoEye-1商业遥感卫星分辨率达0.41m。深空探测的空间望远镜分辨率比对地遥感卫星高1～2个量级。哈勃太空望远镜角分辨率达到了0.1″，指向精度则高达0.01″，以詹姆斯·韦伯太空望远镜为代表的下一代空间望远镜指向精度要求达到0.004″［1］。

多数航天器存在微振动扰动源，由于诱发微振动力学环境效应的幅值很小、频率较高，对大部分航天器任务使命不会产生明显影响，通常都予以忽略。但对高精度航天器，这种微振动环境效应将严重影响有效载荷的指向精度和姿态稳定度，会导致分辨率等重要性能指标显著降低。分辨率等性能指标要求越高，对微振动诱发星体的颤振幅值（颤振窗口、颤振均方值等）的限制越严格，并与频谱分布密切相关，故在高精度航天器设计中必须考虑微振动的影响。

微振动是指航天器在轨运行期间，星上转动部件高速转动、有效载荷中扫描机构转动、大型可控构件驱动机构步进运动、变轨调姿期间推力器点火工作、低温制冷器压缩机和百叶窗等热控部件机械运动、大型柔性结构受激振动和进出阴影时冷热交变诱发热变形扰动等诱发航天器产生的一种幅值较低、频率较高的颤振响应，以及由柔性附件的振动引起的低频扰动。研究微振动振源机理时，根据扰动在整个系统中传递的物理联系，将所有子模型集成为一个整体，从系统级高度反映扰动对整个系统关键性能的影响，得到精确的集成模型，是振动隔离的前提和基础。

微振动集成建模与评估研究现状如下：

航天器微振动是影响高精度航天器指向精度和成像质量等关键性能的重要因素，因其力学环境极其复杂，工程上主要依靠理论建模和仿真评估方法进行分析和设计。可通过集成建模与综合评估技术及其相关的成熟软件系统等，了解国内外微振动集成建模与综合评估技术研究发展状况，综合国外发展和国内需求分析关键技术，基于国内研究基础给出相关技术研究的发展思路［2－3］。

a）集成建模相关技术

集成建模根据系统初始设计建立结构、光学和控制系统数学模型［4－5］。根据各子系统之力和力矩的传递关系建立系统集成模型。利用模型调整技术降低模型条件数以提高计算效率和可靠性；利用模型降阶技术降低模型规模以提高计算效率；利用模型修正技术降低数学模型与真实系统描述的动态特性间的误差。

为获得适合控制系统设计的控制模型，建模时需对航天器模型进行简化假设、非线性处理和模型降阶；部分挠性部件在轨运行期间的转动或展收运动，亦使动力学系统的结构特性和系统参数发生变化。因此，航天器控制模型是有非结构不确定性和实参结构不确定性的动力学系统。航天器在轨运行期间还受环境力矩和内部扰动等不确定干扰的影响及控制力矩的作用，这些因素易激起航天器挠性结构的振动，而结构振动与航天器控制作用发生耦合也会对航天器姿态产生扰动，影响航天器姿态的稳定性和控制精度，甚至会使航天器失稳乃至影响其安全。尤其是现代复杂航天器，某些低频模态可能处于控制系统带宽以内，结构振动和控制作用会发生耦合共振。另外，现代航天器的控制性能指标较大提高，系统要求姿态具高指向精度和稳定度，其他活动部件也有高定向精度和形状控制精度。这些系统特性对航天器的控制系统设计提出了严峻挑战。

集成建模的概念较新，但相关技术较成熟，需研究的主要问题是在复杂的系统集成模型中相关技术的使用。

b）综合评估相关技术

综合评估主要是在集成模型基础上评估微振动力学环境影响下系统重要性能可否满足指标要求，以及从系统高度综合考虑各类因素影响以改进系统设计。相关技术主要有高精度航天器微振动扰动性能评估、参数敏感度分析、性能不确定性分析等性能分析技术，关键参数优化设计技术、扰动性能误差分配技术等。扰动性能评估方法主要有解析、时域和频域三类。

解析法根据现代控制理论，在扰动可用一个整形滤波器描述时，用Lyapunov分析方法直接计算系统关键性能的统计信息。该方法理论上可考虑所有频率，不须考虑频率分辨率或频率范围等问题。但受制于扰动模型的准确性，无法提供输出在频率范围内的具体内容，只能给出状态和输出的整体方差；对大型系统求解Lyapunov方程需花费大量时间。

时域法根据系统集成模型和初始条件，用数值积分方法对整个系统进行仿真，根据仿真结果即可得系统关键性能随时间的变化，可用统计分析方法分析系统性能可否满足指标要求。该法的优点是：可分析瞬态影响；某些性能指标在时域提出，必须使用时域分析方法；可获得时域响应与阈值的相交性和最大值。频域法根据随机振动理论，通过将实验测量或理论分析得到的扰动频域功率谱密度函数和系统从扰动到关键性能的传递函数相乘得到系统关键性能的频域分布函数，再通过频域积分即可得关键性能的统计信息。

频域法的优点是计算简单，可覆盖所有频段等，但实际应用时会有问题：实验或解析分析均需人的参与才能生成功率谱密度函数，可能带来误差；数值积分时，频率步长取得过小会造成重要的窄带特征丢失（如小阻尼模态）。

等性能法将系统性能指标相等作为约束条件，用数学方法找到满足约束条件的关键参数的轨迹或集合，从而在保证性能相等而不是在降低性能的条件下，通过调整关键参数折衷系统设计方案。等性能法在其他领域得到了充分发展。GILHEANY提出了一种针对多自由度系统选择最优阻尼器的方法［6］。根据美国国防部提高工作效率的要求，KENNEDY等提出了一种等性能分析方法，并阐述了在军队管理和航空技术领域的应用［7］。WECK等针对集成建模提出了等性能法，包括随机搜索法、梯度跟踪法和曲线（面）拟和法等［8］。等性能分析结果通过多目标优化用于误差分配。与完全人工误差分配方法相比，该法避免了人的主观因素带来的估计，更符合系统真实物理特性。

综合评估技术基本理论研究较多，但在系统性能综合评估中应用较少。

c）成熟的集成建模和综合评估软件系统

自20世纪90年代初开始，NASA在起源计划（Origins Plan）中研制的各类高精度空间观测系统都应用了微振动集成建模和综合评估技术。由于系统结构复杂，光学分辨率要求极高，远超出目前技术水平，NASA委托麻省理工大学的空间系统实验室（SSL）进行系统分析设计。为此，SSL基于IMOS开发了一套微振动集成建模和综合评估分析软件DOCS。该软件基于 MATLAB开发，实质上是MATLAB的一个工具箱。1997年MELODY等利用喷气推进实验室JPL的高精度干涉测试台（MPI），通过比较测量和预测的闭环传递函数验证了微振动集成建模分析技术的可靠性。

为接替HST的控制探测任务，NASA从20世纪90年代初就开始研制下一代空间望远镜（GST），后命名为JWST。JWST各方面性能远超过HST，孔径从2.4m增大为8m，角分辨率从0.1″提高到0.004″，遮阳罩面积达200m2。对此巨大复杂系统，NASA开发了集成建模环境（IME）。与DOCS相比，IME除可进行微振动集成建模和扰动性能评估外，还包含流程管理、文件管理和数据管理等功能。因IME完全面对工程型号，故更具实用性，而DOCS较强之处是具有敏感度分析、不确定性分析和等性能分析等功能。总体来讲，DOCS更面向科学研究，IME更面向工程实用。

近年来，微振动集成建模与综合评估技术还广泛用于高分辨率地面望远镜的建模分析，如30m望远镜（TMT）和超大望远镜干涉仪（VLTI）。

2 微振动源测量方法

为提高航天器指向精度，需结合航天器结构特点以及振动传感器与作动器的选取，设计合适挠性多体系统航天器的振动抑制策略，因此卫星微角颤振高精度测量与控制是实现卫星平台与遥感系统等有效载荷高精度姿态指向的前提与基础。航天器微振动测量主要分地面振动测试、在轨运行振动测试两方面。

2.1 航天器微振动地面测试方法

航天器结构的微振动地面测量主要有加速度传感器测量和激光测振两种方法。根据两种测量方法的特点，在航天器地面测试方法的研究和应用中，以加速度传感器测试为主，采用激光测振作为结果校验的辅助手段。

a）加速度传感器测试

2010年，北京卫星环境工程研究所搭建了微振动信号的地面模拟试验台架，采用激振器激励航天器结构试验件。在试验过程中，采用电容式加速度传感器测量结构的微振动响应信号，通过信号适调系统进行采集信号的放大和滤波处理，并实时采集分析数据。

b）光学非接触式振动测试

2010年，北京卫星环境研究所为验证微振动加速度的测量结果，用德国Polytec公司的OFV055型激光测振仪对航天器试验件进行非接触测量，并对加速度传感器的测量结果进行校验。

两种测量方法均能满足航天器微振动测量的要求，但各有优缺点。激光测振是一种成熟的非接触式测量技术，其原理是利用多普勒频移和干涉技术进行测量，优点是对被测结构无影响，但该测量方法在空间应用困难，另外难以测量组装后的航天器内部结构，且测点不宜很多［9］。

2.2 航天器在轨运行微振动测试

卫星微角颤振是指卫星平台和有效载荷等的敏感轴数十微弧至0.05μrad量级的角位移宽带高频振动（1～1 000Hz），一般由卫星平台自身及其相关载荷等的运动或扰动引起。

a）基于磁流体技术在轨微振动测试

目前成功用于卫星在轨微角颤振高精度测量的惯性传感器主要有两类：磁流体效应（MHD）角速度传感器（ARS）和流体旋转差动感应（FDI）角位移传感器（ADS）。

2006年5月，美国发射GOES-N静止轨道环境卫星，其跟踪定位飓风的精度较上一代卫星高4倍，平台分辨率400m，角位移控制精度25μrad。2006年1月，日本发射先进陆地观测卫星ALOS，用于高分辨率图像的精确地理位置测定，指向测定精度达到3.49μrad。ALOS卫星的指向定位系统融合运用了星跟踪器、陀螺、角位移传感器等的数据，获得了优良的指向测定精度。

深空探测等航天器需精确的星追踪、定位、指向，并由此期望高速率数据传输技术。光学通信是解决高速数据传输的方法之一，其对指向精度要求达到毫弧量级，并需对其安装平台进行微振动监控（包括角颤振）以修正其指向与偏差，且角位移测量精度要求达到弧度量级。美国已开始研制和试验激光通信高速数据传输技术。JPL的通信结构研究部为NASA研发星追踪与定位与指向技术，其角位移测量精度为30nrad，研制的用于深空探测光学通信的望远镜系统，平台微振动测量精度为微弧量级［10-11］。

MHD-ARS系列惯性角速度传感器由美国ATA研制，该类传感器的实际输出可通过电路或软件处理为角加速度、角速度或角位移信号。MHDARS-12型是ATA目前最先进的角速度传感器，其噪声当量角优于35nrad，频带宽度1～1 000Hz，甚至可测量10nrad的离散惯性微角颤振。MHDARS惯性角速度传感器已成功用于静止轨道环境卫星GOES系列等多个卫星平台，可提供精确的光学指向和跟踪平台角位移信息。MHD角速度传感器可输出角加速度、角速度、角位移等角颤振信息，宽动态范围（大于100Hz）；高测量精度（均方差小于0.1rad）；宽测量频带（1～1 000Hz）；整体结构简单，体积小、质量轻、功耗低；交叉轴相干影响和线加速度不敏感；无活动部件，可靠性高；无机械饱和，在定向时能快速响应；适应温度环境较宽；耐受高加速度冲击环境。

b）基于光学技术在轨微振动测试

HST的系统姿态确定精度达到毫角秒量级，卫星姿态控制精度达0.007″。星上敏感器有精确制导敏感器（FGS）3个，其中2个用于姿态指向控制，1个作为科学仪器。精确制导敏感器与望远镜共享视场，能将每个FGS的瞬时视场仅5″×5″，瞬时视场通过选星伺服系统改变方向，可以在约（69′）2的视场中移动，FGS光路中的干涉器部分由偏振分光器和两个科斯特棱镜组成。FGS不但可根据星表信息实现天文导航、高精度姿态确定，而且能通过对固定天体的观测，光学干涉信息提取，实现宽频微振动测量。此时，恒星即被视作惯性空间中稳定光源，航天器的微振动引起入射光线矢量微小变化，引起FGS干涉特性的改变，进而检测航天器的振动信息。

2.3 微振动测试的智能材料

智能结构中传感器实现将机械量（应变、位移、速度、加速度）转化为非机械量（电、光等）。智能材料结构中常用的传感器主要有电阻应变片、疲劳寿命丝、压电材料传感器、碳纤维、半导体材料和光纤传感器等［12］。

3 振动抑制方法

最初对挠性结构振动的处理方法是频率隔离法，其控制策略是使挠性结构的振动与中心刚体控制系统的耦合尽量小，设法避开挠性振动的影响，使设计的控制器可隔开控制系统的频带宽度与模态频率。之后，发展了被动振动控制、主动振动控制和主被动振动控制等多种方法。

相对于刚体卫星，挠性卫星因带各种挠性附件，结构变得更复杂，增加了建模和控制等的难度。为提高挠性卫星的控制精度，除改进姿态控制算法外，还可采用在轨辨识技术。其控制器设计采用了陷阱滤波器，而滤波器的设计需精确获知卫星的关键模态频率，因此引入了在轨辨识技术。为避免卫星姿态因在轨辨识时的激励而失去基准，最好采用闭环在轨辨识的方式，即辨识时保持控制器工作。此时辨识得到的参数实际上并不是卫星挠性附件的模态参数，而是包括控制器在内的整个受控系统的特征参数，该值与控制器参数相关。

3.1 挠性多体系统航天器参数辨识技术

挠性卫星在轨辨识是一项新技术，最早利用在轨辨识技术的是1989年美国的Galileo木星探测器，其控制器设计采用了陷阱滤波器。

模态参数辨识是系统辨识的一个部分。用模态参数描述系统的特性，系统参数为模态参数，此时的系统辨识称为模态参数辨识，故有关力学系统建模的一般理论和方法可适用于模态参数辨识。近十年中，大量研究成果集中于将传统模态参数分析技术中的成熟算法移至基于输出的模态分析方法中，以解决传统方法无法解决的实际问题，并建立了相应的算法体系。大部分研究集中于提高辨识精度和算法稳定性。模态参数辨识方法涉及振动理论、信号分析、数据处理、数理统计、计算机及自动控制等多种学科，尤其是新兴学科，目前尚无统一的分类方法。根据辨识域，参数辨识方法可分为时域法、频域法及时频域法。

3.1.1 频域辨识法

常见的频域辨识法有峰值拾取法（PP）、复模态指示函数（CMIF）、频域分解法（FDD）、多项式拟合法、极大似然识别法（MLI）、PolyMAX。

通过傅里叶变换将信号由时域转换到频域，基于快速谱计算的发展，模态参数辨识的频域方法先于时域方法成熟。Wiener-Khintchine定理的提出，使平稳随机过程的自相关函数与自功率谱建立了对应关系，在假设输入为白噪声条件下，频域辨识方法用输出信号的谱密度函数替代传统辨识方法使用的频响函数，并用于识别输入未知的模态参数。频域模态参数辨识方法物理概念清晰，常用于小阻尼，信噪比较高，固有频率分散的系统，计算时需采样平均，花费时间较长，且涉及复数运算，特别是时域数据经离散傅里叶变换到频域后会导致精度缺失，因此频域方法在数值上不易改善，这些因素对频域算法产生了负面影响。

3.1.2 时域辨识法

随着计算技术的发展，时域辨识方法也得到了快速发展。时域法无须将测得的响应信号转换到频域中，避免了因数据变换而起的信号处理误差（泄漏、迭混、加窗等）。20世纪70年代，IBRAHIM首先提出了利用系统的自由响应采样数据建立时域模型识别模态参数的方法，即Ibrahim时域法（ITD），ITD法体现了采用所有的测试数据同时进行模态参数辨识的理念，推动了模态参数时域辨识方法的发展［13］。

此外常用到的还有特征实现算法（ERA）和多／单参考点复指数方法（P／SRCE）等［14］。目前，时域方法的处理手段及估计密集模态均优于频域方法。许多参数辨识方法的数学背景相似，仅应用对象有所不同（数据缩减、方程解法、矩阵序列操作等），大致可分为基于离散时间数据模型的方法（ARV，ARMAV）、将脉冲响应实现扩展到相关函数的方法（ERA-DC，NExT／LSCE）和随机子空间方法SSI（CVA，BR）等数类。基于输出的时域方法用输出时间历程和输出协方差作为主要数据，替代了传统方法使用的输入－输出时间历程和脉冲响应函数。

3.1.3 时频域法

上述大部分时域和频域辨识方法只能处理平稳响应信号，要求激励是平稳的，但实际响应信号并不总能满足平稳性要求，因此需要辨识方法具备时频域的分析功能。信号的时频表示方法是针对频谱随时间变化的确定性信号和非平稳随机信号发展起来的。

近年来研究较多的时频表示方法主要有WVD（Wigner-Ville Distribution）分布，短时傅里叶变换（STFT），小波变换（WT），时变 ARMA参数化模型以及Hilbert变换。时频表示分为双线性时频表示和线性时频表示以及其他形式的时频表示［15－25］。响应信号的 WVD实际上是一种双线性变换，其缺点是能量分布存在交叉干扰且可能出现负值，同时交叉干扰将影响特征分辨率。为抑制交叉项而使能量分布更集中，设计了多种改进的双线性时频分布。

与双线性时频分布相比，具有线性变换特性的STFT不存在交叉干扰，且其对应的能量分布始终为正，但使用STFT会导致频率分辨率降低，因而出现了WT辨识模态参数的方法。它与一般时频分析的区别是：一般时频分析在时间－频率面上表示非平稳信号，而小波分析是在所谓的时间－尺度的二维平面上描述非平稳信号。WT能将任何信号映射到一组由基小波伸缩、平移而成的小波函数上，以实现信号在不同时刻、不同频带的合理分离而不丢失任何原始信息。这些功能为动态信号的非平稳描述、机械零件故障特征频率的分析、弱信号的提取提供了高效工具。

STFT假定信号在分析窗内是平稳的，结果受窗长的约束，短时间窗能提高时间分辨率，但却降低了频率分辨率；相反，长时间窗虽能提高频率分辨率，但降低了时间分辨率，因为根据不确定性原理时域分辨率和频域分辨率相互矛盾。WT采用了变窗技术，但它是一种时间－尺度的线性变换，不能直接作为时变功率谱的解释，不利于解决非线性问题。WVD不使用窗函数，时频分辨率非常好，能准确反映信号能量随时间和频率的分布，但WVD存在交叉项干扰，这很大程度限制了其应用［26］。分数阶傅里叶变换（FRFT）在形式上与WT相似，不存在交叉项，且可反映相位信息，其计算远较传统的FT复杂，但有比FT更普遍的特性和更广泛的应用对象，因此FRFT在模态参数辨识领域有更好的应用前景［27－28］。用时频分析和WT从结构输出响应中辨识模态参数还需解决可辨识性问题。

针对平稳随机激励，仅利用输出响应辨识结构模态参数的时域、频域方法比较系统；针对非平稳结构响应，时频域方法和WT等方法最有前途，但目前尚未形成系统的工具，还未有大规模应用。

3.1.4 智能辨识法

对非线性系统，传统辨识方法常难以获得满意结果，且不能同时确定系统的结构与参数，难以得到全局最优解。随着智能控制理论研究的深入及广泛应用，出现了神经网络、遗传算法（GA）等新型的智能系统参数辨识方法。

近年来，GA在参数辨识领域中的应用日益得到重视。用GA对非最小相位、线性、时不变（NMP-LTI）系统的参数进行盲辨识，能识别阶数预先确定的系统参数，且对阶数亦不敏感。用GA解决IIR信道的估计问题，克服了以往方法中需预先知道信道阶数的缺点，可同时辨识系统参数和信道阶数［29］。

3.1.5 强噪声背景中弱信号的提取和分离

目前，对基于响应的模态参数进行辨识需分析测得的响应信号，但获得的响应信号并非都能直接用于参数辨识，因为在实际测量过程中信号会是非平稳的，且会混有大量噪声，真正有利用价值的信号相对较弱。这时需对信号进行处理，从大量背景噪声中提取分离出可用于模态分析的有用信号成分。目前在模态参数辨识领域中针对此的分析和解决并不多见。

信号处理中的自分离（BSS）技术也可考虑作为一种解决方法。BSS因无任何信号源的先验知识，常假设信号源是零均值且相互统计独立［30－31］。对非线性系统也有多种处理方法，如可利用buffing混沌振子、随机共振原理来滤除背景噪声，检测微弱信号等［32－34］。理论上，高阶统计量可完全抑制高斯白噪声及有色噪声，利用高阶谱（统计量）（HOS）进行信号处理，可在信号检测、参数估计和分类问题中抑制谱分布未知的高斯噪声，检测时间序列的非线性，重建信号或系统的幅值和相位响应等［35］。

3.2 挠性多体系统航天器振动抑制控制技术

航天器结构的复杂性，使航天器具有较大的不确定性，而运动的复杂性则使航天器运动分析存在不确定性。另外，在微重力环境中地面实测信息少，挠性结构的振动与控制系统间的耦合难以确定。如1958年的美国Explorer-I探测器由于附件的振动，导致整星丧失功能；国际-5号通信卫星帆板的高阶扭转模态与驱动系统发生谐振导致帆板停转和打滑；1990年美国的Hubble望远镜在进出阴影区时由于热变形引起弹性振动，导致姿态稳定度未达到要求的指标而降低了图像的质量。为解决该问题，需普遍提高控制系统的性能，引入并发展了自适应、变结构、鲁棒、智能等多种非线性控制方法。

迄今为止，振动控制技术可分为被动控制技术（PVC）、主动控制技术（AVC）和主被动一体化控制技术（IpAVC）三类。

3.2.1 被动振动控制

被动振动控制从原理上大致可分为两类：一种是将被控对象与振源分开，或将对象的振动能量吸收到其他结构上的能量分流；另一种是将振动能量在结构的局部区域或边界上损耗的能量耗散方法。能量分流方法主要用于对结构局部区域进行控制，而能量耗散方法常被用于控制整个结构的行为，减少结构因内外扰动而导致的振动。

最初对挠性结构振动的处理方法是频率隔离法，控制策略是使挠性结构的振动与中心刚体控制系统的耦合尽可能小，设法避开挠性振动的影响，以使设计的控制器将控制系统的频带宽度与模型频率隔开，通常挠性模态的基频比控制系统频带高约1个量级。这样模态运动对控制系统的影响很小，而模态运动可依靠自身的阻尼逐渐衰减。频率隔离法不会增加航天器控制系统的复杂性，但当振动模态频率过低时，该法并不适用。

通常，结构的被动振动控制是指结构系统的阻尼设计，以减振垫、约束阻尼结构为代表，所有被动阻尼设计的目标是最大程度地吸收并耗散感兴趣的频率段内的模态应变能［36］。

在国外，阻尼器的开发与应用已较成熟，涡流阻尼器、黏滞阻尼器、机械摩擦阻尼器、黏弹性阻尼器都已有在轨应用的工程经验［37－40］。典型应用见表1。我国目前正在起步阶段。

3.2.2 主动振动抑制

随着科学技术的发展，以及对振动环境、对产品与结构振动特性要求的越来越高，被动振动控制技术的局限性已显露，如控制缺少灵活性，在重量等约束的条件下结构阻尼的增加有限，甚至在有些情况下，可能会产生相反的作用，难以满足要求。因此，除在被动振动控制领域内继续研究更有效的减振方案外，还在寻求新的振动控制方法——主动振动控制。

经过近30年的研究，目前已出现出了多种振动主动控制方法。除分力合成和输入成型方法引起注意外，其他一些振动抑制方法也得到了广泛的关注。根据在不同域内设计规律，可分为时域设计法和频域设计法。时域设计法是在状态空间内进行，频域设计法是在频域或复频域内进行。目前实际使用较多的是时域设计法，有分力合成法、输入成型法、特征结构配置（极点配置）、直接速度反馈控制法、最优控制、自适应控制、模态空间控制、变结构控制、神经网络控制、模糊控制、鲁棒控制，以及智能材料和智能结构等。

4 微振动隔离作动器

目前，部分星载高精度光学仪器，对平台的姿态性能提出了很高要求，而采用的隔振措施主要为柔性联机或被动阻尼隔振，其隔振频率范围小、振动衰减小，且降低了固有频率，易产生共振。基于并联平台的微振动控制系统可为高精密光学设备提供良好的力学环境，这类系统以并联机构为基础，采用高性能作动、传感和控制器件及先进的控制策略，可进行六自由度振动的主动控制。

4.1 卫星执行机构振动测量

4.1.1 飞轮扰动力／力矩测量台

NASA下属的哥达德空间飞行中心采用的测量方法是利用瑞士奇石乐公司生产的力／力矩测量台对飞轮的扰动力和扰动力矩进行直接测量。测量时，用测试夹具将飞轮固定在测量台面上，飞轮旋转轴与台面中心轴保持一致，通过4个安装在测量台内部的三轴力传感器采集飞轮作用于测量台台面上的扰动力，不同方向上的测量值通过加权能换算出相应方向飞轮扰动力的大小，根据测量台尺寸参数计算得到相应扰动力矩的大小。

4.1.2 气浮式飞轮振动测试系统

日本宇宙航空开发机构筑波空间中心开发了一套气浮式飞轮振动测试系统，可采集和分析飞轮的径向振动信号。利用气浮技术建立的飞轮振动测试系统采用6个气浮垫实现对滑动平台底面和两侧的支撑，使其近似无摩擦影响。气浮式飞轮振动信号测试系统数据分析以幅值谱分析方法为主。该系统的主要误差源为滑动平台与气浮垫间的摩擦和试验环境中气压及气流的影响。此外，受测量方法的限制系统仅能测到飞轮径向扰动力的数据，而且获得的试验数据中还包含一定的飞轮扰动力矩与力间的耦合作用成分。因此，这套系统仍需完善，数据精度有待提高。

4.1.3 飞轮扰动测试实验系统

美国MIT空间系统实验室与哥达德空间飞行中心合作，对飞轮与航天器结构间的耦合影响进行了研究，采用的飞轮扰动数据主要以哥达德空间飞行中心提供的为主，空间系统实验室为更方便展开研究，建立了一套限于实验室采用的测试实验系统。整个系统总重为6.33kg。空间系统实验室利用该实验系统对飞轮扰动特性进行了测试，分析并研究了飞轮扰动与结构响应间的关系，对扰动在结构中的传播进行了研究，为该实验室在飞轮扰动研究中提出的理论成果提供了充分的研究条件，有力地补充了飞轮扰动研究中理论分析的不足，并丰富了飞轮－桁架间耦合影响分析研究。

目前，我国在卫星执行机构振动测试方面的研究取得了一定的进展，但多仅限于理论方面，还未形成一定的工程应用。

4.2 卫星执行机构振动隔离

NASA于20世纪80年代对HST的反作用轮扰动进行深入研究。1990年，EYERMAN等对高精度航天器微振动力学环境进行了总结，认为影响最大的扰动源是反作用轮组和热抖动。MELODY于1995年利用单个反作用轮扰动实验数据导出了反作用轮组的随机扰动模型。MASTERSON根据试验结果推导出反作用轮组的扰动模型。控制力矩陀螺因其具有力矩放大系数高、快速响应的优点，将逐渐取代飞轮成为航天器姿态控制的执行机构，研究由控制力矩陀螺引起的航天器微振动可借鉴对反作用轮的研究结果。

第一个在轨隔振系统是Honeywell公司为哈勃太空望远镜提供的被动式隔振系统，主要针对来自反作用飞轮的振动扰动，能显著减弱动量轮旋转轴弯曲引起的扰振。截至2007年，多个系统的混合式在轨隔振器陆续通过飞行试验，部分已作为成熟技术成功应用于航天器有效载荷的隔振系统。VISS是世界上第一个进行空间试验的在轨隔振系统，2005年该系统作为成熟技术应用在一小型中波段红外望远镜上。该系统采用六足的混合隔离支撑结构，它同时提供被动和主动阻尼隔离，

目前，商业用控制力矩陀螺主要来自于Honeywell公司和EADS Astrium-Teldix公司。World-View-1、2和Pleiades-HR观测卫星均采用了控制力矩陀螺作为执行机构，且应用了整体隔振的隔振技术，可将旋转部件产生的振动降至很低的水平。

5 微振动仿真测试试验床

微振动仿真测试试验床是在上述理论研究基础上，以物理仿真手段，通过高精度复杂航天器微振动建模与抑制性能评价地面试验床的开发与研制，实现对微振动建模理论的验证、微振动抑制理论算法及硬件隔振手段有效性与指标的考察。该系统研制中应充分考虑系统集成、试验系统的通用性，建立一套微振动建模、测量及抑制性能的评价标准。

微振动集成建模技术在各类高精度航天器设计分析中应用广泛。1993年立项的空间干涉任务POINTS和1995年航天飞机干涉实验SITE不同程度借鉴了集成建模的观念。1999年麦道航空公司将这套方法用于地球观测系统（EOS）的分析和设计。2002年Ball Aerospace利用MATLAB开发了集成望远镜模型（ITM），对空间望远镜进行建模分析。近年来，微振动集成建模与综合评估技术还广泛用于高分辨率地面望远镜的建模分析，如30m望远镜（TMT）和超大望远镜干涉仪（VLTI）。为验证微振动集成建模与综合评估技术的正确性并研究微振动控制系统的有效性，各研究机构设计了大量的实验设备。规模较大、较成熟的有Honeywell公司的卫星控制实验台、JPL的高精度干涉实验台和SSL的起源实验台。

5.1 Honeywell公司的卫星控制实验台

在研制低轨激光通信卫星过程中，Honeywell公司利用卫星控制实验台验证振动控制技术能否满足对指向和相角精度的要求。

实验台长4.57m，由9块边长0.51m的正方体桁架结构组成；桁架梁为直径0.038m，厚0.889mm的铝管，连接点为直径0.051m 的铝球；整个结构悬挂在天花板上。在结构两端分别安装两块0.025m厚铝蜂窝板，其中心可附加质量块调整结构质量。实验初期利用信号发生器和激振器模拟反作用轮组的扰动，后期使用真实的反作用轮组。利用高精度望远镜仿真设备测量系统光学输出。

5.2 JPL的高精度干涉实验台

针对空间干涉任务（SIM），JPL从20世纪80年代末开始研制了一系列实验台，包括Micro-arcsecond Metrology Testbed （MAM）、MAM ＋、MAM ＋ ＋、Thermo-Opto-Mechanical Testbed（TOM）、System Testbed-1（STB-1）和 STB-3。STB-3进一步发展成高精度干涉实验台MPI。

MPI的尺寸和功能与SIM相同，在地面达到10nm量级的光学干涉成像。MPI为7m×7m×6.5m的桁架结构。桁架梁为薄壳6061-T6铝管，通过铝蜂窝板支撑光学元件。反作用轮安装在桥臂和塔架相交部位。在桁架外悬挂一激光发生器，模拟星光。通过右侧桥臂上的光学元件形成参考光路，在另一个桥臂上形成外部光路。桁架结构基频约7.7Hz，模态阻尼比约1%。通过悬挂和气垫弹簧，其刚体模态频率小于0.1Hz。

5.3 SSL的起源实验台

为验证集成建模分析技术，SSL开发了起源实验台（OT）。

OT为同一平面内4个成90°的桥臂组成的桁架结构。铝合金桁架梁外径9.53mm、厚1.47mm，通过铝合金球连接。桥臂的桁架梁组成正方形地面的金字塔形状。每个桥臂距实验台中心1.375m。在桥臂面上为一个高2m的塔架，与桥臂桁架相同。整个结构通过螺栓连接在一铝框架上。桁架构成实验台的光学部分，铝框架构成实验台的控制部分。激光干涉仪的3个通道可高精度测量高频光程差。2个固定于天花板上的平面镜提供外部参考。用CCD记录激光光斑位置以测量系统指向性能。实验台测得的信息包括转角、角速度、光学相角和指向。实时控制计算机收集姿态敏感器采集的姿态信息并产生稳定姿态的命令信号，形成控制系统闭环回路。

5.4 国内研究现状

为实验验证主动控制下的微振动平台的减振效果，上海交通大学微振动国家重点实验室搭建微振动控制实验平台，采用Filtered-X LMS的自适应控制方法进行控制。以液压振动台为振源，通过连接杆上的作动器抑制振动传递，控制过程由NI公司的实时控制器实现。

实验系统主要由作动器、加速度传感器、信号源、控制器、信号放大器、功率放大器和动态信号分析仪等组成。

6 结束语

为提高挠性卫星姿态控制精度，给光学、试验等载荷提供超静超稳平台。在该领域的后期研究中需以动力学建模与评估为基础，通过深入开展高频微振动抑制与隔离技术的研究，以微振动测试与地面仿真测试方法为验证手段，建立航天器微振动测量、隔离、抑制技术的基础理论，突破以下关键技术：航天器微振动环境干扰源的清理与振动特性分析；建立具有高精度、高效率、通用性特点的集成动力学建模与评估体系；针对不同的微振动干扰源，深入研究航天器微振动控制抑制策略，形成微振动隔离与抑制的理论基础；构建航天器微振动测量、隔离、抑制策略技术通用地面半物理仿真测试平台。目前，微振动测试与隔离技术在我国尚处于初级理论研究阶段，高精度高稳定平台要求与我国目前的技术水平存在较大差异，相信通过以上理论研究与关键技术攻关，将建立完整的理论体系，提高我国的卫星姿态控制能力，为实现高分观测、高精度空间指向、交会对接等空间任务提供技术支持。

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