卫星高频扰动及隔振方法综述

邹文 葛健全 丰志伟 张青斌

摘要：对于高精度航天器的姿态控制而言，星上的高速运动旋转部件（如飞轮、陀螺等）引起的抖动已不能忽略，这些特性已成为影响卫星稳定度和抖动指标的关键因素，必须采用隔振措施来减弱其对星上敏感组件的影响。本文针对星上高频扰动的主要干扰源——飞轮，分析了其产生扰动的主要因素，介绍了美国麻省理工学院空间系统实验室在飞轮扰动建模与测量方面的工作。对目前星上应用的隔振方法主要是各种隔振平台进行了系统的综述和分析，为进一步开展隔振技术研究奠定了基础。

关键词：卫星  飞轮扰动  隔振平台

中图分类号：V414          文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2015）10（c）-0040-02

随着航天事业的发展，空间遥感、深空望远镜等航天应用和空间探测活动的不断深化，航天器所携带的科学探测仪器越来越精密，对姿态指向精度和稳定度的要求也越来越高。而星上的动量轮、陀螺和太阳帆板驱动机构等转动部件等产生的高频扰动又会不同程度的使航天器平台受到振动，引起光学敏感器件和观测载荷的性能指标降低，甚至失去观测目标。现有的控制措施还无法完全解決星上的高频抖动问题，研究飞轮扰动因素及相应的测量技术，对于解决这一问题具有重要意义。

对于指向精度要求较高的对地观测任务必须引入振动控制措施来减弱或消除飞轮扰动带来的影响，从而有效的实现高精度和高稳定度。控制干扰源的振动传递率或者安装扰振隔离元件是解决扰振问题的有效措施之一。从90年代开始，国外出现了多种以Stewart平台结构为主体的减/隔振装置，并成功应用于空间飞行器发射振动与冲击隔离部件以及卫星、太空机器人等领域[1]。其减/隔振装置设计的关键在于它的主被动隔振方法和承力方案，由于主动隔振通过对结构施加主动控制作用来改善结构动态特性，控制系统能够不断地调节控制系统的输出以适应外部环境的变化，是当前国内外振动控制的研究热点之一。

该文主要分析了飞轮产生扰动的主要因素，介绍了美国麻省理工学院空间系统实验室在飞轮扰动建模与测量方面的工作，对目前星上应用的隔振方法主要是各种隔振平台进行了系统的综述和分析。

1 飞轮扰动产生的原因及扰振模型

卫星的高频扰动是由星上的高速转动部件产生的，如卫星上广泛采用的姿态控制执行机构——飞轮。飞轮运行状态下出现的高频振动容易引起星体抖动，严重影响卫星的指向精度。

1.1 飞轮扰动原因

反作用轮的扰动源有飞轮不平衡、轴承扰动、电机扰动等。其中，润滑剂动态特性（摩擦）引起低频扰动，静、动不平衡引起频率为飞轮转速的扰动，而由轴承误差、电机扰动引起的为比飞轮转速频率更高的扰动。

造成飞轮系统产生扰动的主要因素是飞轮转子的不平衡，其中又分为静不平衡与动不平衡，飞轮静不平衡是由于飞轮转子质量分布不均匀，导致飞轮转子质心偏离旋转轴而引起的;飞轮动不平衡的产生是由于飞轮的主轴与自旋轴未对准。由于飞轮在生产和装配过程中的误差，飞轮转子会存在一定程度的不平衡量，随着技术的改进，不平衡量有所减少，但是不能从根本上消除随着飞轮的不平衡量。随着飞轮转子高速旋转，这种不平衡力或力矩将作为一种高频激励作用于转子，当飞轮转速与飞轮系统固有频率一致时将导致飞轮组件谐振。

1.2 飞轮扰振模型

目前所建立的飞轮扰动模型主要有经验模型和理论模型。理论模型即假设平衡飞轮绕轴转动，在轴承的两端加上线弹簧和阻尼模拟轴承柔性，飞轮的不平衡采用位于飞轮半径处的集中质量建模，使用能量方法获得具有内部柔性的飞轮不平衡行为，能反映反作用轮的基础谐波波特性和径向模态及不平衡。

经验模型直接从稳态反作用飞轮数据得出，完全基于实验结果，估计扰动的频率和幅值。根据对国外飞轮振动试验数据的分析，结合飞轮系统的力学模型，可知：扰振频率是飞轮转速的线性函数，扰振幅值正比与飞轮转速的平方。可得如下经验模型[2]：

其中为扰动力或力矩，是第个谐波函数的幅值系数，是飞轮转速，表示第个扰振频率与飞轮转速的比值，为随机相位（）。

2 飞轮振动测试技术及试验方案

一般使用隔振系统减小飞轮扰动对航天器的影响，建立扰动模型用于预示振动对航天器的影响。美国麻省理工学院空间系统实验室D.W.MILLER教授的团队在飞轮扰动建模与实验技术方面做了较多工作。国内的研究主要集中在飞轮扰动的理论建模方面，尚未进行扰动测试及相关技术的研究。

D.W.MILLER等在美国NASA的哥达德空间飞行中心（GSFC），对飞轮进行了测试。飞轮固定在完全刚性的Kistler力/力矩测试台上，飞轮的旋转轴与测试台中心轴一致，4个测压元件固定在飞轮和测试台交界面上。根据测压元件测得的三轴力以及测压元件的安装位置，可计算得到飞轮扰动力和力矩，如图1所示[3]。根据获得的扰动力和力矩的时间历程结果，然后使用谱分析技术将时间历程处理为频域数据，通过对信号在不同频段上的能量分布或幅值分布情况进行分析来反映扰动信号的频率组成成分。

其飞轮扰动模型基于诱导振动实验，即式所示的经验模型，假设扰动是一列幅值与轮速平方成正比的离散频率谐波。该模型与振动数据相适应，提供给定轮速下扰动的一种预示。但是操作期间，飞轮工作在一定的转速范围。因此离散频率模型用于得到随机宽带模型预示飞轮扰动在一定转速范围的功率谱密度。

3 高频扰振隔振方法

要减小高频扰动的不良影响，主要有四种途径。

（1）使用高精度飞轮，以减小高频扰动。

为了减小飞轮扰振影响，飞轮转子需要做动平衡与静平衡试验，使质量分布尽可能均匀。但飞轮的不平衡的几乎无法避免，由于高频扰振主要由飞轮的不平衡引起，可以通过辨识不平衡量，并在控制器中进行补偿来控制，这种方法特别适用于磁悬浮动量轮的主动控制。

（2）修改結构设计来提高组件结构强度和刚度，减弱扰振的传递。

针对飞轮和有效载荷在卫星上的布局方案，辨识扰振系统频率，通过调整卫星的局部刚度，减弱扰振的传递。通过修改局部结构，提高组件结构局部强度或者调整局部振型是传统的振动控制方法。尽管这种方法往往需要在主结构上附加质量，增加了体积，但这种被动振动控制的技术简单，可以应用于对可靠性指标要求较高的航天工程领域。对于高精度的光学测量系统而言，采用这种方法能否满足系统的精度要求还有待验证。

（3）扰动源隔振，即在飞轮系统上安装隔振装置，通常是被动隔振装置。

隔振是振动控制的主要方法之一，即使用一个包含特殊装置的辅助系统将振源和被保护物体隔离开来，这种特殊装置称为隔振器或隔振装置。扰动源隔振装置的作用在于衰减扰动能量从反作用飞轮向有效载荷的传播。扰动源隔振装置通常使用被动隔振器，被动隔振器已经经过飞行验证，且可简化为阻尼弹簧模型，其通常的响应是一个低通滤波器。

（4）有效载荷隔振，安装隔振系统，通常为主动隔振平台。

目前主动隔振平台大部分为Stewart结构形式的，Stewart结构形式的平台已被证明具有结构紧凑、刚度高、承载力大以及机动性好且精度易保证等特点。美国的Honeywell公司在AFRL 资助下研制出小型振动隔离系统MVIS （Miniaturized Vibration IsolationSystem），通过增加系统阻尼提高低频振动控制效果，首先在战术卫星TacSat-2验证MVIS对光学成像组件的振动控制效果，MVIS由两个主动压杆组成，安装TacSat -2上。MVIS的主要部件是隔振压杆，每个隔振杆由一个弹簧和一个粘弹流体组尼器实现被动隔振系统，由一个压电作动器实现主动隔振。试验表明该系统能够降低光学组件99 %的振动响应幅值。

国内在隔振平台的研究方面，重点在卫星发射时整星隔振平台的研制，主要代表有哈尔滨工业大学的气动八作动筒隔振平台，其采用气动作动筒，作动筒行程较大，且承载能力和可靠性较强。

4 结语

从国外的飞轮扰动研究及高频隔振装置在航天器上的应用来看，可得如下结论：

（1）其飞轮扰动测量都是采用直接测量的方式，避免中间环节引入较大的误差，数据处理主要采用频谱分析技术，有助于分析扰动来源并研究相应的解决方法。

（2）由于振动源主要为反作用轮不平衡，因此隔振器集中在飞轮安装处和载荷处;对于精度要求高的系统，一般采取两级隔振方式，即在扰动源处和载荷处分别安装减振隔振装置。

（3）隔振方式实际应用中以被动隔振为主，这是由于被动隔振已经经过多次飞行验证，可靠性高;主动隔振系统和混合隔振系统正处于飞行试验阶段;主动隔振系统中一般都包括被动隔振部分，成为混合系统，这样在主动隔振失效后被动隔振仍然起作用。

（4）隔振机构的构型以Stewart平台较多，使用的作动器主要有压电式和音圈式，音圈式作动器行程较大，可达1 mm以上。

我国在飞轮扰动问题的研究中主要以理论建模为主，建立了飞轮扰动模型的模型，尚未设计和建立测量系统以及进行测量工作，对飞轮扰动的研究尚未深入。对于星上高频振动的解决办法，我国目前仍以传统的办法为主，通过修改局部结构，提高组件结构局部强度或者调整局部振型来减弱扰振的传递。随着深空探测和高精度对地观测项目的陆续展开，为解决星上高频振动力学环境对航天器高精度部件的指向影响和柔性结构的振动激励，急需开展高频扰动测量以及振动控制技术的研究，以满足我国航天器高分辨遥感器和高指向精度设备对星上力学环境的限制和要求。

参考文献

[1] 高艳蕾，李琳.大载荷主动隔振平台技术综述及其性能评定的探讨[J].航天器环境工程，2008，25（1）：2-3，44-51.

[2] RA Masterson，DW Miller，RL Grogan. DEVELOPMENT AND VALIDATION OF REACTION WHEEL DISTURBANCE MODELS： EMPIRICAL MODEL[J].Journal of Sound and Vibration，2002，249（3）：575-598.

[3] Olivier L De Weck，David W Miller，GJ Mallory，et al.Integrated Modeling and Dynamics Simulation for the Next Generation Space Telescope[J].Uv Optical & Ir Space Telescopes & Instruments.

[4] Elias Laila Mireille，Miller David W.A Structurally Coupled Disturbance Analysis Method Using Dynamic Mass Measurement Techniques，with Application to Spacecraft-Reaction Wheel Systems[D].Massachusetts Institute of Technology，2013.2000：920-934.