蔣國偉，周徐斌，申軍烽，顧亦磊，杜 冬，孔祥森

（上海衛(wèi)星工程研究所，上海 200240）

0 引言

微振動是指航天器在軌運行期間，星上運動部件周期性運動或因變軌、冷熱交變等因素引發(fā)的擾動使星體產(chǎn)生一種幅值較小、頻率較高的顫振響應。對高精度航天器，這種微振動將嚴重影響有效載荷指向精度、穩(wěn)定度和成像質(zhì)量，降低分辨率等重要性能指標[1-2]，因此，在高精度航天器研制過程中，需要特別考慮微振動的影響。

本文借鑒國內(nèi)外研究經(jīng)驗，分析研究了某衛(wèi)星面臨的微振動力學環(huán)境，建立了一種剛?cè)狁詈隙囿w動力學微振動仿真模型，通過地面微振動試驗驗證仿真模型后，再利用仿真模型預測衛(wèi)星在軌的微振動響應以及微振動傳遞特性。

1 衛(wèi)星微振動力學環(huán)境分析

衛(wèi)星微振動力學環(huán)境主要包括星載各類轉(zhuǎn)動部件高速轉(zhuǎn)動、大型可控構(gòu)件驅(qū)動機構(gòu)工作、大型柔性構(gòu)件進出陰影冷熱交變誘發(fā)，以及變軌調(diào)姿期間推力器工作等產(chǎn)生的微振動[2]。

某衛(wèi)星是我國第二代靜止軌道氣象衛(wèi)星（如圖1所示），裝載有對微振動極為敏感的高精度遙感探測儀。在軌工作過程中，載荷掃描鏡驅(qū)動機構(gòu)、飛輪、陀螺等運動部件的運動將會引起衛(wèi)星微振動，影響衛(wèi)星載荷的指向精度和成像質(zhì)量。

大量研究表明，動量輪（反作用輪）工作時產(chǎn)生的擾動是影響航天器成像質(zhì)量的主要擾動源[3]，Eyerman和Shea[3]等人認為動量輪等高速轉(zhuǎn)動部件對成像質(zhì)量的影響最大；結(jié)合Bialke、Melody、Kim、Castles和James[4-8]等人及“哈勃”望遠鏡[9]的研究成果，通過對圖1所示衛(wèi)星的力學環(huán)境的分析可以推測，引發(fā)該衛(wèi)星微振動的主要因素有：飛輪、垂直探測儀和掃描輻射計的運動部件的轉(zhuǎn)動或平動。

圖 1 某衛(wèi)星結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Schematic diagram of a satellite’s structure

根據(jù)微振動力學環(huán)境或者分析環(huán)境對象的不同，微振動力學模型的建立也應不同?，F(xiàn)階段，某衛(wèi)星的微振動分析主要考慮星上運動部件引發(fā)的瞬態(tài)加速度和穩(wěn)態(tài)加速度[10]，即針對運動部件擾動引起的微振動響應建立機械動力學微振動仿真模型。

2 微振動力學模型建模

目前，比較成熟的集成建模軟件系統(tǒng)有MIT的DOCS和NASA的IME，其中，IME更具實用性，其主要分析模塊之一為顫振分析（Jitter Analysis）模塊[11-12]。本文參考IME顫振分析建模思路，根據(jù)某衛(wèi)星微振動力學環(huán)境特點，建立衛(wèi)星機械動力學微振動仿真模型。

經(jīng)過對星上擾動源特點的分析，確定了某衛(wèi)星的建模思路：先建立部件級擾動力學模型，然后將部件級擾動力學模型與整星模型耦合建模。為準確描述衛(wèi)星微振動及其傳遞特性，將擾動源設定為剛性體、其他部分作為柔性體建模，建立衛(wèi)星剛?cè)狁詈蟿恿W微振動仿真模型。具體建模過程如圖2所示。

圖 2 微振動力學模型建立過程Fig.2 The modeling procedure of micro-vibration dynamics

在建模過程中，需要考慮的主要因素如下：

1）飛輪擾動主要是由于輪子質(zhì)量分布不均引起的靜不平衡和動不平衡造成的，擾動模型要準確描述擾動的實際情況[13]。在飛輪實際安裝位置處建立飛輪數(shù)學模型，根據(jù)飛輪研制單位提供的飛輪數(shù)據(jù)賦予數(shù)學模型實際飛輪的物理特性。飛輪的擾動參數(shù)包括頻率范圍、幅值級別、作用在結(jié)構(gòu)上的位置和方向[2]，其中，幅值級別可用飛輪靜不平衡量和動不平衡量，即質(zhì)心偏心及慣性積來描述。

2）振源運動部件為剛性體，傳遞路徑為柔性體。振源運動部件間產(chǎn)生的激勵和沖擊通過柔性體傳遞，會相互影響并使振源的激勵方向發(fā)生微小變化，導致響應在衛(wèi)星坐標系三軸上的分量也實時發(fā)生變化，即：在內(nèi)擾動與外擾動同時存在的情況下，顫振模型能反映振源實時變化的擾動輸出。

3）整星有限元模型利用模態(tài)試驗數(shù)據(jù)修正，并轉(zhuǎn)換為多體動力學模型；再利用模態(tài)價值分析降階法，根據(jù)模態(tài)價值大小選取適當?shù)哪B(tài)，以便更為快速和準確地計算微振動在衛(wèi)星各處的響應大小。

4）在ADAMS軟件仿真平臺上，星體上轉(zhuǎn)動部件的約束主要分為兩類。非旋轉(zhuǎn)部分與星體之間的螺栓連接選擇柔性連接襯套來模擬，旋轉(zhuǎn)部分和非旋轉(zhuǎn)部分之間的旋轉(zhuǎn)連接選擇旋轉(zhuǎn)副來模擬。

5）針對星上運動部件的驅(qū)動控制，為更準確描述實際運動情況，利用STEP嵌套函數(shù)以實際運動部件工作模式編寫仿真控制模式。

為了進一步驗證整星動力學模型的正確性，分別計算ADAMS軟件平臺上的剛?cè)狁詈隙囿w動力學模型（微振動力學模型）與PATRAN軟件平臺上整星有限元模型的質(zhì)量、慣量，見圖3。校核結(jié)果如表1所示。

圖3 衛(wèi)星有限元模型與微振動力學模型Fig.3 The finite element model and micro-vibration dynamics model of the satellite

表1 模型信息對比Table 1 Comparison between the finite element model and the micro-vibration dynamics model

由表1可知，在質(zhì)量、質(zhì)心和轉(zhuǎn)動慣量等方面，衛(wèi)星剛?cè)狁詈隙囿w動力學模型的計算結(jié)果與有限元模型的基本一致，可以推斷衛(wèi)星剛?cè)狁詈隙囿w動力學模型能較為準確地反映衛(wèi)星動力學特性。

3 地面微振動試驗與仿真分析

高精度航天器微振動力學環(huán)境極其復雜，通常僅能做部分地面試驗驗證，需要在有限的試驗的基礎上，依靠理論建模和仿真分析手段對微振動響應幅值及頻譜分布進行分析和評估[1]。因此，為了進一步驗證仿真模型的正確性，進行了地面微振動試驗，根據(jù)地面試驗數(shù)據(jù)與仿真數(shù)據(jù)的對比結(jié)果，分析了仿真模型對物理模型的仿真程度和準確度。

3.1 地面微振動試驗

地面微振動試驗中，衛(wèi)星配備了試驗用動量輪1個及其支架，其他飛輪及載荷均不工作；太陽電池陣和磁強計伸展機構(gòu)不裝星，衛(wèi)星不充推進劑工質(zhì)。微振動地面試驗內(nèi)容及結(jié)果見表2。

表2 試驗工況及試驗結(jié)果Table 2 Cases and results of micro-vibration tests

整星懸吊飛輪組件擾動試驗中，為了使衛(wèi)星在微振動測試中獲得準自由態(tài)配置[10]，采用高性能纖維絲吊索將衛(wèi)星吊起懸在空中；而整星固支飛輪組件擾動試驗是將衛(wèi)星固支在水平振動臺上。試驗中，衛(wèi)星z軸均與重力加速度方向一致?？刂骑w輪以3200 r/min穩(wěn)速轉(zhuǎn)動，記錄各傳感器三個方向的響應。傳感器粘貼位置如圖4所示，由于試驗條件的原因，部分測點故障無法取得數(shù)據(jù)，但基本上獲得了傳遞途徑上x、z向峰值振動響應，測試結(jié)果見表3。

圖4 傳感器位置示意圖Fig.4 Position of the sensors

表3 試驗結(jié)果Table 3 Results of the tests

3.2 微振動仿真試驗與分析

3.2.1 仿真試驗

在仿真試驗中，先參考地面試驗衛(wèi)星技術(shù)狀態(tài)修正仿真模型，其中飛輪不平衡量輸入根據(jù)“飛輪組件”地面試驗數(shù)據(jù)調(diào)整；然后簡化試驗的邊界條件，將衛(wèi)星動力學模型固支在重力環(huán)境下來模擬整星地面固支試驗；將衛(wèi)星在軌動力學模型仿真地面懸吊試驗，并參考試驗測點位置即傳感器粘貼位置，在仿真模型上取相應位置點的響應數(shù)據(jù)，如圖4所示。

3.2.2 試驗數(shù)據(jù)與仿真數(shù)據(jù)比較

1）試驗數(shù)據(jù)與仿真數(shù)據(jù)對比分析

試驗數(shù)據(jù)與仿真數(shù)據(jù)見表4和表5。雖然試驗數(shù)據(jù)略微不足，但從表中數(shù)據(jù)可以看出，在振源處及傳遞路徑上，仿真數(shù)值與試驗數(shù)據(jù)較為吻合。

2）傳遞路徑變化分析

由表4和表5的數(shù)據(jù)可知，仿真數(shù)據(jù)與試驗數(shù)據(jù)在傳遞路徑上的表現(xiàn)基本一致，且有一個共同的現(xiàn)象，即響應傳遞過程中底板到中層板之間存在響應稍微放大的現(xiàn)象，這也與衛(wèi)星振動試驗中的響應傳遞特性一致。這同時也表明了在一定程度上仿真模型能表現(xiàn)出衛(wèi)星微振動傳輸特性。

表4 懸吊試驗Table 4 Comparison between suspension tests and the simulation

表5 固支試驗Table 5 Comparison between tests of fixed support and the simulation

由于受試驗條件、試驗設備等方面的限制，試驗數(shù)據(jù)較為欠缺，但是所獲得的仿真結(jié)果仍在一定程度上與微振動試驗數(shù)據(jù)及響應傳遞變化趨勢是較為吻合的。由此可以推斷某衛(wèi)星剛?cè)狁詈衔⒄駝恿W模型及其仿真方法是較為準確的，在一定程度上可以有效反映衛(wèi)星微振動及其傳輸特性。

4 在軌工況仿真與分析

衛(wèi)星在軌工況定義為所有運動部件同時工作，其目的是獲取在軌最惡劣工況下衛(wèi)星各處的微振動響應情況。衛(wèi)星運動部件的工作狀態(tài)是：飛輪轉(zhuǎn)速3000 r/s；掃描輻射計為地球全圓盤常規(guī)成像模式；垂直探測儀為中小尺度探測模式；動鏡驅(qū)動機構(gòu)為光程差±4 mm模式；太陽翼展開狀態(tài)，處于0度位置；磁強計展開狀態(tài)。

經(jīng)仿真分析，得到飛輪安裝點處的響應最大，其值約為0.01～0.06 g；對于載荷部件安裝處，其響應值在0.002～0.006 g之間；對于結(jié)構(gòu)特殊位置，其響應值在0.001～0.007 g之間。具體數(shù)值及位置如圖5和圖6所示。

圖5 載荷板響應Fig.5 The response of payload setting

圖6 衛(wèi)星結(jié)構(gòu)響應Fig.6 The response of the satellite’s structure

從仿真結(jié)果可以看出，底部飛輪引起響應最大，但是經(jīng)過結(jié)構(gòu)本身的阻尼作用，使得響應在傳到載荷板處時已經(jīng)衰減較多。

5 結(jié)論

本文借鑒國內(nèi)外研究經(jīng)驗，分析了某衛(wèi)星微振動力學環(huán)境，參考IME微振動分析建模思路，建立了一種衛(wèi)星剛?cè)狁詈衔⒄駝恿W仿真模型，并開展地面微振動試驗驗證。驗證結(jié)果表明，仿真模型能較為準確地仿真衛(wèi)星微振動響應及其傳遞特性。通過仿真計算預測衛(wèi)星在軌微振動響應，在探究衛(wèi)星微振動力學環(huán)境的同時，為載荷的減振方案設計及其研制提供了參考，也為高精度航天器微振動研究探索了一種思路。

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