徐廣德 張柏楠 王杰 孫國(guó)童 茍仲秋

(中國(guó)空間技術(shù)研究院載人航天總體部，北京 100094)

為實(shí)現(xiàn)高分辨率成像，空間光學(xué)望遠(yuǎn)鏡除了要求主鏡尺寸盡可能大以外，還要求極高的指向穩(wěn)定度。如哈勃空間望遠(yuǎn)鏡(HST)[1-2]、詹姆斯·韋伯空間望遠(yuǎn)鏡(JWST)[3-4]要求指向穩(wěn)定度小于0.007″(1σ，表示1倍的標(biāo)準(zhǔn)差分布)，正在論證的美國(guó)太陽(yáng)系外行星探測(cè)計(jì)劃(ACCESS)要求指向穩(wěn)定度小于0.000 1″(1σ)[5-7]。為了達(dá)到高穩(wěn)定度，空間望遠(yuǎn)鏡通常采用多種穩(wěn)像手段相結(jié)合、分頻段治理的方案。HST采用高性能的陀螺和導(dǎo)星儀作為測(cè)量設(shè)備，以動(dòng)量輪為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，通過(guò)高帶寬姿態(tài)控制抑制中低頻擾動(dòng)實(shí)現(xiàn)整體的慣性穩(wěn)定指向，同時(shí)對(duì)于動(dòng)量輪和太陽(yáng)翼造成的擾振采用了隔振措施。JWST采用粗精兩級(jí)的穩(wěn)像控制方案，在平臺(tái)姿控基礎(chǔ)上，通過(guò)在載荷內(nèi)部引入精密穩(wěn)像控制，實(shí)現(xiàn)對(duì)中低頻抖動(dòng)的抑制，并采用了動(dòng)量輪隔振器、平臺(tái)載荷艙間阻尼桿減振器等隔振措施，抑制高頻抖動(dòng)的影響。

對(duì)于大型空間望遠(yuǎn)鏡而言，受重力卸載條件限制，在地面難以做全鏈路的穩(wěn)像試驗(yàn)[8]，因此集成建模與仿真對(duì)于驗(yàn)證系統(tǒng)穩(wěn)像方案、考核指標(biāo)極為重要。集成建模是將影響系統(tǒng)關(guān)鍵性能的各分系統(tǒng)模型進(jìn)行集成，形成一個(gè)能全面反映各種耦合效應(yīng)的系統(tǒng)級(jí)動(dòng)態(tài)輸入輸出數(shù)學(xué)模型。對(duì)于空間望遠(yuǎn)鏡來(lái)講，就是將影響指向穩(wěn)定度的結(jié)構(gòu)模型、控制模型、光學(xué)模型和擾動(dòng)模型集成為一個(gè)系統(tǒng)模型。集成建模既可以從系統(tǒng)層面指導(dǎo)設(shè)計(jì)，也可以對(duì)系統(tǒng)方案進(jìn)行集成驗(yàn)證。國(guó)外在空間望遠(yuǎn)鏡設(shè)計(jì)和驗(yàn)證中常采用集成建模方法[9-12]，如JWST采用集成建模的方法對(duì)系統(tǒng)的關(guān)鍵指標(biāo)如斯特列爾比、波像差進(jìn)行驗(yàn)證[12]。國(guó)內(nèi)對(duì)集成建模方法的研究以遙感衛(wèi)星微振動(dòng)響應(yīng)分析為主，文獻(xiàn)[13]建立了遙感衛(wèi)星結(jié)構(gòu)-控制-光學(xué)一體化模型，并對(duì)微振動(dòng)響應(yīng)進(jìn)行了分析。文獻(xiàn)[14]提出了一種通過(guò)單機(jī)和分系統(tǒng)試驗(yàn)、集成建模仿真驗(yàn)證制冷機(jī)對(duì)相機(jī)成像影響的微振動(dòng)分析方法。以上研究只考慮了高頻擾動(dòng)通過(guò)結(jié)構(gòu)傳遞至相機(jī)光機(jī)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的微振動(dòng)響應(yīng)，對(duì)中低頻擾動(dòng)和噪聲的影響缺少建模和分析。

為了從系統(tǒng)層面評(píng)估和驗(yàn)證空間光學(xué)望遠(yuǎn)鏡的穩(wěn)像方案，本文研究了結(jié)構(gòu)、光學(xué)、擾動(dòng)、姿控、穩(wěn)像控制一體化集成建模方法。首先，從保證成像質(zhì)量角度分析了空間光學(xué)望遠(yuǎn)鏡對(duì)指向穩(wěn)定度的需求；進(jìn)而，梳理了指向穩(wěn)定度的影響因素，并給出了一種典型系統(tǒng)穩(wěn)像方案?；谠摲桨附⒘私Y(jié)構(gòu)、光學(xué)、擾動(dòng)、姿控、穩(wěn)像控制一體化集成模型，最后通過(guò)仿真對(duì)穩(wěn)像方案進(jìn)行了驗(yàn)證，定量分析了各因素對(duì)光軸指向的影響。

1 穩(wěn)像需求與影響因素分析

為保證成像質(zhì)量，空間光學(xué)望遠(yuǎn)鏡對(duì)指向穩(wěn)定度提出了遠(yuǎn)超常規(guī)航天器的需求。HST在可見(jiàn)光波段的衍射極限分辨率約為0.064″，為保證指向晃動(dòng)不使角分辨率下降超過(guò)10%，對(duì)單次曝光時(shí)間內(nèi)(從10 s到24 h)的指向穩(wěn)定度提出了0.007″(1σ)要求。JWST工作在紅外波段(0.6～28.5 μm)，80%能量集中度動(dòng)態(tài)角分辨率指標(biāo)為0.1″，對(duì)光軸指向穩(wěn)定度要求也為0.007″(1σ)。參考HST和JWST，對(duì)于一個(gè)1.5 m口徑的光學(xué)望遠(yuǎn)鏡，在可見(jiàn)光波段的極限分辨率約為0.1″，為保證指向晃動(dòng)不使角分辨率下降超過(guò)10%，曝光時(shí)間100 s內(nèi)的指向穩(wěn)定度要求不大于0.01″(1σ)。

與對(duì)地遙感衛(wèi)星不同，空間光學(xué)望遠(yuǎn)鏡通常需要進(jìn)行長(zhǎng)曝光成像，因此寬頻帶內(nèi)的擾振和噪聲都會(huì)影響成像期間的指向穩(wěn)定度，進(jìn)而對(duì)成像分辨率造成影響。此類航天器內(nèi)外存在各種各樣的擾振源，如表1所示。外部擾源主要為環(huán)境干擾，如大氣阻力、太陽(yáng)光壓等產(chǎn)生的干擾。典型內(nèi)部擾源的如反作用輪或控制力矩陀螺、機(jī)械陀螺、太陽(yáng)翼和天線驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)，以及載荷內(nèi)部各種運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)如制冷機(jī)、掃描鏡等。除了內(nèi)外干擾外，測(cè)量噪聲也會(huì)對(duì)指向穩(wěn)定度造成影響，不論整星的姿態(tài)控制還是載荷內(nèi)部的穩(wěn)像控制，所采用敏感器的測(cè)量噪聲都會(huì)經(jīng)過(guò)閉環(huán)控制影響控制輸出。

擾振可以劃分為瞬態(tài)擾振和穩(wěn)態(tài)擾振兩大類，穩(wěn)態(tài)擾振又分為周期性擾振和隨機(jī)擾振。如果擾振頻率成分主要在低頻段，無(wú)論整星還是除了柔性附件外的中心剛體都相對(duì)質(zhì)心產(chǎn)生姿態(tài)響應(yīng)，指向穩(wěn)定度采用姿態(tài)進(jìn)行描述。如果頻譜擴(kuò)展到更高頻率，擾振力和力矩通過(guò)衛(wèi)星本體和載荷結(jié)構(gòu)傳遞，激起各個(gè)部位的振動(dòng)。擾振量級(jí)很小，產(chǎn)生的振動(dòng)通常也很小，位移在微米量級(jí)，加速度在10-3gn量級(jí)，這種振動(dòng)通常被稱為微振動(dòng)[15]。在高頻段，不再分中心體還是附件，整星表現(xiàn)為柔性，不再用姿態(tài)定義指向穩(wěn)定度，通常用載荷成像焦面對(duì)應(yīng)的視線(LOS)抖動(dòng)來(lái)表述。

表1 干擾頻率分布Table 1 Disturbance frequency distribution

由上面分析可知，在不同的頻段，系統(tǒng)對(duì)擾振的響應(yīng)不同。一般情況下，按照頻率分布，指向穩(wěn)定度可分為低、中、高三個(gè)頻段[15]。

(1)低頻段(典型的頻段分布為0～1 Hz)：在該頻段，整個(gè)飛行器表現(xiàn)為剛體，通常采用姿態(tài)控制方法抑制低頻擾動(dòng)影響，穩(wěn)定飛行器的姿態(tài)指向。

(2)中頻段(典型的頻段分布為1～10 Hz)：在該頻段，太陽(yáng)翼、中繼天線等表現(xiàn)為柔性附件，平臺(tái)和載荷仍表現(xiàn)為剛體。姿態(tài)控制受控制帶寬所限，對(duì)此頻段擾動(dòng)已無(wú)抑制能力?？稍谳d荷中采取穩(wěn)像控制措施，通過(guò)調(diào)節(jié)光線補(bǔ)償光軸抖動(dòng)。

(3)高頻段(典型的頻段分布為從10 Hz到1000 Hz)：在該頻段，整個(gè)飛行器表現(xiàn)為柔性體，姿態(tài)控制和穩(wěn)像控制都失去作用，高頻擾振通過(guò)星體結(jié)構(gòu)傳遞載荷光機(jī)結(jié)構(gòu)，導(dǎo)致鏡面和成像焦面的抖動(dòng)。應(yīng)避免結(jié)構(gòu)頻率與擾動(dòng)頻率相近造成共振，同時(shí)通過(guò)引入隔振器改變結(jié)構(gòu)傳遞特性，實(shí)現(xiàn)對(duì)擾動(dòng)的抑制。

2 典型穩(wěn)像方案

通過(guò)以上對(duì)指向穩(wěn)定度影響因素的梳理，本文以1.5 m口徑空間光學(xué)望遠(yuǎn)鏡為例，擬采用整星姿態(tài)控制加載荷穩(wěn)像控制的方法實(shí)現(xiàn)對(duì)中低頻視線(LOS)抖動(dòng)的抑制，以及采用被動(dòng)隔振方法抑制高頻振動(dòng)引起的LOS抖動(dòng)，滿足0.01″(1σ)的穩(wěn)像需求。

整星姿態(tài)控制采用星敏感器和陀螺進(jìn)行姿態(tài)確定，通過(guò)陀螺積分產(chǎn)生姿態(tài)四元數(shù)，并利用星敏數(shù)據(jù)通過(guò)卡爾曼濾波估計(jì)對(duì)陀螺漂移和積分得到的姿態(tài)四元數(shù)進(jìn)行糾正。執(zhí)行機(jī)構(gòu)為五棱錐構(gòu)型控制力矩陀螺群?？刂破靼ū壤?積分-微分(PID)控制器和一個(gè)二階濾波器，來(lái)抑制太陽(yáng)翼模態(tài)振動(dòng)，控制帶寬約0.1 Hz。

載荷穩(wěn)像控制參考JWST[4]，為雙軸快擺鏡(FSM)視線穩(wěn)定控制，敏感器為導(dǎo)星儀，執(zhí)行機(jī)構(gòu)為FSM，控制帶寬約10 Hz。利用面陣探測(cè)器作為導(dǎo)星儀，檢測(cè)精度為0.01″(3σ，表示3倍的標(biāo)準(zhǔn)差分布)。快反鏡由鏡體結(jié)構(gòu)、柔性支撐、差分阻抗傳感器和音圈電機(jī)組成，音圈電機(jī)通過(guò)推拉方式驅(qū)動(dòng)將平移運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)化為鏡體的小角度轉(zhuǎn)動(dòng)。

高頻干擾主要為控制力矩陀螺工作產(chǎn)生的高頻擾振力和力矩，擬在平臺(tái)和載荷之間通過(guò)被動(dòng)隔振改變結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性，實(shí)現(xiàn)對(duì)高頻擾振的衰減。

3 集成建模

根據(jù)第2節(jié)典型穩(wěn)像方案可得系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型(見(jiàn)圖1)，本節(jié)分別建立結(jié)構(gòu)模型、姿態(tài)控制模型、穩(wěn)像控制模型和光學(xué)模型，最后得到集成模型。

圖1 穩(wěn)像方案數(shù)學(xué)模型Fig.1 Mathematical model of LOS stabilization

3.1 結(jié)構(gòu)模型

通過(guò)對(duì)結(jié)構(gòu)的有限元模態(tài)信息進(jìn)行處理完成結(jié)構(gòu)建模，結(jié)構(gòu)模型除星體結(jié)構(gòu)外還包含了隔振器的模型?；谟邢拊Ｐ徒o(wú)阻尼結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)方程[16]為

(1)

式中：M∈Rn×n為質(zhì)量矩陣；K∈Rn×n為剛度矩陣；x∈Rn×1為節(jié)點(diǎn)位移；F∈Rn×1為輸入載荷；n為自由度；R為實(shí)數(shù)集。

節(jié)點(diǎn)位移坐標(biāo)x和模態(tài)坐標(biāo)ξ有如下關(guān)系[16]

x=Φ0ξ

(2)

式中：ξ∈Rn×1為模態(tài)坐標(biāo)；Φ0∈Rn×n為質(zhì)量歸一化振型矩陣。

(3)

加入阻尼矩陣Z，并將外力F分解為控制輸入uc和外力擾動(dòng)d，式(3)可寫為

(4)

(5)

取輸出為姿態(tài)敏感器節(jié)點(diǎn)的3個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度的轉(zhuǎn)動(dòng)角度yc，以及光學(xué)元件的6自由度位移yo，則輸出方程為

(6)

令Cpc=[Cy1xΦ00]，Cpo=[CyzxΦ0]，式(6)可改寫為

(7)

式中：Cpc∈R3×2n；Cpo∈Rm×2n。

3.2 姿態(tài)控制模型

姿態(tài)控制模型采用3個(gè)獨(dú)立的PID控制器和二階濾波器結(jié)合的形式，單通道的傳遞函數(shù)模型[13]為

(8)

式中：s為復(fù)變量；kp為比例增益；kd為微分增益；ki為積分增益；ω1為濾波器轉(zhuǎn)折頻率；ξ1為濾波器阻尼。

三軸姿態(tài)控制器采用狀態(tài)空間模型可表示為

(9)

式中：qc∈Rnc×1為姿態(tài)控制器模型狀態(tài)向量，nc為姿態(tài)控制器狀態(tài)向量維數(shù)；Ac∈Rnc×nc為狀態(tài)矩陣；Bc∈Rnc×6為輸入矩陣；Cc∈R3×nc為輸出矩陣；Dc∈R3×nc為前饋矩陣；yc∈R6×1為陀螺測(cè)量的三軸姿態(tài)角速度和星敏測(cè)量的三軸姿態(tài)角；wc∈R6×1為測(cè)量噪聲；uc∈R3×1為三軸控制輸出力矩，分別加載在結(jié)構(gòu)模型的控制輸入節(jié)點(diǎn)的3個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度上。

3.3 穩(wěn)像控制模型

穩(wěn)像控制器模型為兩維獨(dú)立的控制器，單通道控制器包括一個(gè)超前校正器和兩個(gè)低通濾波器，其傳遞函數(shù)模型[17]為

(10)

式中：K為增益系數(shù)，z1和p1為超前校正器的參數(shù)，p2和p3為低通濾波器參數(shù)。

穩(wěn)像控制器模型(10)采用狀態(tài)空間可表示為

(11)

式中：ql∈Rnl×1為穩(wěn)像控制器模型狀態(tài)向量，nl為穩(wěn)像控制器狀態(tài)向量維數(shù)；Al∈Rnl×nl為狀態(tài)矩陣；Bl∈Rnl×2為輸入矩陣；Cl∈R2×nl為輸出矩陣；Dl∈R2×nl為前饋矩陣；z∈R2×1輸入為導(dǎo)星儀測(cè)量的LOS抖動(dòng)；wl∈R2×1為導(dǎo)星儀測(cè)量噪聲；ul∈R2×1為二維快擺鏡轉(zhuǎn)角。

3.4 光學(xué)模型

光軸定義為載荷主光路通過(guò)光瞳中心的光線，在理想狀態(tài)下，光軸的方向應(yīng)與本體坐標(biāo)系的X軸重合。受到微振動(dòng)源引起的擾動(dòng)后，光軸的方向會(huì)產(chǎn)生偏差。光學(xué)模型的表現(xiàn)形式為光學(xué)靈敏度矩陣，其描述光學(xué)元件運(yùn)動(dòng)與光軸運(yùn)動(dòng)的關(guān)系。

當(dāng)穩(wěn)像系統(tǒng)不工作時(shí)，該模型的輸入是光學(xué)有效載荷上各光學(xué)元件(反射鏡)安裝位置的6自由度振動(dòng)位移yo，輸出為光軸繞本體系Y軸和Z軸的轉(zhuǎn)角z，即LOS抖動(dòng)。利用光學(xué)靈敏度矩陣，可得光學(xué)輸出方程為

z=K11yo=K11Cpoqp

(12)

式中：K11∈R2×m為載荷光學(xué)系統(tǒng)的光學(xué)靈敏度矩陣。

當(dāng)穩(wěn)像系統(tǒng)工作時(shí)，快擺鏡發(fā)生二維轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)致光線發(fā)生變化，此時(shí)光學(xué)模型的輸入除了各光學(xué)元件的6自由度位移yo外，增加快擺鏡的二維轉(zhuǎn)角ul帶來(lái)的影響[16]。

z=K11Cpoqp+K12K2ul

(13)

式中：K12∈R2×2為快擺鏡二維轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)應(yīng)的光學(xué)靈敏度矩陣；K2∈R2×2為快擺鏡耦合系數(shù)矩陣，與快擺鏡到焦面的距離有關(guān)。

3.5 集成模型

參考文獻(xiàn)[16]，將式(5)、(7)、(9)、(11)和(12)集成為

(14)

則以q=[qpqcql]T為狀態(tài)變量，輸入為干擾和噪聲w=[dwcwl]T，輸出為光軸抖動(dòng)z，可得集成狀態(tài)空間模型為

z=Czwq+Dzww

(15)

為了得到頻域響應(yīng)，通過(guò)對(duì)式(15)拉氏變換可得從擾動(dòng)、噪聲到光軸抖動(dòng)的閉環(huán)傳遞傳遞函數(shù)矩陣[13]為

G(s)=Czw(sI-Azw)-1Bzw+Dzw

(16)

4 仿真驗(yàn)證

以典型空間光學(xué)望遠(yuǎn)鏡穩(wěn)像方案驗(yàn)證為例，首先通過(guò)與NASTRAN軟件進(jìn)行傳遞率對(duì)比驗(yàn)證集成建模方法的正確性，隨后采用該方法對(duì)系統(tǒng)穩(wěn)像方案進(jìn)行驗(yàn)證。

4.1 集成建模輸入

(1)整星的有限元模型共有10 872個(gè)節(jié)點(diǎn)和11 459個(gè)單元。

(2)高頻擾振輸入為6個(gè)CMG的擾動(dòng)力和力矩，給定的CMG擾動(dòng)力Fx，F(xiàn)y，F(xiàn)z和力矩Mx，My，Mz，由諧波疊加組成，各諧波頻率的擾動(dòng)力和力矩幅值如表2所示，具有較強(qiáng)的寬頻特性[13]。

表2 CMG 擾振特性Table 2 Disturbance of CMG

(3)陀螺的姿態(tài)角速度測(cè)量噪聲為0.000 1 (°)/s(3σ)。

(4)星敏的姿態(tài)角測(cè)量噪聲為1″(3σ)。

(5)導(dǎo)星儀的測(cè)量噪聲為0.01″(3σ)。

(6)CMG的力矩噪聲為0.01 N·m(3σ)。

(7)環(huán)境干擾力矩Td1(t)=0.000 1 sin(2πft)，f=2×10-4Hz。

(8)太陽(yáng)翼擾動(dòng)力矩為Td2(t)=0.1 sin(2πf1t)+0.1 sin (2πf2t) Nm，f1=0.1 Hz，f2=0.6 Hz(f1、f2為太陽(yáng)翼前兩階模態(tài)頻率)。

(9)姿態(tài)控制器參數(shù)為kp=1.97×104,ki=200,kd=4.44×104。

(10)穩(wěn)像控制器參數(shù)為z1=11.06,p1=138.2,p2=2.76,p3=0.28,K=1000。

(11)望遠(yuǎn)鏡的靈敏度矩陣由光學(xué)設(shè)計(jì)軟件Zmax計(jì)算得到，所研究的光學(xué)系統(tǒng)模型是同軸三反光學(xué)系統(tǒng)，由主鏡、次鏡、三鏡和焦面組成。依次對(duì)鏡面和焦面進(jìn)行位置和姿態(tài)的小范圍調(diào)整，計(jì)算像移并除焦距得到光軸抖動(dòng)，可獲得靈敏度矩陣。

4.2 集成建模方法驗(yàn)證

由以上擾動(dòng)源模型、整星結(jié)構(gòu)模型、控制系統(tǒng)模型和光學(xué)系統(tǒng)模型集成為一體化分析模型，模型中反映干擾特性、噪聲特性、衛(wèi)星的結(jié)構(gòu)傳遞特性、姿態(tài)控制系統(tǒng)的控制律、穩(wěn)像系統(tǒng)的控制律以及光學(xué)系統(tǒng)的光路傳遞特性。為了驗(yàn)證集成模型的正確性，利用NASTRAN與建模結(jié)果進(jìn)行比對(duì)，采用計(jì)算得到的集成模型開(kāi)環(huán)傳遞特性與NASTRAN分析結(jié)果對(duì)比。以6個(gè)CMG其中一個(gè)的Fy到LOSZ的傳遞率為例，兩種方法得到的傳遞率結(jié)果如圖2所示。

圖2 集成建模與NASTRAN傳遞率結(jié)果對(duì)比Fig.2 Comparison of transmissibility between integrated model and NASTRAN

由圖2可以看出，通過(guò)集成建模得到的開(kāi)環(huán)傳遞率與NASTRAN計(jì)算結(jié)果一致，驗(yàn)證了集成建模方法及得到的集成模型的正確性。

4.3 典型穩(wěn)像方案驗(yàn)證

根據(jù)建立的集成模型，以CMG擾振為例，可得到在不同穩(wěn)像方案下CMG擾振到LOS抖動(dòng)的傳遞函數(shù)如圖3所示?？梢?jiàn)，與開(kāi)環(huán)傳遞函數(shù)相比，通過(guò)整星姿態(tài)控制可以對(duì)低頻擾動(dòng)進(jìn)行抑制，采用穩(wěn)像控制后進(jìn)一步提高了低頻抑制能力，通過(guò)引入被動(dòng)隔振大幅衰減了高頻擾振對(duì)光軸的影響。

圖3 不同穩(wěn)像措施下CMG擾振力矩到 光軸的傳遞率曲線Fig.3 Transmissibility curves of different LOS stabilization methods from CMG’s disturbance to LOS

依據(jù)集成模型開(kāi)展頻域仿真，得到姿態(tài)控制敏感器(星敏、陀螺)測(cè)量噪聲、穩(wěn)像控制敏感器(導(dǎo)星儀)測(cè)量噪聲、環(huán)境干擾、活動(dòng)部件干擾(太陽(yáng)翼、CMG)等對(duì)LOS抖動(dòng)的貢獻(xiàn)(見(jiàn)表3)，可見(jiàn)總的LOS抖動(dòng)約0.005″(1σ)。

表3 各影響因素對(duì)LOS抖動(dòng)的貢獻(xiàn)Table 3 Contribution to LOS jitter of all factors

進(jìn)一步依據(jù)集成模型開(kāi)展時(shí)域仿真，得到LOS抖動(dòng)結(jié)果如圖4所示，可見(jiàn)滿足不大于0.01″(1σ)的指標(biāo)要求。通過(guò)以上系統(tǒng)傳遞率分析、頻域仿真和時(shí)域仿真，驗(yàn)證了系統(tǒng)穩(wěn)像方案的有效性。

4.4 討論

通過(guò)將結(jié)構(gòu)模型、姿態(tài)控制模型、穩(wěn)像控制模型、光學(xué)模型等集成為一體化模型，可系統(tǒng)地分析在各種擾源和噪聲作用下的動(dòng)態(tài)響應(yīng)，驗(yàn)證穩(wěn)像設(shè)計(jì)方案的正確性和指標(biāo)滿足度。此外，集成模型也用于系統(tǒng)設(shè)計(jì)參數(shù)的權(quán)衡，在獲得擾振和噪聲特性情況下根據(jù)集成建模仿真結(jié)果進(jìn)行針對(duì)性的方案優(yōu)化。

5 結(jié)束語(yǔ)

本文給出了一種通過(guò)集成建模仿真驗(yàn)證空間光學(xué)望遠(yuǎn)鏡穩(wěn)像方案的方法，系統(tǒng)地考慮了干擾、噪聲、姿態(tài)控制、穩(wěn)像控制、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性等影響因素，建立了集成仿真模型，通過(guò)與NASTRAN軟件比較傳遞率驗(yàn)證了集成建模與仿真方法的有效性。綜合考慮了各種擾動(dòng)和噪聲，可得到全頻帶的光軸抖動(dòng)分布特性，并可通過(guò)頻域仿真、時(shí)域仿真得到總的光軸抖動(dòng)，本文的研究結(jié)果可為空間光學(xué)望遠(yuǎn)鏡的穩(wěn)像方案系統(tǒng)驗(yàn)證提供參考。擬后續(xù)開(kāi)展模型修正研究，通過(guò)試驗(yàn)測(cè)試得到擾源特性、噪聲特性、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性等，進(jìn)而修正集成模型，基于修正后的模型開(kāi)展集成仿真可獲得更接近真實(shí)的光軸特性。