航天器微振動(dòng)測(cè)試、隔離、抑制技術(shù)綜述

譚天樂，朱春艷，朱東方，宋 婷，孫宏麗，顧 玥，楊 雨

（上海航天控制技術(shù)研究所，上海 200233）

0 引言

大量科學(xué)任務(wù)導(dǎo)致衛(wèi)星本體結(jié)構(gòu)及其所攜帶載荷多而復(fù)雜，無法人為控制的外界環(huán)境和復(fù)雜的內(nèi)部環(huán)境，使衛(wèi)星系統(tǒng)不可避免地長(zhǎng)期處于振動(dòng)狀態(tài)。雖然與衛(wèi)星發(fā)射過程中的強(qiáng)烈振動(dòng)相比，空間的振動(dòng)環(huán)境較溫和，但隨著空間技術(shù)的發(fā)展，空間任務(wù)及工作載荷對(duì)高精度甚至超高精度的環(huán)境需求越來越迫切，航天器的微振動(dòng)影響了衛(wèi)星本體的姿態(tài)和質(zhì)心位置，會(huì)導(dǎo)致各種衛(wèi)星儀器性能不達(dá)標(biāo)及姿控精度下降。因此，針對(duì)航天器的微振動(dòng)，尋求航天器“超靜超穩(wěn)”平臺(tái)，提高航天器姿態(tài)確定和姿態(tài)控制精度受到了極大關(guān)注。為解決航天器微振動(dòng)問題，須剖析振動(dòng)源，理清微振動(dòng)產(chǎn)生的機(jī)理，進(jìn)而采用振動(dòng)抑制或隔離的措施實(shí)現(xiàn)對(duì)微振動(dòng)的有效控制，最終達(dá)到衛(wèi)星平臺(tái)的“超靜超穩(wěn)”性能。本文對(duì)航天器微振動(dòng)測(cè)試、隔離、抑制技術(shù)進(jìn)行了綜述。

1 航天器振動(dòng)源機(jī)理分析與建模

近年來國(guó)際上系列高分辨率遙感衛(wèi)星相繼發(fā)射入軌，分辨率不斷提高。目前高分辨率的軍用偵察衛(wèi)星已實(shí)現(xiàn)厘米級(jí)的分辨率，商業(yè)遙感衛(wèi)星實(shí)現(xiàn)了優(yōu)于0.5m的分辨率。美國(guó)近期發(fā)射的KH-13偵查衛(wèi)星地面分辨率高達(dá)0.05m，2008年9月發(fā)射的GeoEye-1商業(yè)遙感衛(wèi)星分辨率達(dá)0.41m。深空探測(cè)的空間望遠(yuǎn)鏡分辨率比對(duì)地遙感衛(wèi)星高1～2個(gè)量級(jí)。哈勃太空望遠(yuǎn)鏡角分辨率達(dá)到了0.1″，指向精度則高達(dá)0.01″，以詹姆斯·韋伯太空望遠(yuǎn)鏡為代表的下一代空間望遠(yuǎn)鏡指向精度要求達(dá)到0.004″［1］。

多數(shù)航天器存在微振動(dòng)擾動(dòng)源，由于誘發(fā)微振動(dòng)力學(xué)環(huán)境效應(yīng)的幅值很小、頻率較高，對(duì)大部分航天器任務(wù)使命不會(huì)產(chǎn)生明顯影響，通常都予以忽略。但對(duì)高精度航天器，這種微振動(dòng)環(huán)境效應(yīng)將嚴(yán)重影響有效載荷的指向精度和姿態(tài)穩(wěn)定度，會(huì)導(dǎo)致分辨率等重要性能指標(biāo)顯著降低。分辨率等性能指標(biāo)要求越高，對(duì)微振動(dòng)誘發(fā)星體的顫振幅值（顫振窗口、顫振均方值等）的限制越嚴(yán)格，并與頻譜分布密切相關(guān)，故在高精度航天器設(shè)計(jì)中必須考慮微振動(dòng)的影響。

微振動(dòng)是指航天器在軌運(yùn)行期間，星上轉(zhuǎn)動(dòng)部件高速轉(zhuǎn)動(dòng)、有效載荷中掃描機(jī)構(gòu)轉(zhuǎn)動(dòng)、大型可控構(gòu)件驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)步進(jìn)運(yùn)動(dòng)、變軌調(diào)姿期間推力器點(diǎn)火工作、低溫制冷器壓縮機(jī)和百葉窗等熱控部件機(jī)械運(yùn)動(dòng)、大型柔性結(jié)構(gòu)受激振動(dòng)和進(jìn)出陰影時(shí)冷熱交變誘發(fā)熱變形擾動(dòng)等誘發(fā)航天器產(chǎn)生的一種幅值較低、頻率較高的顫振響應(yīng)，以及由柔性附件的振動(dòng)引起的低頻擾動(dòng)。研究微振動(dòng)振源機(jī)理時(shí)，根據(jù)擾動(dòng)在整個(gè)系統(tǒng)中傳遞的物理聯(lián)系，將所有子模型集成為一個(gè)整體，從系統(tǒng)級(jí)高度反映擾動(dòng)對(duì)整個(gè)系統(tǒng)關(guān)鍵性能的影響，得到精確的集成模型，是振動(dòng)隔離的前提和基礎(chǔ)。

微振動(dòng)集成建模與評(píng)估研究現(xiàn)狀如下：

航天器微振動(dòng)是影響高精度航天器指向精度和成像質(zhì)量等關(guān)鍵性能的重要因素，因其力學(xué)環(huán)境極其復(fù)雜，工程上主要依靠理論建模和仿真評(píng)估方法進(jìn)行分析和設(shè)計(jì)?？赏ㄟ^集成建模與綜合評(píng)估技術(shù)及其相關(guān)的成熟軟件系統(tǒng)等，了解國(guó)內(nèi)外微振動(dòng)集成建模與綜合評(píng)估技術(shù)研究發(fā)展?fàn)顩r，綜合國(guó)外發(fā)展和國(guó)內(nèi)需求分析關(guān)鍵技術(shù)，基于國(guó)內(nèi)研究基礎(chǔ)給出相關(guān)技術(shù)研究的發(fā)展思路［2－3］。

a）集成建模相關(guān)技術(shù)

集成建模根據(jù)系統(tǒng)初始設(shè)計(jì)建立結(jié)構(gòu)、光學(xué)和控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型［4－5］。根據(jù)各子系統(tǒng)之力和力矩的傳遞關(guān)系建立系統(tǒng)集成模型。利用模型調(diào)整技術(shù)降低模型條件數(shù)以提高計(jì)算效率和可靠性；利用模型降階技術(shù)降低模型規(guī)模以提高計(jì)算效率；利用模型修正技術(shù)降低數(shù)學(xué)模型與真實(shí)系統(tǒng)描述的動(dòng)態(tài)特性間的誤差。

為獲得適合控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的控制模型，建模時(shí)需對(duì)航天器模型進(jìn)行簡(jiǎn)化假設(shè)、非線性處理和模型降階；部分撓性部件在軌運(yùn)行期間的轉(zhuǎn)動(dòng)或展收運(yùn)動(dòng)，亦使動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)特性和系統(tǒng)參數(shù)發(fā)生變化。因此，航天器控制模型是有非結(jié)構(gòu)不確定性和實(shí)參結(jié)構(gòu)不確定性的動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)。航天器在軌運(yùn)行期間還受環(huán)境力矩和內(nèi)部擾動(dòng)等不確定干擾的影響及控制力矩的作用，這些因素易激起航天器撓性結(jié)構(gòu)的振動(dòng)，而結(jié)構(gòu)振動(dòng)與航天器控制作用發(fā)生耦合也會(huì)對(duì)航天器姿態(tài)產(chǎn)生擾動(dòng)，影響航天器姿態(tài)的穩(wěn)定性和控制精度，甚至?xí)购教炱魇Х€(wěn)乃至影響其安全。尤其是現(xiàn)代復(fù)雜航天器，某些低頻模態(tài)可能處于控制系統(tǒng)帶寬以內(nèi)，結(jié)構(gòu)振動(dòng)和控制作用會(huì)發(fā)生耦合共振。另外，現(xiàn)代航天器的控制性能指標(biāo)較大提高，系統(tǒng)要求姿態(tài)具高指向精度和穩(wěn)定度，其他活動(dòng)部件也有高定向精度和形狀控制精度。這些系統(tǒng)特性對(duì)航天器的控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)提出了嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。

集成建模的概念較新，但相關(guān)技術(shù)較成熟，需研究的主要問題是在復(fù)雜的系統(tǒng)集成模型中相關(guān)技術(shù)的使用。

b）綜合評(píng)估相關(guān)技術(shù)

綜合評(píng)估主要是在集成模型基礎(chǔ)上評(píng)估微振動(dòng)力學(xué)環(huán)境影響下系統(tǒng)重要性能可否滿足指標(biāo)要求，以及從系統(tǒng)高度綜合考慮各類因素影響以改進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)。相關(guān)技術(shù)主要有高精度航天器微振動(dòng)擾動(dòng)性能評(píng)估、參數(shù)敏感度分析、性能不確定性分析等性能分析技術(shù)，關(guān)鍵參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)、擾動(dòng)性能誤差分配技術(shù)等。擾動(dòng)性能評(píng)估方法主要有解析、時(shí)域和頻域三類。

解析法根據(jù)現(xiàn)代控制理論，在擾動(dòng)可用一個(gè)整形濾波器描述時(shí)，用Lyapunov分析方法直接計(jì)算系統(tǒng)關(guān)鍵性能的統(tǒng)計(jì)信息。該方法理論上可考慮所有頻率，不須考慮頻率分辨率或頻率范圍等問題。但受制于擾動(dòng)模型的準(zhǔn)確性，無法提供輸出在頻率范圍內(nèi)的具體內(nèi)容，只能給出狀態(tài)和輸出的整體方差；對(duì)大型系統(tǒng)求解Lyapunov方程需花費(fèi)大量時(shí)間。

時(shí)域法根據(jù)系統(tǒng)集成模型和初始條件，用數(shù)值積分方法對(duì)整個(gè)系統(tǒng)進(jìn)行仿真，根據(jù)仿真結(jié)果即可得系統(tǒng)關(guān)鍵性能隨時(shí)間的變化，可用統(tǒng)計(jì)分析方法分析系統(tǒng)性能可否滿足指標(biāo)要求。該法的優(yōu)點(diǎn)是：可分析瞬態(tài)影響；某些性能指標(biāo)在時(shí)域提出，必須使用時(shí)域分析方法；可獲得時(shí)域響應(yīng)與閾值的相交性和最大值。頻域法根據(jù)隨機(jī)振動(dòng)理論，通過將實(shí)驗(yàn)測(cè)量或理論分析得到的擾動(dòng)頻域功率譜密度函數(shù)和系統(tǒng)從擾動(dòng)到關(guān)鍵性能的傳遞函數(shù)相乘得到系統(tǒng)關(guān)鍵性能的頻域分布函數(shù)，再通過頻域積分即可得關(guān)鍵性能的統(tǒng)計(jì)信息。

頻域法的優(yōu)點(diǎn)是計(jì)算簡(jiǎn)單，可覆蓋所有頻段等，但實(shí)際應(yīng)用時(shí)會(huì)有問題：實(shí)驗(yàn)或解析分析均需人的參與才能生成功率譜密度函數(shù)，可能帶來誤差；數(shù)值積分時(shí)，頻率步長(zhǎng)取得過小會(huì)造成重要的窄帶特征丟失（如小阻尼模態(tài)）。

等性能法將系統(tǒng)性能指標(biāo)相等作為約束條件，用數(shù)學(xué)方法找到滿足約束條件的關(guān)鍵參數(shù)的軌跡或集合，從而在保證性能相等而不是在降低性能的條件下，通過調(diào)整關(guān)鍵參數(shù)折衷系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案。等性能法在其他領(lǐng)域得到了充分發(fā)展。GILHEANY提出了一種針對(duì)多自由度系統(tǒng)選擇最優(yōu)阻尼器的方法［6］。根據(jù)美國(guó)國(guó)防部提高工作效率的要求，KENNEDY等提出了一種等性能分析方法，并闡述了在軍隊(duì)管理和航空技術(shù)領(lǐng)域的應(yīng)用［7］。WECK等針對(duì)集成建模提出了等性能法，包括隨機(jī)搜索法、梯度跟蹤法和曲線（面）擬和法等［8］。等性能分析結(jié)果通過多目標(biāo)優(yōu)化用于誤差分配。與完全人工誤差分配方法相比，該法避免了人的主觀因素帶來的估計(jì)，更符合系統(tǒng)真實(shí)物理特性。

綜合評(píng)估技術(shù)基本理論研究較多，但在系統(tǒng)性能綜合評(píng)估中應(yīng)用較少。

c）成熟的集成建模和綜合評(píng)估軟件系統(tǒng)

自20世紀(jì)90年代初開始，NASA在起源計(jì)劃（Origins Plan）中研制的各類高精度空間觀測(cè)系統(tǒng)都應(yīng)用了微振動(dòng)集成建模和綜合評(píng)估技術(shù)。由于系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，光學(xué)分辨率要求極高，遠(yuǎn)超出目前技術(shù)水平，NASA委托麻省理工大學(xué)的空間系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室（SSL）進(jìn)行系統(tǒng)分析設(shè)計(jì)。為此，SSL基于IMOS開發(fā)了一套微振動(dòng)集成建模和綜合評(píng)估分析軟件DOCS。該軟件基于 MATLAB開發(fā)，實(shí)質(zhì)上是MATLAB的一個(gè)工具箱。1997年MELODY等利用噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室JPL的高精度干涉測(cè)試臺(tái)（MPI），通過比較測(cè)量和預(yù)測(cè)的閉環(huán)傳遞函數(shù)驗(yàn)證了微振動(dòng)集成建模分析技術(shù)的可靠性。

為接替HST的控制探測(cè)任務(wù)，NASA從20世紀(jì)90年代初就開始研制下一代空間望遠(yuǎn)鏡（GST），后命名為JWST。JWST各方面性能遠(yuǎn)超過HST，孔徑從2.4m增大為8m，角分辨率從0.1″提高到0.004″，遮陽罩面積達(dá)200m2。對(duì)此巨大復(fù)雜系統(tǒng)，NASA開發(fā)了集成建模環(huán)境（IME）。與DOCS相比，IME除可進(jìn)行微振動(dòng)集成建模和擾動(dòng)性能評(píng)估外，還包含流程管理、文件管理和數(shù)據(jù)管理等功能。因IME完全面對(duì)工程型號(hào)，故更具實(shí)用性，而DOCS較強(qiáng)之處是具有敏感度分析、不確定性分析和等性能分析等功能?？傮w來講，DOCS更面向科學(xué)研究，IME更面向工程實(shí)用。

近年來，微振動(dòng)集成建模與綜合評(píng)估技術(shù)還廣泛用于高分辨率地面望遠(yuǎn)鏡的建模分析，如30m望遠(yuǎn)鏡（TMT）和超大望遠(yuǎn)鏡干涉儀（VLTI）。

2 微振動(dòng)源測(cè)量方法

為提高航天器指向精度，需結(jié)合航天器結(jié)構(gòu)特點(diǎn)以及振動(dòng)傳感器與作動(dòng)器的選取，設(shè)計(jì)合適撓性多體系統(tǒng)航天器的振動(dòng)抑制策略，因此衛(wèi)星微角顫振高精度測(cè)量與控制是實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星平臺(tái)與遙感系統(tǒng)等有效載荷高精度姿態(tài)指向的前提與基礎(chǔ)。航天器微振動(dòng)測(cè)量主要分地面振動(dòng)測(cè)試、在軌運(yùn)行振動(dòng)測(cè)試兩方面。

2.1 航天器微振動(dòng)地面測(cè)試方法

航天器結(jié)構(gòu)的微振動(dòng)地面測(cè)量主要有加速度傳感器測(cè)量和激光測(cè)振兩種方法。根據(jù)兩種測(cè)量方法的特點(diǎn)，在航天器地面測(cè)試方法的研究和應(yīng)用中，以加速度傳感器測(cè)試為主，采用激光測(cè)振作為結(jié)果校驗(yàn)的輔助手段。

a）加速度傳感器測(cè)試

2010年，北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所搭建了微振動(dòng)信號(hào)的地面模擬試驗(yàn)臺(tái)架，采用激振器激勵(lì)航天器結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件。在試驗(yàn)過程中，采用電容式加速度傳感器測(cè)量結(jié)構(gòu)的微振動(dòng)響應(yīng)信號(hào)，通過信號(hào)適調(diào)系統(tǒng)進(jìn)行采集信號(hào)的放大和濾波處理，并實(shí)時(shí)采集分析數(shù)據(jù)。

b）光學(xué)非接觸式振動(dòng)測(cè)試

2010年，北京衛(wèi)星環(huán)境研究所為驗(yàn)證微振動(dòng)加速度的測(cè)量結(jié)果，用德國(guó)Polytec公司的OFV055型激光測(cè)振儀對(duì)航天器試驗(yàn)件進(jìn)行非接觸測(cè)量，并對(duì)加速度傳感器的測(cè)量結(jié)果進(jìn)行校驗(yàn)。

兩種測(cè)量方法均能滿足航天器微振動(dòng)測(cè)量的要求，但各有優(yōu)缺點(diǎn)。激光測(cè)振是一種成熟的非接觸式測(cè)量技術(shù)，其原理是利用多普勒頻移和干涉技術(shù)進(jìn)行測(cè)量，優(yōu)點(diǎn)是對(duì)被測(cè)結(jié)構(gòu)無影響，但該測(cè)量方法在空間應(yīng)用困難，另外難以測(cè)量組裝后的航天器內(nèi)部結(jié)構(gòu)，且測(cè)點(diǎn)不宜很多［9］。

2.2 航天器在軌運(yùn)行微振動(dòng)測(cè)試

衛(wèi)星微角顫振是指衛(wèi)星平臺(tái)和有效載荷等的敏感軸數(shù)十微弧至0.05μrad量級(jí)的角位移寬帶高頻振動(dòng)（1～1 000Hz），一般由衛(wèi)星平臺(tái)自身及其相關(guān)載荷等的運(yùn)動(dòng)或擾動(dòng)引起。

a）基于磁流體技術(shù)在軌微振動(dòng)測(cè)試

目前成功用于衛(wèi)星在軌微角顫振高精度測(cè)量的慣性傳感器主要有兩類：磁流體效應(yīng)（MHD）角速度傳感器（ARS）和流體旋轉(zhuǎn)差動(dòng)感應(yīng)（FDI）角位移傳感器（ADS）。

2006年5月，美國(guó)發(fā)射GOES-N靜止軌道環(huán)境衛(wèi)星，其跟蹤定位颶風(fēng)的精度較上一代衛(wèi)星高4倍，平臺(tái)分辨率400m，角位移控制精度25μrad。2006年1月，日本發(fā)射先進(jìn)陸地觀測(cè)衛(wèi)星ALOS，用于高分辨率圖像的精確地理位置測(cè)定，指向測(cè)定精度達(dá)到3.49μrad。ALOS衛(wèi)星的指向定位系統(tǒng)融合運(yùn)用了星跟蹤器、陀螺、角位移傳感器等的數(shù)據(jù)，獲得了優(yōu)良的指向測(cè)定精度。

深空探測(cè)等航天器需精確的星追蹤、定位、指向，并由此期望高速率數(shù)據(jù)傳輸技術(shù)。光學(xué)通信是解決高速數(shù)據(jù)傳輸?shù)姆椒ㄖ?，其?duì)指向精度要求達(dá)到毫弧量級(jí)，并需對(duì)其安裝平臺(tái)進(jìn)行微振動(dòng)監(jiān)控（包括角顫振）以修正其指向與偏差，且角位移測(cè)量精度要求達(dá)到弧度量級(jí)。美國(guó)已開始研制和試驗(yàn)激光通信高速數(shù)據(jù)傳輸技術(shù)。JPL的通信結(jié)構(gòu)研究部為NASA研發(fā)星追蹤與定位與指向技術(shù)，其角位移測(cè)量精度為30nrad，研制的用于深空探測(cè)光學(xué)通信的望遠(yuǎn)鏡系統(tǒng)，平臺(tái)微振動(dòng)測(cè)量精度為微弧量級(jí)［10-11］。

MHD-ARS系列慣性角速度傳感器由美國(guó)ATA研制，該類傳感器的實(shí)際輸出可通過電路或軟件處理為角加速度、角速度或角位移信號(hào)。MHDARS-12型是ATA目前最先進(jìn)的角速度傳感器，其噪聲當(dāng)量角優(yōu)于35nrad，頻帶寬度1～1 000Hz，甚至可測(cè)量10nrad的離散慣性微角顫振。MHDARS慣性角速度傳感器已成功用于靜止軌道環(huán)境衛(wèi)星GOES系列等多個(gè)衛(wèi)星平臺(tái)，可提供精確的光學(xué)指向和跟蹤平臺(tái)角位移信息。MHD角速度傳感器可輸出角加速度、角速度、角位移等角顫振信息，寬動(dòng)態(tài)范圍（大于100Hz）；高測(cè)量精度（均方差小于0.1rad）；寬測(cè)量頻帶（1～1 000Hz）；整體結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，體積小、質(zhì)量輕、功耗低；交叉軸相干影響和線加速度不敏感；無活動(dòng)部件，可靠性高；無機(jī)械飽和，在定向時(shí)能快速響應(yīng)；適應(yīng)溫度環(huán)境較寬；耐受高加速度沖擊環(huán)境。

b）基于光學(xué)技術(shù)在軌微振動(dòng)測(cè)試

HST的系統(tǒng)姿態(tài)確定精度達(dá)到毫角秒量級(jí)，衛(wèi)星姿態(tài)控制精度達(dá)0.007″。星上敏感器有精確制導(dǎo)敏感器（FGS）3個(gè)，其中2個(gè)用于姿態(tài)指向控制，1個(gè)作為科學(xué)儀器。精確制導(dǎo)敏感器與望遠(yuǎn)鏡共享視場(chǎng)，能將每個(gè)FGS的瞬時(shí)視場(chǎng)僅5″×5″，瞬時(shí)視場(chǎng)通過選星伺服系統(tǒng)改變方向，可以在約（69′）2的視場(chǎng)中移動(dòng)，F(xiàn)GS光路中的干涉器部分由偏振分光器和兩個(gè)科斯特棱鏡組成。FGS不但可根據(jù)星表信息實(shí)現(xiàn)天文導(dǎo)航、高精度姿態(tài)確定，而且能通過對(duì)固定天體的觀測(cè)，光學(xué)干涉信息提取，實(shí)現(xiàn)寬頻微振動(dòng)測(cè)量。此時(shí)，恒星即被視作慣性空間中穩(wěn)定光源，航天器的微振動(dòng)引起入射光線矢量微小變化，引起FGS干涉特性的改變，進(jìn)而檢測(cè)航天器的振動(dòng)信息。

2.3 微振動(dòng)測(cè)試的智能材料

智能結(jié)構(gòu)中傳感器實(shí)現(xiàn)將機(jī)械量（應(yīng)變、位移、速度、加速度）轉(zhuǎn)化為非機(jī)械量（電、光等）。智能材料結(jié)構(gòu)中常用的傳感器主要有電阻應(yīng)變片、疲勞壽命絲、壓電材料傳感器、碳纖維、半導(dǎo)體材料和光纖傳感器等［12］。

3 振動(dòng)抑制方法

最初對(duì)撓性結(jié)構(gòu)振動(dòng)的處理方法是頻率隔離法，其控制策略是使撓性結(jié)構(gòu)的振動(dòng)與中心剛體控制系統(tǒng)的耦合盡量小，設(shè)法避開撓性振動(dòng)的影響，使設(shè)計(jì)的控制器可隔開控制系統(tǒng)的頻帶寬度與模態(tài)頻率。之后，發(fā)展了被動(dòng)振動(dòng)控制、主動(dòng)振動(dòng)控制和主被動(dòng)振動(dòng)控制等多種方法。

相對(duì)于剛體衛(wèi)星，撓性衛(wèi)星因帶各種撓性附件，結(jié)構(gòu)變得更復(fù)雜，增加了建模和控制等的難度。為提高撓性衛(wèi)星的控制精度，除改進(jìn)姿態(tài)控制算法外，還可采用在軌辨識(shí)技術(shù)。其控制器設(shè)計(jì)采用了陷阱濾波器，而濾波器的設(shè)計(jì)需精確獲知衛(wèi)星的關(guān)鍵模態(tài)頻率，因此引入了在軌辨識(shí)技術(shù)。為避免衛(wèi)星姿態(tài)因在軌辨識(shí)時(shí)的激勵(lì)而失去基準(zhǔn)，最好采用閉環(huán)在軌辨識(shí)的方式，即辨識(shí)時(shí)保持控制器工作。此時(shí)辨識(shí)得到的參數(shù)實(shí)際上并不是衛(wèi)星撓性附件的模態(tài)參數(shù)，而是包括控制器在內(nèi)的整個(gè)受控系統(tǒng)的特征參數(shù)，該值與控制器參數(shù)相關(guān)。

3.1 撓性多體系統(tǒng)航天器參數(shù)辨識(shí)技術(shù)

撓性衛(wèi)星在軌辨識(shí)是一項(xiàng)新技術(shù)，最早利用在軌辨識(shí)技術(shù)的是1989年美國(guó)的Galileo木星探測(cè)器，其控制器設(shè)計(jì)采用了陷阱濾波器。

模態(tài)參數(shù)辨識(shí)是系統(tǒng)辨識(shí)的一個(gè)部分。用模態(tài)參數(shù)描述系統(tǒng)的特性，系統(tǒng)參數(shù)為模態(tài)參數(shù)，此時(shí)的系統(tǒng)辨識(shí)稱為模態(tài)參數(shù)辨識(shí)，故有關(guān)力學(xué)系統(tǒng)建模的一般理論和方法可適用于模態(tài)參數(shù)辨識(shí)。近十年中，大量研究成果集中于將傳統(tǒng)模態(tài)參數(shù)分析技術(shù)中的成熟算法移至基于輸出的模態(tài)分析方法中，以解決傳統(tǒng)方法無法解決的實(shí)際問題，并建立了相應(yīng)的算法體系。大部分研究集中于提高辨識(shí)精度和算法穩(wěn)定性。模態(tài)參數(shù)辨識(shí)方法涉及振動(dòng)理論、信號(hào)分析、數(shù)據(jù)處理、數(shù)理統(tǒng)計(jì)、計(jì)算機(jī)及自動(dòng)控制等多種學(xué)科，尤其是新興學(xué)科，目前尚無統(tǒng)一的分類方法。根據(jù)辨識(shí)域，參數(shù)辨識(shí)方法可分為時(shí)域法、頻域法及時(shí)頻域法。

3.1.1 頻域辨識(shí)法

常見的頻域辨識(shí)法有峰值拾取法（PP）、復(fù)模態(tài)指示函數(shù)（CMIF）、頻域分解法（FDD）、多項(xiàng)式擬合法、極大似然識(shí)別法（MLI）、PolyMAX。

通過傅里葉變換將信號(hào)由時(shí)域轉(zhuǎn)換到頻域，基于快速譜計(jì)算的發(fā)展，模態(tài)參數(shù)辨識(shí)的頻域方法先于時(shí)域方法成熟。Wiener-Khintchine定理的提出，使平穩(wěn)隨機(jī)過程的自相關(guān)函數(shù)與自功率譜建立了對(duì)應(yīng)關(guān)系，在假設(shè)輸入為白噪聲條件下，頻域辨識(shí)方法用輸出信號(hào)的譜密度函數(shù)替代傳統(tǒng)辨識(shí)方法使用的頻響函數(shù)，并用于識(shí)別輸入未知的模態(tài)參數(shù)。頻域模態(tài)參數(shù)辨識(shí)方法物理概念清晰，常用于小阻尼，信噪比較高，固有頻率分散的系統(tǒng)，計(jì)算時(shí)需采樣平均，花費(fèi)時(shí)間較長(zhǎng)，且涉及復(fù)數(shù)運(yùn)算，特別是時(shí)域數(shù)據(jù)經(jīng)離散傅里葉變換到頻域后會(huì)導(dǎo)致精度缺失，因此頻域方法在數(shù)值上不易改善，這些因素對(duì)頻域算法產(chǎn)生了負(fù)面影響。

3.1.2 時(shí)域辨識(shí)法

隨著計(jì)算技術(shù)的發(fā)展，時(shí)域辨識(shí)方法也得到了快速發(fā)展。時(shí)域法無須將測(cè)得的響應(yīng)信號(hào)轉(zhuǎn)換到頻域中，避免了因數(shù)據(jù)變換而起的信號(hào)處理誤差（泄漏、迭混、加窗等）。20世紀(jì)70年代，IBRAHIM首先提出了利用系統(tǒng)的自由響應(yīng)采樣數(shù)據(jù)建立時(shí)域模型識(shí)別模態(tài)參數(shù)的方法，即Ibrahim時(shí)域法（ITD），ITD法體現(xiàn)了采用所有的測(cè)試數(shù)據(jù)同時(shí)進(jìn)行模態(tài)參數(shù)辨識(shí)的理念，推動(dòng)了模態(tài)參數(shù)時(shí)域辨識(shí)方法的發(fā)展［13］。

此外常用到的還有特征實(shí)現(xiàn)算法（ERA）和多／單參考點(diǎn)復(fù)指數(shù)方法（P／SRCE）等［14］。目前，時(shí)域方法的處理手段及估計(jì)密集模態(tài)均優(yōu)于頻域方法。許多參數(shù)辨識(shí)方法的數(shù)學(xué)背景相似，僅應(yīng)用對(duì)象有所不同（數(shù)據(jù)縮減、方程解法、矩陣序列操作等），大致可分為基于離散時(shí)間數(shù)據(jù)模型的方法（ARV，ARMAV）、將脈沖響應(yīng)實(shí)現(xiàn)擴(kuò)展到相關(guān)函數(shù)的方法（ERA-DC，NExT／LSCE）和隨機(jī)子空間方法SSI（CVA，BR）等數(shù)類?；谳敵龅臅r(shí)域方法用輸出時(shí)間歷程和輸出協(xié)方差作為主要數(shù)據(jù)，替代了傳統(tǒng)方法使用的輸入－輸出時(shí)間歷程和脈沖響應(yīng)函數(shù)。

3.1.3 時(shí)頻域法

上述大部分時(shí)域和頻域辨識(shí)方法只能處理平穩(wěn)響應(yīng)信號(hào)，要求激勵(lì)是平穩(wěn)的，但實(shí)際響應(yīng)信號(hào)并不總能滿足平穩(wěn)性要求，因此需要辨識(shí)方法具備時(shí)頻域的分析功能。信號(hào)的時(shí)頻表示方法是針對(duì)頻譜隨時(shí)間變化的確定性信號(hào)和非平穩(wěn)隨機(jī)信號(hào)發(fā)展起來的。

近年來研究較多的時(shí)頻表示方法主要有WVD（Wigner-Ville Distribution）分布，短時(shí)傅里葉變換（STFT），小波變換（WT），時(shí)變 ARMA參數(shù)化模型以及Hilbert變換。時(shí)頻表示分為雙線性時(shí)頻表示和線性時(shí)頻表示以及其他形式的時(shí)頻表示［15－25］。響應(yīng)信號(hào)的 WVD實(shí)際上是一種雙線性變換，其缺點(diǎn)是能量分布存在交叉干擾且可能出現(xiàn)負(fù)值，同時(shí)交叉干擾將影響特征分辨率。為抑制交叉項(xiàng)而使能量分布更集中，設(shè)計(jì)了多種改進(jìn)的雙線性時(shí)頻分布。

與雙線性時(shí)頻分布相比，具有線性變換特性的STFT不存在交叉干擾，且其對(duì)應(yīng)的能量分布始終為正，但使用STFT會(huì)導(dǎo)致頻率分辨率降低，因而出現(xiàn)了WT辨識(shí)模態(tài)參數(shù)的方法。它與一般時(shí)頻分析的區(qū)別是：一般時(shí)頻分析在時(shí)間－頻率面上表示非平穩(wěn)信號(hào)，而小波分析是在所謂的時(shí)間－尺度的二維平面上描述非平穩(wěn)信號(hào)。WT能將任何信號(hào)映射到一組由基小波伸縮、平移而成的小波函數(shù)上，以實(shí)現(xiàn)信號(hào)在不同時(shí)刻、不同頻帶的合理分離而不丟失任何原始信息。這些功能為動(dòng)態(tài)信號(hào)的非平穩(wěn)描述、機(jī)械零件故障特征頻率的分析、弱信號(hào)的提取提供了高效工具。

STFT假定信號(hào)在分析窗內(nèi)是平穩(wěn)的，結(jié)果受窗長(zhǎng)的約束，短時(shí)間窗能提高時(shí)間分辨率，但卻降低了頻率分辨率；相反，長(zhǎng)時(shí)間窗雖能提高頻率分辨率，但降低了時(shí)間分辨率，因?yàn)楦鶕?jù)不確定性原理時(shí)域分辨率和頻域分辨率相互矛盾。WT采用了變窗技術(shù)，但它是一種時(shí)間－尺度的線性變換，不能直接作為時(shí)變功率譜的解釋，不利于解決非線性問題。WVD不使用窗函數(shù)，時(shí)頻分辨率非常好，能準(zhǔn)確反映信號(hào)能量隨時(shí)間和頻率的分布，但WVD存在交叉項(xiàng)干擾，這很大程度限制了其應(yīng)用［26］。分?jǐn)?shù)階傅里葉變換（FRFT）在形式上與WT相似，不存在交叉項(xiàng)，且可反映相位信息，其計(jì)算遠(yuǎn)較傳統(tǒng)的FT復(fù)雜，但有比FT更普遍的特性和更廣泛的應(yīng)用對(duì)象，因此FRFT在模態(tài)參數(shù)辨識(shí)領(lǐng)域有更好的應(yīng)用前景［27－28］。用時(shí)頻分析和WT從結(jié)構(gòu)輸出響應(yīng)中辨識(shí)模態(tài)參數(shù)還需解決可辨識(shí)性問題。

針對(duì)平穩(wěn)隨機(jī)激勵(lì)，僅利用輸出響應(yīng)辨識(shí)結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)的時(shí)域、頻域方法比較系統(tǒng)；針對(duì)非平穩(wěn)結(jié)構(gòu)響應(yīng)，時(shí)頻域方法和WT等方法最有前途，但目前尚未形成系統(tǒng)的工具，還未有大規(guī)模應(yīng)用。

3.1.4 智能辨識(shí)法

對(duì)非線性系統(tǒng)，傳統(tǒng)辨識(shí)方法常難以獲得滿意結(jié)果，且不能同時(shí)確定系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)與參數(shù)，難以得到全局最優(yōu)解。隨著智能控制理論研究的深入及廣泛應(yīng)用，出現(xiàn)了神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、遺傳算法（GA）等新型的智能系統(tǒng)參數(shù)辨識(shí)方法。

近年來，GA在參數(shù)辨識(shí)領(lǐng)域中的應(yīng)用日益得到重視。用GA對(duì)非最小相位、線性、時(shí)不變（NMP-LTI）系統(tǒng)的參數(shù)進(jìn)行盲辨識(shí)，能識(shí)別階數(shù)預(yù)先確定的系統(tǒng)參數(shù)，且對(duì)階數(shù)亦不敏感。用GA解決IIR信道的估計(jì)問題，克服了以往方法中需預(yù)先知道信道階數(shù)的缺點(diǎn)，可同時(shí)辨識(shí)系統(tǒng)參數(shù)和信道階數(shù)［29］。

3.1.5 強(qiáng)噪聲背景中弱信號(hào)的提取和分離

目前，對(duì)基于響應(yīng)的模態(tài)參數(shù)進(jìn)行辨識(shí)需分析測(cè)得的響應(yīng)信號(hào)，但獲得的響應(yīng)信號(hào)并非都能直接用于參數(shù)辨識(shí)，因?yàn)樵趯?shí)際測(cè)量過程中信號(hào)會(huì)是非平穩(wěn)的，且會(huì)混有大量噪聲，真正有利用價(jià)值的信號(hào)相對(duì)較弱。這時(shí)需對(duì)信號(hào)進(jìn)行處理，從大量背景噪聲中提取分離出可用于模態(tài)分析的有用信號(hào)成分。目前在模態(tài)參數(shù)辨識(shí)領(lǐng)域中針對(duì)此的分析和解決并不多見。

信號(hào)處理中的自分離（BSS）技術(shù)也可考慮作為一種解決方法。BSS因無任何信號(hào)源的先驗(yàn)知識(shí)，常假設(shè)信號(hào)源是零均值且相互統(tǒng)計(jì)獨(dú)立［30－31］。對(duì)非線性系統(tǒng)也有多種處理方法，如可利用buffing混沌振子、隨機(jī)共振原理來濾除背景噪聲，檢測(cè)微弱信號(hào)等［32－34］。理論上，高階統(tǒng)計(jì)量可完全抑制高斯白噪聲及有色噪聲，利用高階譜（統(tǒng)計(jì)量）（HOS）進(jìn)行信號(hào)處理，可在信號(hào)檢測(cè)、參數(shù)估計(jì)和分類問題中抑制譜分布未知的高斯噪聲，檢測(cè)時(shí)間序列的非線性，重建信號(hào)或系統(tǒng)的幅值和相位響應(yīng)等［35］。

3.2 撓性多體系統(tǒng)航天器振動(dòng)抑制控制技術(shù)

航天器結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性，使航天器具有較大的不確定性，而運(yùn)動(dòng)的復(fù)雜性則使航天器運(yùn)動(dòng)分析存在不確定性。另外，在微重力環(huán)境中地面實(shí)測(cè)信息少，撓性結(jié)構(gòu)的振動(dòng)與控制系統(tǒng)間的耦合難以確定。如1958年的美國(guó)Explorer-I探測(cè)器由于附件的振動(dòng)，導(dǎo)致整星喪失功能；國(guó)際-5號(hào)通信衛(wèi)星帆板的高階扭轉(zhuǎn)模態(tài)與驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)發(fā)生諧振導(dǎo)致帆板停轉(zhuǎn)和打滑；1990年美國(guó)的Hubble望遠(yuǎn)鏡在進(jìn)出陰影區(qū)時(shí)由于熱變形引起彈性振動(dòng)，導(dǎo)致姿態(tài)穩(wěn)定度未達(dá)到要求的指標(biāo)而降低了圖像的質(zhì)量。為解決該問題，需普遍提高控制系統(tǒng)的性能，引入并發(fā)展了自適應(yīng)、變結(jié)構(gòu)、魯棒、智能等多種非線性控制方法。

迄今為止，振動(dòng)控制技術(shù)可分為被動(dòng)控制技術(shù)（PVC）、主動(dòng)控制技術(shù)（AVC）和主被動(dòng)一體化控制技術(shù)（IpAVC）三類。

3.2.1 被動(dòng)振動(dòng)控制

被動(dòng)振動(dòng)控制從原理上大致可分為兩類：一種是將被控對(duì)象與振源分開，或?qū)?duì)象的振動(dòng)能量吸收到其他結(jié)構(gòu)上的能量分流；另一種是將振動(dòng)能量在結(jié)構(gòu)的局部區(qū)域或邊界上損耗的能量耗散方法。能量分流方法主要用于對(duì)結(jié)構(gòu)局部區(qū)域進(jìn)行控制，而能量耗散方法常被用于控制整個(gè)結(jié)構(gòu)的行為，減少結(jié)構(gòu)因內(nèi)外擾動(dòng)而導(dǎo)致的振動(dòng)。

最初對(duì)撓性結(jié)構(gòu)振動(dòng)的處理方法是頻率隔離法，控制策略是使撓性結(jié)構(gòu)的振動(dòng)與中心剛體控制系統(tǒng)的耦合盡可能小，設(shè)法避開撓性振動(dòng)的影響，以使設(shè)計(jì)的控制器將控制系統(tǒng)的頻帶寬度與模型頻率隔開，通常撓性模態(tài)的基頻比控制系統(tǒng)頻帶高約1個(gè)量級(jí)。這樣模態(tài)運(yùn)動(dòng)對(duì)控制系統(tǒng)的影響很小，而模態(tài)運(yùn)動(dòng)可依靠自身的阻尼逐漸衰減。頻率隔離法不會(huì)增加航天器控制系統(tǒng)的復(fù)雜性，但當(dāng)振動(dòng)模態(tài)頻率過低時(shí)，該法并不適用。

通常，結(jié)構(gòu)的被動(dòng)振動(dòng)控制是指結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的阻尼設(shè)計(jì)，以減振墊、約束阻尼結(jié)構(gòu)為代表，所有被動(dòng)阻尼設(shè)計(jì)的目標(biāo)是最大程度地吸收并耗散感興趣的頻率段內(nèi)的模態(tài)應(yīng)變能［36］。

在國(guó)外，阻尼器的開發(fā)與應(yīng)用已較成熟，渦流阻尼器、黏滯阻尼器、機(jī)械摩擦阻尼器、黏彈性阻尼器都已有在軌應(yīng)用的工程經(jīng)驗(yàn)［37－40］。典型應(yīng)用見表1。我國(guó)目前正在起步階段。

3.2.2 主動(dòng)振動(dòng)抑制

隨著科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，以及對(duì)振動(dòng)環(huán)境、對(duì)產(chǎn)品與結(jié)構(gòu)振動(dòng)特性要求的越來越高，被動(dòng)振動(dòng)控制技術(shù)的局限性已顯露，如控制缺少靈活性，在重量等約束的條件下結(jié)構(gòu)阻尼的增加有限，甚至在有些情況下，可能會(huì)產(chǎn)生相反的作用，難以滿足要求。因此，除在被動(dòng)振動(dòng)控制領(lǐng)域內(nèi)繼續(xù)研究更有效的減振方案外，還在尋求新的振動(dòng)控制方法——主動(dòng)振動(dòng)控制。

經(jīng)過近30年的研究，目前已出現(xiàn)出了多種振動(dòng)主動(dòng)控制方法。除分力合成和輸入成型方法引起注意外，其他一些振動(dòng)抑制方法也得到了廣泛的關(guān)注。根據(jù)在不同域內(nèi)設(shè)計(jì)規(guī)律，可分為時(shí)域設(shè)計(jì)法和頻域設(shè)計(jì)法。時(shí)域設(shè)計(jì)法是在狀態(tài)空間內(nèi)進(jìn)行，頻域設(shè)計(jì)法是在頻域或復(fù)頻域內(nèi)進(jìn)行。目前實(shí)際使用較多的是時(shí)域設(shè)計(jì)法，有分力合成法、輸入成型法、特征結(jié)構(gòu)配置（極點(diǎn)配置）、直接速度反饋控制法、最優(yōu)控制、自適應(yīng)控制、模態(tài)空間控制、變結(jié)構(gòu)控制、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制、模糊控制、魯棒控制，以及智能材料和智能結(jié)構(gòu)等。

4 微振動(dòng)隔離作動(dòng)器

目前，部分星載高精度光學(xué)儀器，對(duì)平臺(tái)的姿態(tài)性能提出了很高要求，而采用的隔振措施主要為柔性聯(lián)機(jī)或被動(dòng)阻尼隔振，其隔振頻率范圍小、振動(dòng)衰減小，且降低了固有頻率，易產(chǎn)生共振?；诓⒙?lián)平臺(tái)的微振動(dòng)控制系統(tǒng)可為高精密光學(xué)設(shè)備提供良好的力學(xué)環(huán)境，這類系統(tǒng)以并聯(lián)機(jī)構(gòu)為基礎(chǔ)，采用高性能作動(dòng)、傳感和控制器件及先進(jìn)的控制策略，可進(jìn)行六自由度振動(dòng)的主動(dòng)控制。

4.1 衛(wèi)星執(zhí)行機(jī)構(gòu)振動(dòng)測(cè)量

4.1.1 飛輪擾動(dòng)力／力矩測(cè)量臺(tái)

NASA下屬的哥達(dá)德空間飛行中心采用的測(cè)量方法是利用瑞士奇石樂公司生產(chǎn)的力／力矩測(cè)量臺(tái)對(duì)飛輪的擾動(dòng)力和擾動(dòng)力矩進(jìn)行直接測(cè)量。測(cè)量時(shí)，用測(cè)試夾具將飛輪固定在測(cè)量臺(tái)面上，飛輪旋轉(zhuǎn)軸與臺(tái)面中心軸保持一致，通過4個(gè)安裝在測(cè)量臺(tái)內(nèi)部的三軸力傳感器采集飛輪作用于測(cè)量臺(tái)臺(tái)面上的擾動(dòng)力，不同方向上的測(cè)量值通過加權(quán)能換算出相應(yīng)方向飛輪擾動(dòng)力的大小，根據(jù)測(cè)量臺(tái)尺寸參數(shù)計(jì)算得到相應(yīng)擾動(dòng)力矩的大小。

4.1.2 氣浮式飛輪振動(dòng)測(cè)試系統(tǒng)

日本宇宙航空開發(fā)機(jī)構(gòu)筑波空間中心開發(fā)了一套氣浮式飛輪振動(dòng)測(cè)試系統(tǒng)，可采集和分析飛輪的徑向振動(dòng)信號(hào)。利用氣浮技術(shù)建立的飛輪振動(dòng)測(cè)試系統(tǒng)采用6個(gè)氣浮墊實(shí)現(xiàn)對(duì)滑動(dòng)平臺(tái)底面和兩側(cè)的支撐，使其近似無摩擦影響。氣浮式飛輪振動(dòng)信號(hào)測(cè)試系統(tǒng)數(shù)據(jù)分析以幅值譜分析方法為主。該系統(tǒng)的主要誤差源為滑動(dòng)平臺(tái)與氣浮墊間的摩擦和試驗(yàn)環(huán)境中氣壓及氣流的影響。此外，受測(cè)量方法的限制系統(tǒng)僅能測(cè)到飛輪徑向擾動(dòng)力的數(shù)據(jù)，而且獲得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)中還包含一定的飛輪擾動(dòng)力矩與力間的耦合作用成分。因此，這套系統(tǒng)仍需完善，數(shù)據(jù)精度有待提高。

4.1.3 飛輪擾動(dòng)測(cè)試實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)

美國(guó)MIT空間系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室與哥達(dá)德空間飛行中心合作，對(duì)飛輪與航天器結(jié)構(gòu)間的耦合影響進(jìn)行了研究，采用的飛輪擾動(dòng)數(shù)據(jù)主要以哥達(dá)德空間飛行中心提供的為主，空間系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室為更方便展開研究，建立了一套限于實(shí)驗(yàn)室采用的測(cè)試實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)。整個(gè)系統(tǒng)總重為6.33kg?？臻g系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室利用該實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)對(duì)飛輪擾動(dòng)特性進(jìn)行了測(cè)試，分析并研究了飛輪擾動(dòng)與結(jié)構(gòu)響應(yīng)間的關(guān)系，對(duì)擾動(dòng)在結(jié)構(gòu)中的傳播進(jìn)行了研究，為該實(shí)驗(yàn)室在飛輪擾動(dòng)研究中提出的理論成果提供了充分的研究條件，有力地補(bǔ)充了飛輪擾動(dòng)研究中理論分析的不足，并豐富了飛輪－桁架間耦合影響分析研究。

目前，我國(guó)在衛(wèi)星執(zhí)行機(jī)構(gòu)振動(dòng)測(cè)試方面的研究取得了一定的進(jìn)展，但多僅限于理論方面，還未形成一定的工程應(yīng)用。

4.2 衛(wèi)星執(zhí)行機(jī)構(gòu)振動(dòng)隔離

NASA于20世紀(jì)80年代對(duì)HST的反作用輪擾動(dòng)進(jìn)行深入研究。1990年，EYERMAN等對(duì)高精度航天器微振動(dòng)力學(xué)環(huán)境進(jìn)行了總結(jié)，認(rèn)為影響最大的擾動(dòng)源是反作用輪組和熱抖動(dòng)。MELODY于1995年利用單個(gè)反作用輪擾動(dòng)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)導(dǎo)出了反作用輪組的隨機(jī)擾動(dòng)模型。MASTERSON根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果推導(dǎo)出反作用輪組的擾動(dòng)模型?？刂屏赝勇菀蚱渚哂辛胤糯笙禂?shù)高、快速響應(yīng)的優(yōu)點(diǎn)，將逐漸取代飛輪成為航天器姿態(tài)控制的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，研究由控制力矩陀螺引起的航天器微振動(dòng)可借鑒對(duì)反作用輪的研究結(jié)果。

第一個(gè)在軌隔振系統(tǒng)是Honeywell公司為哈勃太空望遠(yuǎn)鏡提供的被動(dòng)式隔振系統(tǒng)，主要針對(duì)來自反作用飛輪的振動(dòng)擾動(dòng)，能顯著減弱動(dòng)量輪旋轉(zhuǎn)軸彎曲引起的擾振。截至2007年，多個(gè)系統(tǒng)的混合式在軌隔振器陸續(xù)通過飛行試驗(yàn)，部分已作為成熟技術(shù)成功應(yīng)用于航天器有效載荷的隔振系統(tǒng)。VISS是世界上第一個(gè)進(jìn)行空間試驗(yàn)的在軌隔振系統(tǒng)，2005年該系統(tǒng)作為成熟技術(shù)應(yīng)用在一小型中波段紅外望遠(yuǎn)鏡上。該系統(tǒng)采用六足的混合隔離支撐結(jié)構(gòu)，它同時(shí)提供被動(dòng)和主動(dòng)阻尼隔離，

目前，商業(yè)用控制力矩陀螺主要來自于Honeywell公司和EADS Astrium-Teldix公司。World-View-1、2和Pleiades-HR觀測(cè)衛(wèi)星均采用了控制力矩陀螺作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，且應(yīng)用了整體隔振的隔振技術(shù)，可將旋轉(zhuǎn)部件產(chǎn)生的振動(dòng)降至很低的水平。

5 微振動(dòng)仿真測(cè)試試驗(yàn)床

微振動(dòng)仿真測(cè)試試驗(yàn)床是在上述理論研究基礎(chǔ)上，以物理仿真手段，通過高精度復(fù)雜航天器微振動(dòng)建模與抑制性能評(píng)價(jià)地面試驗(yàn)床的開發(fā)與研制，實(shí)現(xiàn)對(duì)微振動(dòng)建模理論的驗(yàn)證、微振動(dòng)抑制理論算法及硬件隔振手段有效性與指標(biāo)的考察。該系統(tǒng)研制中應(yīng)充分考慮系統(tǒng)集成、試驗(yàn)系統(tǒng)的通用性，建立一套微振動(dòng)建模、測(cè)量及抑制性能的評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)。

微振動(dòng)集成建模技術(shù)在各類高精度航天器設(shè)計(jì)分析中應(yīng)用廣泛。1993年立項(xiàng)的空間干涉任務(wù)POINTS和1995年航天飛機(jī)干涉實(shí)驗(yàn)SITE不同程度借鑒了集成建模的觀念。1999年麥道航空公司將這套方法用于地球觀測(cè)系統(tǒng)（EOS）的分析和設(shè)計(jì)。2002年Ball Aerospace利用MATLAB開發(fā)了集成望遠(yuǎn)鏡模型（ITM），對(duì)空間望遠(yuǎn)鏡進(jìn)行建模分析。近年來，微振動(dòng)集成建模與綜合評(píng)估技術(shù)還廣泛用于高分辨率地面望遠(yuǎn)鏡的建模分析，如30m望遠(yuǎn)鏡（TMT）和超大望遠(yuǎn)鏡干涉儀（VLTI）。為驗(yàn)證微振動(dòng)集成建模與綜合評(píng)估技術(shù)的正確性并研究微振動(dòng)控制系統(tǒng)的有效性，各研究機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)了大量的實(shí)驗(yàn)設(shè)備。規(guī)模較大、較成熟的有Honeywell公司的衛(wèi)星控制實(shí)驗(yàn)臺(tái)、JPL的高精度干涉實(shí)驗(yàn)臺(tái)和SSL的起源實(shí)驗(yàn)臺(tái)。

5.1 Honeywell公司的衛(wèi)星控制實(shí)驗(yàn)臺(tái)

在研制低軌激光通信衛(wèi)星過程中，Honeywell公司利用衛(wèi)星控制實(shí)驗(yàn)臺(tái)驗(yàn)證振動(dòng)控制技術(shù)能否滿足對(duì)指向和相角精度的要求。

實(shí)驗(yàn)臺(tái)長(zhǎng)4.57m，由9塊邊長(zhǎng)0.51m的正方體桁架結(jié)構(gòu)組成；桁架梁為直徑0.038m，厚0.889mm的鋁管，連接點(diǎn)為直徑0.051m 的鋁球；整個(gè)結(jié)構(gòu)懸掛在天花板上。在結(jié)構(gòu)兩端分別安裝兩塊0.025m厚鋁蜂窩板，其中心可附加質(zhì)量塊調(diào)整結(jié)構(gòu)質(zhì)量。實(shí)驗(yàn)初期利用信號(hào)發(fā)生器和激振器模擬反作用輪組的擾動(dòng)，后期使用真實(shí)的反作用輪組。利用高精度望遠(yuǎn)鏡仿真設(shè)備測(cè)量系統(tǒng)光學(xué)輸出。

5.2 JPL的高精度干涉實(shí)驗(yàn)臺(tái)

針對(duì)空間干涉任務(wù)（SIM），JPL從20世紀(jì)80年代末開始研制了一系列實(shí)驗(yàn)臺(tái)，包括Micro-arcsecond Metrology Testbed （MAM）、MAM ＋、MAM ＋ ＋、Thermo-Opto-Mechanical Testbed（TOM）、System Testbed-1（STB-1）和 STB-3。STB-3進(jìn)一步發(fā)展成高精度干涉實(shí)驗(yàn)臺(tái)MPI。

MPI的尺寸和功能與SIM相同，在地面達(dá)到10nm量級(jí)的光學(xué)干涉成像。MPI為7m×7m×6.5m的桁架結(jié)構(gòu)。桁架梁為薄殼6061-T6鋁管，通過鋁蜂窩板支撐光學(xué)元件。反作用輪安裝在橋臂和塔架相交部位。在桁架外懸掛一激光發(fā)生器，模擬星光。通過右側(cè)橋臂上的光學(xué)元件形成參考光路，在另一個(gè)橋臂上形成外部光路。桁架結(jié)構(gòu)基頻約7.7Hz，模態(tài)阻尼比約1%。通過懸掛和氣墊彈簧，其剛體模態(tài)頻率小于0.1Hz。

5.3 SSL的起源實(shí)驗(yàn)臺(tái)

為驗(yàn)證集成建模分析技術(shù)，SSL開發(fā)了起源實(shí)驗(yàn)臺(tái)（OT）。

OT為同一平面內(nèi)4個(gè)成90°的橋臂組成的桁架結(jié)構(gòu)。鋁合金桁架梁外徑9.53mm、厚1.47mm，通過鋁合金球連接。橋臂的桁架梁組成正方形地面的金字塔形狀。每個(gè)橋臂距實(shí)驗(yàn)臺(tái)中心1.375m。在橋臂面上為一個(gè)高2m的塔架，與橋臂桁架相同。整個(gè)結(jié)構(gòu)通過螺栓連接在一鋁框架上。桁架構(gòu)成實(shí)驗(yàn)臺(tái)的光學(xué)部分，鋁框架構(gòu)成實(shí)驗(yàn)臺(tái)的控制部分。激光干涉儀的3個(gè)通道可高精度測(cè)量高頻光程差。2個(gè)固定于天花板上的平面鏡提供外部參考。用CCD記錄激光光斑位置以測(cè)量系統(tǒng)指向性能。實(shí)驗(yàn)臺(tái)測(cè)得的信息包括轉(zhuǎn)角、角速度、光學(xué)相角和指向。實(shí)時(shí)控制計(jì)算機(jī)收集姿態(tài)敏感器采集的姿態(tài)信息并產(chǎn)生穩(wěn)定姿態(tài)的命令信號(hào)，形成控制系統(tǒng)閉環(huán)回路。

5.4 國(guó)內(nèi)研究現(xiàn)狀

為實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證主動(dòng)控制下的微振動(dòng)平臺(tái)的減振效果，上海交通大學(xué)微振動(dòng)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室搭建微振動(dòng)控制實(shí)驗(yàn)平臺(tái)，采用Filtered-X LMS的自適應(yīng)控制方法進(jìn)行控制。以液壓振動(dòng)臺(tái)為振源，通過連接桿上的作動(dòng)器抑制振動(dòng)傳遞，控制過程由NI公司的實(shí)時(shí)控制器實(shí)現(xiàn)。

實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)主要由作動(dòng)器、加速度傳感器、信號(hào)源、控制器、信號(hào)放大器、功率放大器和動(dòng)態(tài)信號(hào)分析儀等組成。

6 結(jié)束語

為提高撓性衛(wèi)星姿態(tài)控制精度，給光學(xué)、試驗(yàn)等載荷提供超靜超穩(wěn)平臺(tái)。在該領(lǐng)域的后期研究中需以動(dòng)力學(xué)建模與評(píng)估為基礎(chǔ)，通過深入開展高頻微振動(dòng)抑制與隔離技術(shù)的研究，以微振動(dòng)測(cè)試與地面仿真測(cè)試方法為驗(yàn)證手段，建立航天器微振動(dòng)測(cè)量、隔離、抑制技術(shù)的基礎(chǔ)理論，突破以下關(guān)鍵技術(shù)：航天器微振動(dòng)環(huán)境干擾源的清理與振動(dòng)特性分析；建立具有高精度、高效率、通用性特點(diǎn)的集成動(dòng)力學(xué)建模與評(píng)估體系；針對(duì)不同的微振動(dòng)干擾源，深入研究航天器微振動(dòng)控制抑制策略，形成微振動(dòng)隔離與抑制的理論基礎(chǔ)；構(gòu)建航天器微振動(dòng)測(cè)量、隔離、抑制策略技術(shù)通用地面半物理仿真測(cè)試平臺(tái)。目前，微振動(dòng)測(cè)試與隔離技術(shù)在我國(guó)尚處于初級(jí)理論研究階段，高精度高穩(wěn)定平臺(tái)要求與我國(guó)目前的技術(shù)水平存在較大差異，相信通過以上理論研究與關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，將建立完整的理論體系，提高我國(guó)的衛(wèi)星姿態(tài)控制能力，為實(shí)現(xiàn)高分觀測(cè)、高精度空間指向、交會(huì)對(duì)接等空間任務(wù)提供技術(shù)支持。

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