高靈敏度空間光學(xué)載荷在軌微振動隔振系統(tǒng)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證

范斌 段鵬飛 于起峰

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高靈敏度空間光學(xué)載荷在軌微振動隔振系統(tǒng)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證

范斌1,2段鵬飛2于起峰1

（1 國防科技大學(xué)，長沙410073）（2 北京空間機(jī)電研究所，北京 100094）

衛(wèi)星在軌飛行由于有動量輪等活動部件導(dǎo)致有微振動。一般載荷對微振動不敏感，但是高靈敏度的空間光學(xué)載荷，比如說亞米分辨率相機(jī)、時(shí)間調(diào)制干涉光譜儀等對微振動非常敏感。微振動會造成性能下降，甚至任務(wù)失敗，因此微振動隔振系統(tǒng)設(shè)計(jì)是在軌高靈敏度載荷的關(guān)鍵技術(shù)之一。文章以某型號干涉儀為研究背景，系統(tǒng)研究了微振動對敏感載荷的影響、微振動振源的特性分析、微振動的隔振設(shè)計(jì)、地面試驗(yàn)驗(yàn)證等一系列問題。微振動對干涉儀敏感載荷影響的研究表明，干涉儀能夠承受的加速度量級為1.0′10–2n。采用考慮衛(wèi)星傳遞影響的全鏈路仿真方法對衛(wèi)星微振動振源的幅值進(jìn)行了分析，結(jié)果表明干涉儀安裝位置的微振動幅值為2.4′10–2n，超過了其承受能力，需要采用隔振系統(tǒng)保證干涉儀在軌工作環(huán)境。進(jìn)一步的擾振源擾振特性測試明確了微振動的頻率，并以此為依據(jù)開展了隔振系統(tǒng)的設(shè)計(jì)；最終的地面微振動試驗(yàn)結(jié)果表明，隔振系統(tǒng)有效地保證了干涉儀的星上振動環(huán)境，從而驗(yàn)證了隔振系統(tǒng)設(shè)計(jì)的正確性和有效性。

敏感性分析 微振動振源特性 隔振系統(tǒng) 微振動試驗(yàn) 高靈敏度光學(xué)載荷

0 引言

光學(xué)載荷在軌工作時(shí)，成像或探測性能會受到諸多方面因素的影響。衛(wèi)星平臺在軌由于調(diào)整姿態(tài)（動量輪變速轉(zhuǎn)動或噴氣等）、指向控制以及調(diào)整太陽翼等運(yùn)動，都會產(chǎn)生微振動。根據(jù)國內(nèi)外開展的遙感衛(wèi)星的振源分析和振動測試，衛(wèi)星結(jié)構(gòu)微振動具有量級低，而頻率范圍寬的特點(diǎn)，對星上一般設(shè)備工作無影響，但通過結(jié)構(gòu)傳遞到敏感的光學(xué)載荷，會引起光學(xué)載荷系統(tǒng)的響應(yīng)，導(dǎo)致敏感部件的變化，并最終導(dǎo)致成像探測性能下降[1]。

高靈敏度空間光學(xué)載荷主要包括長焦距、大口徑、高指向精度的高分辨率成像相機(jī)，以及高光譜分辨率的干涉光譜儀等。雖然不同空間光學(xué)載荷的工作體制不同，微振動對系統(tǒng)性能影響不同，但是對微振動影響的分析及設(shè)計(jì)思路是相同的：首先結(jié)合載荷自身特點(diǎn)進(jìn)行微振動影響的敏感性分析，得到載荷微振動的敏感度，同時(shí)進(jìn)行衛(wèi)星平臺振源特性的分析和測試，然后在此基礎(chǔ)上利用減振理論和方法針對性地解決微振動帶來的影響或問題，并在地面進(jìn)行必要的專項(xiàng)試驗(yàn)驗(yàn)證。本論文就是以某時(shí)間調(diào)制干涉光譜儀[2]型號為背景，運(yùn)用上述研究方法，系統(tǒng)研究了微振動對干涉儀的影響、在軌微振動的振源特性、微振動的隔振設(shè)計(jì)以及地面試驗(yàn)驗(yàn)證。

1 微振動對時(shí)間調(diào)制干涉儀的影響

時(shí)間調(diào)制干涉光譜儀是最近幾年我國開始研發(fā)的空間應(yīng)用高光譜分辨率光學(xué)載荷，可以精確獲取探測對象的光譜信息，廣泛應(yīng)用于大氣、海洋探測，氣候變化等一系列科學(xué)問題的研究。光譜儀的核心部件是時(shí)間調(diào)制干涉儀，結(jié)構(gòu)如圖1所示，通過擺臂帶動兩個(gè)角鏡的擺動實(shí)現(xiàn)光程差（Optical Path Difference，OPD）的掃描[3-4]，實(shí)現(xiàn)對被測光束時(shí)間上的調(diào)制，從而獲得被測光束的干涉信號；再利用電子電路對干涉信號進(jìn)行傅里葉逆變換，得到被測光束的光譜信息。

圖1 干涉儀結(jié)構(gòu)

記干涉儀擺臂的回轉(zhuǎn)半徑為，擺臂繞著轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)的角度為，則干涉儀的光程差為[5-6]

=4′sin,∈{,} （1）

由此光程差速度為

=()=4′cos()′() （2）

干涉信號直接決定了光譜圖的品質(zhì)。高精度的光譜探測對干涉儀光程差速度的穩(wěn)定性有著極高的要求，穩(wěn)定性指標(biāo)一般采用光程差速度穩(wěn)定度來定量描述，定義為(1-)，是干涉儀在有效光程范圍內(nèi)所有光程差速度采樣的標(biāo)準(zhǔn)差與均值的比值。干涉儀光程差速度穩(wěn)定度的要求是≥99%，即＜1%。

理論上，干涉儀擺臂的擺動完全是由機(jī)構(gòu)控制系統(tǒng)來操縱的，當(dāng)然其速度穩(wěn)定性也完全是由機(jī)構(gòu)控制系統(tǒng)來保證的。衛(wèi)星上的動量輪等多個(gè)振動源會影響速度穩(wěn)定性[7]，而控制系統(tǒng)一般不具備識別并克服周邊環(huán)境帶來影響的能力?？紤]到星上振動的復(fù)雜性和不確定性，擺臂的擺動可以理解成為是控制系統(tǒng)的操縱與微振動引起的結(jié)構(gòu)響應(yīng)的疊加。如果進(jìn)一步假設(shè)這種疊加是線性的[8]，即

()=c()+d() （3）

式中c()表示機(jī)構(gòu)控制系統(tǒng)下的擺角；d()則表示微振動引起的擺角。

則干涉儀擺臂擺動角速度為

將式（3）~（4）代入式（1），此時(shí)干涉儀擺臂的光程差為

()=4′sin[c()+d()] （5）

這時(shí)的干涉儀光程差速度就能夠表示為

=()=4×cos[c()+d()]×[c()+d()] （6）

可以看到，微振動影響下光程差速度是4個(gè)與時(shí)間相關(guān)變量的函數(shù)。想要定量判斷微振動對干涉儀性能的影響，只需利用上式（6）得出的穩(wěn)定性結(jié)果即可。

其中，機(jī)構(gòu)控制系統(tǒng)下干涉儀擺臂擺動的角度c()和角速度c()可以通過光程差及其速度的定義推導(dǎo)得到。根據(jù)式（2）有

式中是常數(shù)。定義=0時(shí)，干涉儀擺臂位于角行程零位，即=0，有=0。因此機(jī)構(gòu)控制系統(tǒng)下干涉儀擺臂擺動的角度c()為

（8）

而微振動引起的干涉儀擺臂擺動的角度響應(yīng)d()和角速度響應(yīng)d()可以利用干涉儀結(jié)構(gòu)的有限元模型（如圖2），在安裝耳施加微振動激勵(lì)邊界條件，通過離散時(shí)域響應(yīng)求解得到，即得到d(t)和d(t)，=1，2，3，…，，其中為有限元時(shí)域離散的總時(shí)刻數(shù)。

（a）干涉儀結(jié)構(gòu)有限元模型 （b）離散時(shí)域分析結(jié)果

（a）Finite element model of the interferometer （b）Analysis results in discrete time domain

圖2 微振動引起干涉儀擺臂的角度和角速度

Fig.2 The angle and angular velocity induced by micro-vibration

將d(t)、d(t)以及式（8）~（9）代入式（6），能夠得到離散時(shí)域下的干涉儀擺臂光程差速度(t)，于是可以得到：光程差速度的均值，光程差速度的標(biāo)準(zhǔn)差，光程差速度穩(wěn)定度為。

選取5Hz、15Hz、60Hz、275Hz、500Hz等不同頻率，以及0.5′10–2n、1′10–2n、1.5′10–2n等不同幅值的匹配組合作為微振動激勵(lì)，對干涉儀進(jìn)行微振動影響下的光程差速度穩(wěn)定度分析，主要的計(jì)算結(jié)果如表1所示。

表1 微振動條件下干涉儀光程差速度穩(wěn)定度分析結(jié)果

Tab.1 Some analysis results of interferometer OPD speed stability under micro-vibration

分析上述結(jié)果可以發(fā)現(xiàn)，在微振動激振頻率5Hz~500Hz范圍內(nèi)，當(dāng)干涉儀安裝位置處微振動加速度時(shí)域峰峰值不超過1′10–2n時(shí)，光程差速度穩(wěn)定度就能夠滿足≥99%的要求。

為了驗(yàn)證分析的有效性，設(shè)計(jì)了敏感性測試試驗(yàn)，如圖3?？己酥笜?biāo)除了干涉儀擺臂機(jī)構(gòu)的光程差速度穩(wěn)定度，還有干涉儀的相對光譜穩(wěn)定度。根據(jù)光譜探測的性能指標(biāo)要求，干涉儀正常工作時(shí)的相對光譜穩(wěn)定度需要小于百萬分之1（即1′10–6），而微振動引起光程差速度失穩(wěn)后會直接導(dǎo)致光譜穩(wěn)定度的下降。試驗(yàn)過程中，干涉儀及其前光學(xué)系統(tǒng)通過連接工裝安裝在激振臺上，激振過程中利用各時(shí)刻擺臂速度的一致情況來考核干涉儀的光程差速度穩(wěn)定度，并利用干涉儀對激光器所產(chǎn)生單色光的光譜響應(yīng)情況來考核光譜響應(yīng)的穩(wěn)定度。

圖3 干涉儀微振動影響敏感性驗(yàn)證試驗(yàn)

激振頻率的范圍包絡(luò)了5Hz~500Hz，激振量級起點(diǎn)為0.8′10–2n，逐頻率、逐量級激振測試，以明確干涉儀失穩(wěn)的敏感度。不同的激振頻率和量級組合出多種工況，主要的試驗(yàn)情況如表2所示。

表2 微振動敏感性試驗(yàn)結(jié)果

Tab.2 Some results of micro-vibration influence sensitivity test

從表2可以看到，激勵(lì)幅值小于1.0′10–2n時(shí)，微振動5~500Hz全頻域條件下干涉儀的擺臂速度穩(wěn)定度和光譜穩(wěn)定度都能夠滿足穩(wěn)定性要求，表明干涉儀在5~500Hz頻域內(nèi)能夠承受的最大時(shí)域峰峰值為1.0′10–2n，這與分析結(jié)論的數(shù)量級一致。

2 振源特性分析

在軌微振動在星上主要振源處產(chǎn)生，經(jīng)過星上結(jié)構(gòu)傳遞至光譜載荷安裝位置，再經(jīng)過光譜載荷安裝底板及干涉儀自身結(jié)構(gòu)傳遞，最終影響干涉儀光機(jī)結(jié)構(gòu)運(yùn)動的穩(wěn)定性?？紤]到微振動傳遞路徑對振動幅值的放大作用，對干涉儀進(jìn)行上述全鏈路微振動影響仿真分析，結(jié)果表明，載荷安裝位置加速度時(shí)域峰峰值為2.4′10–2n，顯著超出了干涉儀的承受能力，需要通過減振手段來保證干涉儀的在軌力學(xué)環(huán)境。

同時(shí)，全鏈路微振動影響仿真分析的頻域結(jié)果也表明平臺的動量輪是主要擾振源?？紤]到隔振系統(tǒng)隔振效果對系統(tǒng)隔振頻率的敏感性，以及干涉儀穩(wěn)定性對擾動頻率的敏感性，對其所在平臺使用的各動量輪的輸出擾振力頻率特性進(jìn)行了測試。測試過程中，動量輪固定安裝在“六維廣義力測試平臺”上，平臺底部安裝有若干力傳感器，能夠獲取平臺臺面上的動態(tài)擾振，并計(jì)算分解出空間方向上三個(gè)維度的動態(tài)擾振力和力矩。動量輪工作時(shí)產(chǎn)生的偏心擾動被測試平臺傳感器獲取，并以空間三個(gè)獨(dú)立維度的力與力矩的形式輸出。圖4給出了某動量輪的測試布局，以及測得的該動量輪工作過程中某方向上輸出擾振力的頻譜圖。

（a）測試動量輪 （b）動量輪擾振分量測試結(jié)果

測試的大動量輪的最低工作轉(zhuǎn)速3 600r/min，對應(yīng)的激勵(lì)頻率是60Hz。但在測試中發(fā)現(xiàn)，大動量輪存在幅值較高的0.6倍頻的激振力分量，對應(yīng)的激振頻率約36Hz。小動量輪的工作轉(zhuǎn)速在–2 400r/min~ 900r/min之間，對應(yīng)的激振力頻率在0~40Hz之間，典型的擾振頻率有：最大轉(zhuǎn)速2 400r/min下的40Hz激振力分量，以及轉(zhuǎn)速900r/min即15Hz激振力分量。通過動量輪測試，掌握了大動量輪36Hz和60Hz、小動量輪15Hz和40Hz的具有大幅值擾振力輸出的頻率。

3 微振動影響解決方案

隔振技術(shù)是一種有效的振動控制技術(shù)，它是在振源與振動敏感對象之間串加一個(gè)子系統(tǒng)來隔離振動的直接傳遞[9]。隔振技術(shù)同樣適用于微振動的控制。工程上利用隔振技術(shù)設(shè)計(jì)隔振系統(tǒng)，干涉儀隔振系統(tǒng)由四個(gè)隔振器和四個(gè)阻尼器組成，每個(gè)隔振器布局在監(jiān)測載荷底板的四邊，每個(gè)阻尼器布局在底板的四個(gè)端角，如圖5所示。

圖5 載荷干涉儀減振方案

隔振器的核心指標(biāo)是隔振頻率n，根據(jù)低通濾波的被動隔振原理[10-11]，隔振頻率越低，高頻減振越明顯，因此理想情況隔振頻率應(yīng)低至0Hz。然而實(shí)際工程中，載荷的隔振頻率需要避讓太陽翼、數(shù)據(jù)天線等衛(wèi)星上懸臂結(jié)構(gòu)的固有低頻，隔振頻率通常會在大于5~10倍星上最高固有低頻與小于倍最低振源頻率的范圍之間選取[12-14]。根據(jù)隔振系統(tǒng)傳遞率關(guān)系，如式（10）

式中為傳遞率，是響應(yīng)幅值與輸入激勵(lì)幅值的比值；為任意頻率位置，此處主要針對小動量輪的擾振低頻分量15Hz；n為隔振系統(tǒng)隔振頻率；為阻尼比，對于金屬隔振器可取值0.05。

保證小動量輪為15Hz激勵(lì)頻率處沒有放大，即為1時(shí)的隔振頻率n約為10.6Hz。在本方案隔振頻率n取5Hz，能夠保證為15Hz處不大于0.15，即15Hz頻率位置上不低于85%的隔振效果。

干涉儀隔振器結(jié)構(gòu)如圖6所示，其中隔振彈簧是隔振器的關(guān)鍵，其鏤空結(jié)構(gòu)直接決定了系統(tǒng)隔振頻率，其它結(jié)構(gòu)組成還包括分別與光譜載荷和衛(wèi)星艙板連接的上、下轉(zhuǎn)接座，以及防止在軌傾覆的限位裝置等。

圖6 隔振器結(jié)構(gòu)組成

對隔振器引入后載荷結(jié)構(gòu)的動力學(xué)特征，以及隔振器中高頻段的隔振效率進(jìn)行預(yù)估。隔振器在軌釋放后載荷（隔振系統(tǒng)）的模態(tài)及特征頻率見表3。

表3 隔振系統(tǒng)模態(tài)頻率

Tab.3 Modal frequencies of the micro-vibration isolation system

隔振系統(tǒng)前六階頻率集中在5Hz~11Hz，模態(tài)表現(xiàn)為載荷的剛體位移特征。第七階模態(tài)表現(xiàn)為載荷自身結(jié)構(gòu)特征。由此可以判定，5Hz為隔振器的隔振頻率，隔振頻率帶寬約6Hz。

以隔振裝置底端安裝面為輸入，以干涉儀安裝位置為輸出，計(jì)算六自由度結(jié)構(gòu)傳遞率。從圖7可以看到，隔振器從13Hz左右開始具有隔振效果，在100Hz處可以提供約97%的衰減。

圖7 隔振器六自由度傳遞率

阻尼器的核心是臨界阻尼比，根據(jù)式(10)可以繪制不同對減振過程的振動傳遞率曲線（如圖8）。其中頻率比為任意頻率與隔振系統(tǒng)隔振頻率n之間的比值?？梢钥吹?，高值會顯著抑制低頻共振，但會影響中高頻的減振效率，反之效果相反[9,15]。阻尼值的選取需要保證隔振器低頻引入的以及各星上擾源傳遞過后的振動幅值都要低于干涉儀能夠承受的最大值。經(jīng)過優(yōu)化和權(quán)衡，本方案阻尼器取值0.2。

干涉儀阻尼器采用電磁阻尼技術(shù)，基于楞次定理[16-17]，由作用導(dǎo)電體組件、永磁體組件及磁密封殼組成（如圖9）。作用導(dǎo)電體組件的導(dǎo)體為銅合金材料，永磁體為稀土永磁材料。作用導(dǎo)電體組件與監(jiān)測載荷連接，永磁體組件則與衛(wèi)星結(jié)構(gòu)固定，當(dāng)監(jiān)測載荷與星體結(jié)構(gòu)發(fā)生相對運(yùn)動時(shí)，導(dǎo)體在永磁體產(chǎn)生的磁場中運(yùn)動，導(dǎo)體內(nèi)形成電渦流從而產(chǎn)生阻尼力，將相對運(yùn)動的機(jī)械能轉(zhuǎn)換為內(nèi)能。此外，為了減小永磁體對星體姿態(tài)等的影響，采用軟鐵材料制成密封殼以實(shí)現(xiàn)磁密封。

圖8 振動傳遞率的臨界阻尼比敏感性曲線

圖9 電磁阻尼器結(jié)構(gòu)

4 地面試驗(yàn)驗(yàn)證

隔振系統(tǒng)研制完成后，需要在地面對其功能和性能進(jìn)行全面和充分的試驗(yàn)驗(yàn)證[14-15]。研制工作完成后，光譜載荷隨整星參加了系統(tǒng)級的微振動試驗(yàn)，對無、有隔振系統(tǒng)兩種狀態(tài)系統(tǒng)地進(jìn)行了測試。試驗(yàn)布局如圖10所示，衛(wèi)星結(jié)構(gòu)通過彈簧懸吊處于零重力狀態(tài)，模擬在軌失重，而卸載支撐在保證不施加附加約束的同時(shí)，提供必要的安全限位。有隔振系統(tǒng)測試時(shí)，干涉儀也通過彈簧懸吊處于零重力狀態(tài)，此時(shí)干涉儀隔振系統(tǒng)處于在軌零重力的工作狀態(tài)。

圖10 整星微振動試驗(yàn)布局

無、有隔振系統(tǒng)兩種狀態(tài)的主要試驗(yàn)結(jié)果見圖11。

（a）干涉儀結(jié)構(gòu)件安裝位置時(shí)域加速度 （b）干涉儀結(jié)構(gòu)件安裝位置頻域加速度

（a）干涉儀結(jié)構(gòu)件安裝位置時(shí)域加速度 （b）干涉儀結(jié)構(gòu)件安裝位置頻域加速度

根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，系統(tǒng)的隔振頻率為5Hz，干涉儀加速度時(shí)域響應(yīng)峰峰值0.8′10–2n，頻域最大幅值0.055′10–2n，結(jié)果均滿足指標(biāo)要求。

5 結(jié)束語

在軌微振動對高靈敏度載荷有很大影響。本論文以某型號的時(shí)間調(diào)制干涉儀為研究對象，分析了微振動對干涉儀性能的影響，得到了干涉儀對微振動的敏感度；同時(shí)進(jìn)行了振源特性，以及傳遞路徑對微振動幅值放大的全鏈路微振動影響仿真分析，并通過振源特性測試發(fā)現(xiàn)了動量輪存在次諧波的現(xiàn)象，明確了系統(tǒng)隔振頻率需要考慮次諧波的影響；然后根據(jù)干涉儀的敏感度和振源特性，設(shè)計(jì)了隔振頻率5Hz的被動隔振器和阻尼器，并通過仿真分析與試驗(yàn)測試驗(yàn)證了隔振設(shè)計(jì)的有效性。

隨著我國高分辨率空間遙感以及定量化空間遙感需求的發(fā)展，微振動影響分析及解決將成為越來越多空間光學(xué)載荷面臨的問題。本文的研究方法和研究結(jié)果對高靈敏度空間光學(xué)載荷在軌微振動問題的分析和解決具有重要指導(dǎo)和參考意義。

[1] 張慶君, 王光遠(yuǎn), 鄭鋼鐵. 光學(xué)遙感衛(wèi)星微振動抑制方法及關(guān)鍵技術(shù)[J]. 宇航學(xué)報(bào), 2015, 36(2): 125-132. ZHANG Qingjun, WANG Guangyuan, ZHENG Gangtie. Micro-vibration Attenuation Methods and Key Techniques for Optical Remote Sensing Satellite[J]. Journal of Astronautics, 2015, 36(2): 125-132. (in Chinese)

[2] 巫曉麗, 范東棟, 王平. 空間大氣成分探測傅里葉變換紅外光譜儀[J]. 航天返回與遙感, 2007, 28(2): 15-20.WU Xiaoli, FAN Dongdong, WANG Ping. Fourier-transform Infrared Spectrometer for Space Atmospheric Component Detecting[J]. Spacecraft Recovery and Remote Sensing, 2007, 28(2): 15-20. (in Chinese)

[3] GIROUX J, MOREAU L, GIRARD G, et al. Technological Evolutions on the FTS Instrument for Follow-on Mission to SCISAT Atmospheric Chemistry Experiment[J]. Proceedings of SPIE, 2010, 7826: 7826-1A.

[4] SUTO H, KUZE A, SHIOMI K, et al. On Orbit Status of TANSO-FTS on GOAST[J]. Proceedings of SPIE, 2010, 7826: 7826-04.

[5] GOM B, NAYLOR D. Testing Results and Current Status of FTS-2, an Imaging Fourier Transform Spectrometer for SCUBA-2[J]. Proceedings of SPIE, 2010, 7741: 77412E-1.

[6] CHATEAUNEUF F, FORTIN S, FRIGON C, et al. ACE-FTS Test Results and Performance[J]. Proceedings of SPIE, 2002, 4814: 82-90.

[7] 范東棟, 白紹竣. 微振動對星載傅里葉變換光譜儀的影響分析[J]. 航天返回與遙感, 2013, 34(4): 59-65.FAN Dongdong, BAI Shaojun. Influence of Micro-vibration on Space-borne Fourier Transform Spectrometer[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2013, 34(4): 59-65. (in Chinese)

[8] 段鵬飛, 李明, 徐彭梅. 微振動對干涉儀運(yùn)動機(jī)構(gòu)均勻性的影響分析[J]. 航天返回與遙感, 2013, 35(6): 44-50. DUAN Pengfei, LI Ming, XU Pengmei. Influence on Velocity Uniformity of Interferometer Mechanism of Micro-vibration[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2013, 35(6): 44-50. (in Chinese)

[9] 嚴(yán)濟(jì)寬. 機(jī)械振動隔離技術(shù)[M]. 上海: 上?？茖W(xué)技術(shù)文獻(xiàn)出版社, 1985.YAN Jikuan. Mechanical Vibration Isolation[M]. Shanghai: Shanghai Science and Technology Literature Press, 1985. (in Chinese)

[10] 關(guān)新, 王光遠(yuǎn), 梁魯, 等. 空間相機(jī)低頻隔振系統(tǒng)及試驗(yàn)驗(yàn)證[J]. 航天返回與遙感, 2011, 32(6): 53-61. GUAN Xin, WANG Guangyuan, LIANG Lu, et al. Experimental Demonstration of a Low Frequency Isolation System for High Resolution Optical Payload[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2011, 32(6): 53-61. (in Chinese)

[11] 段鵬飛, 雷文平. 發(fā)射主動段空間相機(jī)隔振技術(shù)研究[J]. 航天器工程, 2014, 23(4): 39-45. DUAN Pengfei, LEI Wenping. On the Vibration Isolation for Space Camera During Launching [J]. Spacecraft Engineering, 2014 23(4): 39-45. (in Chinese)

[12] 鄭鋼鐵, 梁魯, 王光遠(yuǎn), 等. 遙感衛(wèi)星動力學(xué)問題系統(tǒng)解決方法和裝置[C]// 2011年小衛(wèi)星技術(shù)交流會, 北京: 航天東方紅衛(wèi)星有限公司, 2011, 9. ZHENG Gangtie, LIANG Lu, WANG Guangyuan, et al. Solutions and Devices on the Dynamics of Remote Sensor Satellite[C]// Conference on the Minisatellite Technology 2011, Beijing: Aerospace Dongfanghong Satellite Co., Ltd, September, 2011. (in Chinese)

[13] COBB R G, SULLIVAN J M, DAS A, et al. Vibration Isolation and Suppression System for Precision Payload in Space[J]. Smart Materials and Structures, 1999,8(6): 798-812.

[14] ANDERSON E H, FUMO J P, ERWIN R S. Satellite Ultraquiet Isolation Technology Experiment (SUITE)[C]//IEEE Aerospace Conference Proceeding, 19-25, March 2000, Big Sky, Montana.

[15] 劉明輝, 梁魯, 白紹竣, 等. 阻尼柔性連接在衛(wèi)星結(jié)構(gòu)中的綜合應(yīng)用研究[J]. 宇航學(xué)報(bào), 2009, 30(1): 293-298. LIU Minghui, LIANG Lu, BAI Shaojun, et al. Research into the Integrative Application of Damped Flexible Connector in Spacecraft Structures[J]. Journal of Astronautics, 2009, 30(1): 293-298. (in Chinese)

[16] MATSUZAKI Y, ISHIKUBO Y, KAMITA T, et al. Vibration Control System Using Electromagnetic Forces[J]. Journal of Intelligent Material Systems and Structures, 1997, 8(9): 751-756.

[17] CSAEngineering Inc. Permanent Magnet and Electromechanical Devices, Materials, Analysis and Applications [EB/OL]. [2015-09-20]. http://www.csaengineering.com.

[18] 王光遠(yuǎn), 田景峰, 趙煜, 等. 整星微振動試驗(yàn)方法及關(guān)鍵技術(shù)研究[C]// 第三屆高分辨率對地觀測學(xué)術(shù)年會, 北京: 中國科學(xué)院重大科技任務(wù)局, 2014. WANG Guangyuan, TIAN Jingfeng, ZHAO Yu, et al. Methods and Key Technologies on the Satellite Micro-vibration Test[C]// Annual Conference on High Resolution Earth Observation 2014, Beijing: Bureau of Major R & D Programs, Chinese Academy of Science, December, 2014. (in Chinese)

[19] 龐世偉, 潘騰, 毛一嵐, 等. 某型號衛(wèi)星微振動試驗(yàn)研究及驗(yàn)證[J]. 航天器環(huán)境工程, 2016, 33(3): 305-311. PANG Shiwei, PAN Teng, MAO Yilan, et al. Study and Verification of Micro-vibration Test for a Satellite[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2016, 33(3): 305-311. (in Chinese)

（編輯：毛建杰）

Design and Verify of the Micro-vibration Isolation System for a Space-born High Sensitivity Optical Payload

FAN Bin1,2DUAN Pengfei2YU Qifeng1

（1 National University of Defense Technology, Changsha 410073, China）（2 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）

The movement of the moving parts in the satellite such as the momentum wheel can result in micro-vibration on orbit, which will be very harmful to the high sensitivity optical payloads, which included the sub-meter resolution camera and Fourier transform spectrometer. Micro-vibration can degrade the system performance and even lead to the failure of the mission. Therefore, the micro-vibration isolation system has been one of the key technologies in the high sensitivity optical payloads . In this paper, an interferometer is used as the research background, many problems in the micro-vibration isolation were discussed, including the impact of the micro-vibration on the payload, the characteristics of the micro-vibration sources, and isolation design and ground verification for the micro-vibration. The maximum acceleration level that the payload can survive, about 1′10–2n, was obtained by the micro-vibration sensitivity analysis. Meanwhile, the actual acceleration level at the mounting interface of the payload, computed by the coupled structural dynamic analysis considering the whole micro-vibration transfer path, was about 2.4′10–2n, nearly twice of the allowable value. The analysis results showed that isolation system is necessary for the payload. More tests were executed to distinguish the micro-vibration frequencies, and then isolation system was designed. Ground test based on the payload platform was done, and the results showed the rationality and the validity of the isolation system design.

sensitivity analysis, characteristics of micro-vibration source, micro-vibration isolation system,micro-vibration test, high sensitivity optical payload

V414.3+3;V443+.5

A

1009-8518(2017)04-0064-10

10.3969/j.issn.1009-8518.2017.04.008

范斌，女，1972年生，1993年獲西北工業(yè)大學(xué)學(xué)士學(xué)位，2000年獲北京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位，現(xiàn)為國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航空宇航科學(xué)與技術(shù)專業(yè)博士研究生，研究員。研究方向?yàn)轱w行器光測與視覺導(dǎo)航。E-mail：fanbin508@163.com。

2017-03-16