張 偉，趙艷彬，廖 鶴，趙洪波

（上海衛(wèi)星工程研究所，上海 200240）

0 引言

隨著高分辨率對(duì)地觀測(cè)、大比例尺立體測(cè)繪、激光通信、深空觀測(cè)等未來(lái)先進(jìn)航天器搭載的有效載荷越來(lái)越精密，對(duì)衛(wèi)星平臺(tái)提出了超高指向精度、超高穩(wěn)定度（雙超）的需求［1－5］。如未來(lái)1∶5 000比例尺測(cè)繪衛(wèi)星指向精度需求達(dá)到5×10－4（°）量級(jí)，姿態(tài)穩(wěn)定度需求達(dá)到5×10－6（°）／s量級(jí)。但采用當(dāng)前的衛(wèi)星平臺(tái)設(shè)計(jì)方法，指向精度僅為10－3（°）量級(jí)，姿態(tài)穩(wěn)定度10－4（°）／s量級(jí)，已無(wú)法滿足需求。因此，先進(jìn)航天器的“超精超穩(wěn)”控制已成為衛(wèi)星平臺(tái)有待突破的瓶頸。制約衛(wèi)星平臺(tái)超精超穩(wěn)的主要因素是活動(dòng)部件和撓性部件引發(fā)的平臺(tái)干擾［6］?；顒?dòng)部件如飛輪、制冷機(jī)、推力器等工作時(shí)產(chǎn)生的各頻段隨機(jī)擾動(dòng)和振動(dòng)，極大地影響了衛(wèi)星平臺(tái)指向精度和姿態(tài)穩(wěn)定度，是引起載荷振動(dòng)的主要原因。太陽(yáng)帆板、大型展開天線等撓性部件不僅引發(fā)衛(wèi)星平臺(tái)的干擾，而且其低頻模態(tài)也極大地限制了控制系統(tǒng)帶寬，導(dǎo)致控制系統(tǒng)性能不能發(fā)揮。目前，針對(duì)衛(wèi)星平臺(tái)干擾，主要采用抑制與隔離兩種方法。本文對(duì)一種振源與載荷動(dòng)靜空間隔離、控制主從協(xié)同”的雙超衛(wèi)星平臺(tái)設(shè)計(jì)進(jìn)行了研究。

1 基于隔振器的平臺(tái)干擾抑制方法

目前，抑制衛(wèi)星撓性附件抖動(dòng)和活動(dòng)部件振動(dòng)的主要手段有被動(dòng)隔振、主動(dòng)隔振及主被動(dòng)隔振方法。

1.1 被動(dòng)隔振

被動(dòng)隔振是指在振源與系統(tǒng)間加入彈力剛性單元、能量耗散單元（吸收振動(dòng)）或能量阻尼單元（負(fù)載振動(dòng)路徑）所構(gòu)成的子系統(tǒng)。

被動(dòng)隔振裝置是一緊湊的連接器，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，實(shí)現(xiàn)易，經(jīng)濟(jì)性好，可靠性高，且無(wú)需外部能量和信息，對(duì)衛(wèi)星平臺(tái)活動(dòng)和撓性部件的被動(dòng)隔振技術(shù)進(jìn)行了大量研究和應(yīng)用。某衛(wèi)星飛輪隔振如圖1（a）所示。通過(guò)抑制飛輪不平衡引起的振動(dòng)，使衛(wèi)星姿態(tài)穩(wěn)定度精度提高了1倍。Hubble太空望遠(yuǎn)鏡帆板隔振裝置如圖1（b）所示，此隔振裝置極大地降低了帆板對(duì)衛(wèi)星的干擾。

被動(dòng)隔振器模型如圖1（c）所示［7］。圖中：m為隔振對(duì)象質(zhì)量；k為隔振器剛度；c為阻尼系數(shù)；x為隔振對(duì)象鉛直位移；u為基座鉛直位移。

圖1 被動(dòng)隔振器及其模型Fig.1 Passive isolator and model

根據(jù)力學(xué)定律，被動(dòng)隔振系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)方程為

對(duì)式（1）作拉氏變換，可得被動(dòng)隔振器的傳遞函數(shù)

式中：ξ為隔振系統(tǒng)阻尼比；ωn為隔振系統(tǒng)固有頻率。不同阻尼比下被動(dòng)隔振器性能計(jì)算結(jié)果如圖2所示。

圖2 被動(dòng)隔振器性能Fig.2 Performance of passive isolator

1.2 主動(dòng)隔振

主動(dòng)隔振是利用智能作動(dòng)器進(jìn)行隔振，是動(dòng)力學(xué)、控制理論、計(jì)算機(jī)技術(shù)、測(cè)試和信號(hào)分析技術(shù)，以及材料科學(xué)的綜合。它利用控制技術(shù)抑制振動(dòng)，控制需要外界提供能源，主要針對(duì)中低頻微振動(dòng)進(jìn)行抑制。

目前用于載荷振動(dòng)隔離的典型主動(dòng)隔振系統(tǒng)主要為多桿并聯(lián)構(gòu)形，如正交六桿組成的Stewart平臺(tái)，結(jié)構(gòu)如圖3所示，其隔振頻帶可到5～100Hz［6］。

主動(dòng)隔振系統(tǒng)的優(yōu)點(diǎn)有：能克服被動(dòng)隔振時(shí)低頻放大與高頻抑制的矛盾，并可根據(jù)環(huán)境變化隨時(shí)改變控制算法，克服被動(dòng)隔振時(shí)基座隔振和載荷擾動(dòng)抑制矛盾。但主動(dòng)隔振需額外提供能源及測(cè)量信息，要求有控制器、作動(dòng)器、傳感器和放大器等，控制系統(tǒng)可能產(chǎn)生不穩(wěn)定性，且主動(dòng)隔振失效會(huì)使系統(tǒng)失去隔振性能。此外主動(dòng)隔振還有反饋控制的“水床效應(yīng)”，即降低某頻段干擾時(shí)會(huì)導(dǎo)致另一頻段干擾放大［8］。

圖3 基于Stewart平臺(tái)的主動(dòng)隔振系統(tǒng)Fig.3 Active isolation based on Stewart system

為克服被動(dòng)隔振與主動(dòng)隔振的缺點(diǎn)，本文設(shè)計(jì)了一種主被動(dòng)隔振方式。主被動(dòng)隔振綜合了兩種隔振的優(yōu)點(diǎn)，即相對(duì)主動(dòng)隔振減小了能源需要，主動(dòng)級(jí)失效后，被動(dòng)級(jí)仍可提供部分隔振。但若主動(dòng)控制設(shè)計(jì)不佳，可能衰減被動(dòng)隔振性能，且主被動(dòng)隔振同樣達(dá)不到完全隔振的效果。

綜上所述，采用基于隔振器的平臺(tái)干擾抑制方法時(shí)，干擾源與衛(wèi)星平臺(tái)間通過(guò)隔振器的接觸式安裝會(huì)導(dǎo)致振動(dòng)隔而不絕的問(wèn)題，衛(wèi)星平臺(tái)姿態(tài)精度難以進(jìn)一步提高。常規(guī)衛(wèi)星設(shè)計(jì)中載荷艙的姿態(tài)跟隨衛(wèi)星平臺(tái)進(jìn)行控制，載荷艙的姿態(tài)精度主要取決于衛(wèi)星平臺(tái)的姿態(tài)控制精度。因此，采用基于隔振器的平臺(tái)干擾抑制方法無(wú)法使載荷姿態(tài)精度達(dá)到雙超性能。

2 雙超衛(wèi)星平臺(tái)設(shè)計(jì)方法

針對(duì)基于隔振器的平臺(tái)干擾抑制方法無(wú)法滿足載荷雙超性能，本文設(shè)計(jì)了一種載荷與振源在空間上完全隔離方法，以達(dá)到載荷的完全隔振，實(shí)現(xiàn)載荷雙超性能。

2.1 動(dòng)靜隔離

將衛(wèi)星平臺(tái)設(shè)計(jì)成相互獨(dú)立又有機(jī)結(jié)合的兩部分，其一為載荷艙，另一為服務(wù)艙，結(jié)構(gòu)如圖4所示。

兩艙結(jié)構(gòu)上相互獨(dú)立。載荷艙安裝載荷、姿態(tài)敏感器（星敏感器、光纖陀螺等），是安靜艙段。服務(wù)艙安裝動(dòng)量交換執(zhí)行器（飛輪、力矩陀螺等）、太陽(yáng)帆板、儲(chǔ)箱、推力器等，是嘈雜艙段。兩艙間由非接觸磁浮機(jī)構(gòu)連接。

圖4 動(dòng)靜隔離、主從協(xié)同控制雙超衛(wèi)星結(jié)構(gòu)Fig.4 Configuration of active-quiet isolated and master-slave coordination controlled dual-super satellite

因非接觸磁浮機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)了兩艙的非接觸，故服務(wù)艙振動(dòng)和干擾不會(huì)傳輸至載荷艙，由此實(shí)現(xiàn)有效載荷動(dòng)中取靜，兩艙動(dòng)靜隔離。

載荷艙與服務(wù)艙由無(wú)接觸通道或柔性電纜方式實(shí)現(xiàn)通信和能源供應(yīng)，由無(wú)接觸的相對(duì)位置傳感器實(shí)時(shí)測(cè)量載荷艙與服務(wù)艙間的相對(duì)位置與姿態(tài)，由非接觸的磁浮機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)姿態(tài)和相對(duì)位置。

2.2 主從協(xié)同控制

雙超衛(wèi)星平臺(tái)控制邏輯包含載荷艙姿態(tài)控制、兩艙相對(duì)位置控制和服務(wù)艙姿態(tài)控制，共3個(gè)控制回路，如圖5所示。與常規(guī)平臺(tái)控制策略不同，雙超平臺(tái)采取載荷艙主動(dòng)控制，服務(wù)艙跟隨載荷艙從動(dòng)控制的主從協(xié)同控制策略。其中載荷艙對(duì)姿態(tài)控制精度要求較高，其姿態(tài)反饋信息由姿態(tài)敏感器給出；服務(wù)艙姿態(tài)和兩艙相對(duì)位置控制對(duì)控制精度要求較低，其反饋信息均由相對(duì)位置傳感器測(cè)量信息解算得到。

兩艙相對(duì)位置控制目的是保證兩艙不碰撞，對(duì)控制精度的要求相對(duì)較低。通過(guò)設(shè)定相對(duì)位置滑模區(qū)域閾值，可降低相對(duì)位置控制頻次，從而減輕磁浮機(jī)構(gòu)壓力，使其專注于載荷艙姿態(tài)控制。應(yīng)用滑模間隙非線性控制，實(shí)現(xiàn)了“死區(qū)”的化害為利。

由于載荷艙無(wú)活動(dòng)和撓性部件，可不考慮撓性部件基頻對(duì)控制系統(tǒng)帶寬的限制，加快系統(tǒng)反應(yīng)速度，提高控制系統(tǒng)抗干擾性能。另載荷艙可等效為剛體，通過(guò)磁浮機(jī)構(gòu)高精度力控性能，使衛(wèi)星平臺(tái)具有超高指向精度、超高穩(wěn)定度的性能。

圖5 雙超衛(wèi)星控制邏輯Fig.5 Control logic of the dual-super satellite

2.3 雙超平臺(tái)磁浮機(jī)構(gòu)布局方法

為完成載荷艙六自由度運(yùn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星平臺(tái)的雙超性能，至少需要單自由度執(zhí)行器6個(gè)。

a）基于六桿磁浮機(jī)構(gòu)的雙超衛(wèi)星平臺(tái)兩艙間磁浮機(jī)構(gòu)A1～A6的布局采用Stewart斜拉式形式，如圖6所示。

根據(jù)磁浮機(jī)構(gòu)的安裝位置及布局，可得磁浮機(jī)構(gòu)對(duì)載荷艙產(chǎn)生的合力與合力矩。分析發(fā)現(xiàn)6個(gè)磁浮機(jī)構(gòu)控制力解耦復(fù)雜，且任一磁浮機(jī)構(gòu)損壞將導(dǎo)致任務(wù)失敗，可靠性較低。

b）基于八桿磁浮機(jī)構(gòu)的雙超衛(wèi)星平臺(tái)結(jié)構(gòu)如圖7所示，該平臺(tái)有磁浮機(jī)構(gòu)8個(gè)，且磁浮機(jī)構(gòu)與兩艙對(duì)接面平行或垂直布置。

圖7 8磁浮機(jī)構(gòu)布局Fig.7 Layout of 8maglev devices

根據(jù)磁浮機(jī)構(gòu)的安裝位置及布局，可得磁浮機(jī)構(gòu)對(duì)載荷艙產(chǎn)生的合力與合力矩。分析發(fā)現(xiàn)有8個(gè)磁浮機(jī)構(gòu)的衛(wèi)星平臺(tái)控制力更易解耦，控制更簡(jiǎn)單，且有冗余備份，提高了系統(tǒng)可靠性。

某磁浮機(jī)構(gòu)出現(xiàn)故障時(shí)，磁浮機(jī)構(gòu)產(chǎn)生的合力與合力矩見(jiàn)表1。表中：左側(cè)“×”表示某個(gè)磁浮機(jī)構(gòu)故障；右側(cè)“×”表示此合力或合力矩不能實(shí)現(xiàn)。

表1 磁浮機(jī)構(gòu)故障模式分析Tab.1 Failure mode analysis of maglev devices

分析發(fā)現(xiàn)，當(dāng)僅有1個(gè)磁浮機(jī)構(gòu)故障時(shí)，并不影響載荷艙6個(gè)自由度的運(yùn)動(dòng)；2個(gè)磁浮機(jī)構(gòu)故障有28種方式，其中16種不影響載荷艙6個(gè)自由度的運(yùn)動(dòng)；八桿磁浮機(jī)構(gòu)構(gòu)型實(shí)現(xiàn)了磁浮機(jī)構(gòu)的冗余備份，提高了可靠性。

當(dāng)前衛(wèi)星多任務(wù)模式要求衛(wèi)星平臺(tái)具敏捷機(jī)動(dòng)性能，非接觸構(gòu)型能將載荷艙單獨(dú)隔離，較傳統(tǒng)衛(wèi)星平臺(tái)可大幅降低載荷艙的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，從而提升衛(wèi)星敏捷能力。此外，考慮磁浮機(jī)構(gòu)線性范圍內(nèi)輸出力的能力，還可在載荷艙加裝磁懸浮飛輪以增加姿態(tài)機(jī)動(dòng)的時(shí)效性。

3 仿真分析

載荷艙無(wú)活動(dòng)和撓性部件，可視作剛體進(jìn)行動(dòng)力學(xué)建模，有

式中：Ip為載荷艙慣量矩陣；ωp為載荷艙角速度；li為磁浮機(jī)構(gòu)相對(duì)載荷艙質(zhì)心的力臂；ΔFAi為磁浮機(jī)構(gòu)輸出力誤差；Md1為外干擾力矩。

服務(wù)艙含活動(dòng)部件和撓性部件，動(dòng)力學(xué)方程為

式中：Is為服務(wù)艙慣量矩陣；ωs為服務(wù)艙角速度；hc為飛輪角動(dòng)量；Caf1，Caf2分別為＋Y、－Y向太陽(yáng)帆板振動(dòng)對(duì)衛(wèi)星中心體轉(zhuǎn)動(dòng)的耦合系數(shù)陣；qf1，qf2分別為＋Y、－Y向太陽(yáng)帆板模態(tài)坐標(biāo)；Mc為飛輪控制力矩；Md2為飛輪動(dòng)不平衡與撓性部件干擾力矩；Md3為外干擾力矩；Λf為太陽(yáng)帆板模態(tài)頻率對(duì)角陣；ζf為太陽(yáng)帆板模態(tài)阻尼系數(shù)。

對(duì)某衛(wèi)星磁浮機(jī)構(gòu)性能進(jìn)行姿態(tài)仿真，結(jié)果如圖8、9所示。

由圖8可知：載荷艙指向精度為6×10－5（°），姿態(tài)穩(wěn)定度為5×10－6（°）／s，可滿足先進(jìn)航天器雙超需求。由圖9可知：服務(wù)艙指向精度為3×10－3（°），姿態(tài)穩(wěn)定度為1×10－4（°）／s，主要是源于飛輪動(dòng)不平衡與撓性部件干擾。

圖8 載荷艙姿態(tài)角與姿態(tài)角速度Fig.8 Attitude angle and angular rate of payload cabin

圖9 服務(wù)艙姿態(tài)角與姿態(tài)角速度Fig.9 Attitude angle and angular rate of service cabin

4 結(jié)束語(yǔ)

本文針對(duì)傳統(tǒng)衛(wèi)星平臺(tái)設(shè)計(jì)中干擾抑制方法無(wú)法實(shí)現(xiàn)完全隔振的不足，提出了一種振源與載荷動(dòng)靜空間隔離、控制主從協(xié)同的衛(wèi)星平臺(tái)設(shè)計(jì)方法。采用八桿非接觸磁浮機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)平臺(tái)動(dòng)靜空間隔離，以消除平臺(tái)微振動(dòng)對(duì)載荷的干擾；采用載荷為主，平臺(tái)為輔的協(xié)同控制策略，合理有效利用死區(qū)的間隙非線性，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星的超精超穩(wěn)控制。某衛(wèi)星的磁浮機(jī)構(gòu)性能仿真結(jié)果表明：平臺(tái)滿足雙超性能。

［1］ PEDREIRO N.Spacecraft architecture for disturbance-free payload［J］.AIAA Journal of Gauidance，Control and Dynamics，2003，26（5）：794-804.

［2］ DEWELLA L，PEDREIROA N，BLAUROCKB C，etal.Precision Telescope pointing and spacecraft vibration isolation for the terrestrial planet finder coronagraph［R］.Proceedings of SPIE，589902，2005.

［3］ PILINSKI E B，LEE A Y.Pointing-stability performance of the Cassini spacecraft［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2009，46（5）：1007-1015.

［4］ BRONOWICKI A J.Vibration isolator for large space telescopes［J］.Journal of Spacecraft and Rocket，2006，43（1）：45-53.

［5］ O’BRIEN J.Micro-precision interferometer pointing control system［R］.JPL 20060035174，1995.

［6］ 劉 磊.航天器主動(dòng)隔振及精確定向控制技術(shù)研究［D］.哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2011.

［7］ 張士峰，張 輝.高精度測(cè)量的被動(dòng)隔振研究［J］.現(xiàn)代機(jī)械，2006（4）：3-5.

［8］ 張麗敏，祖峰磊，鄒小軍.反饋有源噪聲控制系統(tǒng)水床效應(yīng)的分析與改善［J］.應(yīng)用聲學(xué)，2010，29（6）：401-408.