邊志強 曾擎 王皓 許海玉 沈毅力

（上海衛(wèi)星工程研究所，上海 200190）

光纖陀螺測量衛(wèi)星結(jié)構(gòu)角振動的地面試驗驗證

邊志強 曾擎 王皓 許海玉 沈毅力

（上海衛(wèi)星工程研究所，上海 200190）

針對結(jié)構(gòu)角振動對衛(wèi)星光學載荷成像影響大，且在軌微振動實時測量較困難的問題，文章對比了國內(nèi)外角振動測量方法，提出利用光纖陀螺實時測量角振動方法，利用角振動激勵臺對光纖陀螺測量結(jié)果進行了標定，其測量精度滿足要求，并測量了動量輪組合工作模式下的衛(wèi)星載荷安裝板的角振動特性。地面試驗結(jié)果表明：此測量方法合理可行，可為增強衛(wèi)星在軌的抗振性、提高有效載荷指向精度和穩(wěn)定度提供參考。

結(jié)構(gòu)角振動；光纖陀螺；實時測量；振動特性

1 引言

近年來各國競相發(fā)展對地觀測衛(wèi)星，高分辨率遙感衛(wèi)星成為空間技術(shù)發(fā)展的一個重要方向，具有十分重要的應(yīng)用價值。從20世紀70年代的100m左右分辨率，到目前已發(fā)展到1m以內(nèi)。與之對應(yīng)的是有效載荷對指向穩(wěn)定度的要求也越來越高，對星載活動部件的運動所引起的微振動越來越敏感。微振動是航天器在軌運行期間，由飛輪或控制力矩陀螺、太陽翼驅(qū)動機構(gòu)步進、推力器開關(guān)、推進劑晃動、相機擺鏡擺動等部件運動造成的。只要航天器內(nèi)存在運動部件，就一定存在微振動［1］。微振動幅值小、頻譜寬，其加速度量級在1×10－6～1×10－2gn，對應(yīng)的位移在微米量級，頻率范圍從0．01Hz到幾千赫茲。微振動分為線振動和角振動兩類。光學敏感器成像質(zhì)量對角振動環(huán)境極為敏感［1］，根據(jù)光學載荷的成像分析，垂直于光軸平面的線振動大于沿光軸的線振動，繞垂直于光軸平面內(nèi)坐標軸的角振動大于繞光軸的角振動，角振動的影響遠遠大于線振動的影響［2］。

由于衛(wèi)星在軌運行所受的重力環(huán)境與地面完全不同，其微振動特性與地面所測量的微振動特性有所不同，進行在軌微振動實時測量具有重要意義。本文對比國內(nèi)外測量角振動的方法，提出使用光纖陀螺測量衛(wèi)星角速度兼顧測量角振動的創(chuàng)新方法，并在地面進行了試驗驗證，能滿足在軌實時監(jiān)測角振動的頻率和幅值測量精度要求。

2 衛(wèi)星角振動測量一般方法

在撓性振動測量方面，國外主要采用加速度計和角位移傳感器進行測量，其中，加速度計測量低頻振動，角位移傳感器測量中、高頻振動，為圖像定位提供精確姿態(tài)信息。美國地球靜止環(huán)境業(yè)務(wù)衛(wèi)星－N（GOES－N）應(yīng)用慣性角速率傳感器（MHD－ARS）提供平臺高頻角振動信息［3］。美國某中繼衛(wèi)星為測量星上跟蹤和指向光學系統(tǒng)的角振動信息，安裝了6個MHD角速率傳感器，其在軌性能與地面性能一致，在軌測量頻帶3～1000Hz的角位移噪聲功率譜有效值達到100nrad［4］。日本先進陸地觀測衛(wèi)星（ALOS）安裝以美國ARS－12G為原型改造的MHD角位移傳感器，測量高帶寬指向抖動，帶寬頻率為2～500Hz，噪聲為±0．010″（1σ）［5］。

我國神舟飛船的微振動測量儀只用于監(jiān)測瞬變加速度和振動加速度，采用國產(chǎn)石英撓性加速度計，可測出10－6gn量級的微振動［6］。海洋二號衛(wèi)星搭載了力學環(huán)境測量系統(tǒng)，對主動段和自由飛行段衛(wèi)星關(guān)鍵設(shè)備進行動力學環(huán)境測量，包括主動段衛(wèi)星振動響應(yīng)及其結(jié)構(gòu)傳遞，自由飛行段衛(wèi)星活動部件工作引起的微振動以及傳遞到光學敏感器上的微振動響應(yīng)等，在軌測試結(jié)果對于完善、修正衛(wèi)星分析模型有重要價值，為確定衛(wèi)星地面力學試驗條件提供了參考依據(jù)［7］。

目前，振動測量分為線振動和角振動測量。線振動測量儀表種類較多［8］，如加速度傳感器、激光測振儀等。角振動較線振動測量系統(tǒng)在技術(shù)難度上較大，且傳感器種類不多，主要有：①基于光學平臺的激光測量儀表；②微振動角速度傳感器。其中前者精度較高，但系統(tǒng)組成復(fù)雜，結(jié)構(gòu)較大，不適合衛(wèi)星在軌使用；后者具有體積小、質(zhì)量輕、精度高等特點，但造價比較昂貴，研制難度大。一般對于頻率低于10Hz的指向和角振動，航天器主要采用陀螺儀或光學敏感器測量；而對于頻率高于10Hz的指向和角振動，可通過角度傳感器測量，成功應(yīng)用于衛(wèi)星角振動高精度測量的慣性傳感器主要有兩類：磁流體效應(yīng)角速度傳感器和流體旋轉(zhuǎn)差動感應(yīng)角位移傳感器［9］。

當前，大多是利用線振動激勵源組合產(chǎn)生角振動，利用多個線加速度傳感器組合測量角振動。這樣，一方面多個線振動傳感器間接解算三軸角振動必然引入多個誤差源，精度受限，且解算方法復(fù)雜；另一方面，線振動間接測量角振動，傳感器數(shù)量較多，安裝調(diào)試不方便，若實現(xiàn)在軌測量角振動，重量、功耗也是要重點考慮的因素。因此，利用慣性角度傳感器在軌直接測量角振動的方法有著十分重要的研究價值。

本文主要針對某型號實際工程設(shè)計微振動測量方法，其振源主要是動量輪轉(zhuǎn)動過程中其動不平衡引起的振動干擾，動量輪在軌工作在800r/min～3000r/min范圍，引起的角振動干擾頻率是轉(zhuǎn)速工作頻率及其諧波頻率，頻譜較寬，在10～200Hz內(nèi)。

光纖陀螺（FOG）具有高動態(tài)、高靈敏度、輕小型、環(huán)境適應(yīng)性強等特點，不但能作為角速度測量儀表應(yīng)用在飛船、衛(wèi)星和導彈等控制分系統(tǒng)中，還可實現(xiàn)寬頻角振動測量功能。本文針對某衛(wèi)星的微小角振動環(huán)境，在不增加質(zhì)量的約束下，兼顧衛(wèi)星控制系統(tǒng)的角速度測量，提出利用高精度高帶寬的光纖陀螺實現(xiàn)衛(wèi)星局部微小角振動的測量，為增強衛(wèi)星的抗振性、提高有效載荷指向精度和穩(wěn)定度提供數(shù)據(jù)支撐。

3 光纖陀螺在軌測量衛(wèi)星角振動

為在軌實時測量衛(wèi)星角振動，考慮衛(wèi)星布局、星上資源等限制因素，采取以下一系列措施確保光纖陀螺能在軌實時準確測量衛(wèi)星角振動特性。

（1）光纖陀螺多用途使用：傳統(tǒng)應(yīng)用中，光纖陀螺作為角速度敏感器測量航天器本體角速度，用于航天器姿態(tài)控制。由于其動態(tài)范圍大、測量精度高等優(yōu)點，光纖陀螺逐步作為航天器在軌角振動測量傳感器使用。在某型號衛(wèi)星研制過程中，提出了使用一套光纖陀螺測量衛(wèi)星姿態(tài)角速度的同時，兼顧測量衛(wèi)星載荷安裝底板角振動的方案。光纖陀螺儀（含陀螺光路、陀螺電路）具有較高通頻帶（大于100Hz），一路數(shù)據(jù)經(jīng)過內(nèi)部數(shù)字濾波降低帶寬后（為避免飛輪等運動部件產(chǎn)生局部高頻振動被光纖陀螺敏感到），送控制計算機用于姿態(tài)控制；另一路數(shù)據(jù)經(jīng)過高頻率采樣，直接用于在軌測量衛(wèi)星載荷安裝面的角振動（見圖1）。

（2）光纖陀螺星上布局：光纖陀螺用于在軌測量有效載荷安裝面的角振動特性，因此盡量將光纖陀螺與有效載荷安裝在同一個安裝面上，并盡量放置在安裝板的中心位置，考慮到光纖陀螺的漂移特性因素，進行高精度姿態(tài)確定時，須要利用星敏感器對其常值偏移進行標定，為避免光纖陀螺和星敏感器之間安裝基準的相對變形，將星敏感器、有效載荷和光纖陀螺安裝在一個安裝板上，并盡量相互靠近（見圖2）。

圖1 光纖陀螺數(shù)據(jù)信息流程示意圖Fig．1 Data information flow chart of FOG

4 地面試驗驗證

4．1 角振動激勵臺測試

為驗證光纖陀螺準確測量衛(wèi)星微小角振動性能，在地面利用角振動激勵設(shè)備（標定后頻率精度優(yōu)于0．1Hz，角振動幅值相對誤差小于3%）對光纖陀螺角振動測量性能進行標定，該光纖陀螺零偏穩(wěn)定性優(yōu)于0．01（°）/h，動態(tài)響應(yīng)頻帶大于80Hz，采樣周期2ms。3只陀螺頭敏感軸正交安裝，其輸入軸分布在半錐角α＝54°44′08″的錐面上，輸入軸在水平面的投影成120°（見圖3）。

圖3 光纖陀螺與角振動激勵臺位置關(guān)系Fig．3 FOG and angle vibration equipments position relationship

試驗時，將光纖陀螺放置在角振動激勵臺上，Z通道光纖陀螺在安裝面的投影與六自由角振動激勵臺的＋Yb軸重合。光纖陀螺測量角振動與六自由激勵臺角振動的解算關(guān)系如下：

式中：φbx、θby、ψbz代表振源在3個方向的角振動幅值；Fgx、Fgy、Fgz代表光纖陀螺3個通道角度增量積分后角度，β＝30°。

利用角振動激勵系統(tǒng)施加＋Zb方向振動激勵，光纖陀螺3個表頭同時采集角度增量數(shù)據(jù)，進而解算微振動信息。其處理過程如圖4所示。

圖4 數(shù)據(jù)處理流程Fig．4 Data processing process

（1）利用光纖陀螺3個通道的標度因數(shù)分別標定其輸出值，獲得大動態(tài)范圍內(nèi)的高精度數(shù)據(jù)；

（2）對光纖陀螺3個通道的角度增量進行積分，獲得3個通道光纖陀螺的角度數(shù)據(jù)；

（3）去除光纖陀螺3個通道角度數(shù)據(jù)一階趨勢項，扣除陀螺常值漂移和地速的角速度積分；

（4）在（3）基礎(chǔ)上對3個通道角度數(shù)據(jù)進行分解合成，如式（1），得到繞＋Zb軸方向的角振動數(shù)據(jù)；

（5）將繞＋Zb軸方向的角振動數(shù)據(jù)進行快速傅里葉變換（FFT）計算分析，獲得角振動信息的頻率和幅值。

以角振動輸入激勵為50Hz（角振動幅值0．209″）為例，光纖陀螺的測量數(shù)據(jù)處理過程，如圖5～圖7所示。

圖6 扣除地速和常漂的光纖陀螺積分角（繞＋Zb軸）Fig．6 Integral angle deducting earth－rate and drift values（＋Zb－axis）

不同角振動激勵測試情況見表1。

表1 光纖陀螺解算微振動信息與角振動激勵比對表Table 1 Comparison between FOG calculation result and angle vibration excitation

由表1可知：

（1）頻率解算誤差，光纖陀螺測量數(shù)據(jù)計算的頻率信息與角振動激勵系統(tǒng)的輸入基本一致，頻率誤差在0．1%以內(nèi)。

（2）振動幅值解算誤差，由于測量誤差和安裝角α誤差等導致振動幅值的解算誤差。低頻段20～60Hz內(nèi)，振動幅值解算誤差在7%以內(nèi)；受陀螺帶寬的約束，70～90Hz頻段范圍內(nèi)振動幅值解算誤差在15%左右（主要是高頻信號衰減造成）。

4．2 動量輪組合工況測試

某衛(wèi)星安裝6個動量輪，在地面整星環(huán)境下，將光纖陀螺安裝在有效載荷安裝底面上，設(shè)置1?！?＃動量輪保持在不同工作轉(zhuǎn)速下，采集光纖陀螺的2ms輸出數(shù)據(jù)。通過分析光纖陀螺的測試數(shù)據(jù)，可得到衛(wèi)星結(jié)構(gòu)體微小角振動的特性，整理數(shù)據(jù)后得到圖8和表2。

測試結(jié)果表明：

（1）1＃～6＃動量輪同時工作時，由光纖陀螺采樣數(shù)據(jù)計算得到的動量輪工作轉(zhuǎn)速頻率都能被測到，并且頻率解算誤差小于0．1%，衛(wèi)星本體＋X軸方向上角振動最大為0．215″，＋Y方向上角振動最大為0．284″，＋Z方向上角振動最大為0．155″。同時，由于飛輪的動不平衡、軸承摩擦等因素，光纖陀螺測量數(shù)據(jù)中存在其他干擾信號（95．42Hz、101．7Hz以及低頻信號等）。

（2）動量輪組合工作時，輸出數(shù)據(jù)有組合諧振頻率點，且頻率與飛輪轉(zhuǎn)動頻率一致。同時，光纖陀螺可以準確測量衛(wèi)星結(jié)構(gòu)的微小角振動的振幅，并據(jù)此可以準確識別衛(wèi)星結(jié)構(gòu)的角振動特性。

圖8 地面整星動量輪工作時，光纖陀螺的角振動測量信息Fig．8 Measured results of angle vibration in momentum wheel working

表2 動量輪組合工作時光纖陀螺數(shù)據(jù)的頻率和振幅Table 2 Frequency and amplitude of FOG in momentum wheel working

5 結(jié)束語

本文從某衛(wèi)星單機配置、轉(zhuǎn)動部件特性以及載荷實際情況出發(fā)，利用光纖陀螺高帶寬高精度特點，提出了衛(wèi)星姿態(tài)角速度和微振動兼顧測量的方法，對有效載荷安裝板的微振動特性進行測量。地面試驗結(jié)果表明：光纖陀螺對衛(wèi)星動量輪轉(zhuǎn)動引起的振動干擾能夠精確測量，其角振動測量數(shù)據(jù)可用于在軌衛(wèi)星有效載荷高帶寬、高精度指向控制，以及圖像的動態(tài)補償?shù)绕渌鼒龊稀?/p>

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（編輯：李多）

FOG Measures Satellite Structure Angle Vibration Method

BIAN Zhiqiang ZENG Qing WANG Hao XU Haiyu SHEN Yili
（Shanghai Institute of Satellite Engineering，Shanghai 200190，China）

In view of the problem that optical payload’s image quality is heavily influenced by angular vibration of structure and the vibration is hard to be real－time measured on－orbit，this paper contrast some domestic and international methods for angular vibration measurement，and proposes a real－time measure method for angular vibration by using FOG．The measurement result of FOG is calibrated by angular vibration excitation－table，and the results show that its measurement accuracy satisfies the requirement．Angular vibration characteristics of the satellite payload mounting surface are also measured in a momentum wheel combinational working mode．The result of ground tests show that the measure method is reasonable and it can provide a reference for enhancing satellite on－orbit anti－vibration and advancing payload pointing accuracy and stability．

angular vibration of structure；optic fiber gyroscope（FOG）；real－time measurement；vibration performance

V416

A

10．3969/j．issn．1673－8748．2016．02．018

2015－02－06；

2015－06－15

邊志強，男，高級工程師，從事衛(wèi)星總體和姿軌控研究。Email：bianzhiqiang2003@163．com。