張大志，駱 巍，劉 闖，朱萬(wàn)鋮*

（1.北京科技大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，北京 100083； 2.北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

0 引言

光學(xué)觀測(cè)航天器的發(fā)展趨勢(shì)是高精度、高穩(wěn)定性。然而，由于推進(jìn)器工作、結(jié)構(gòu)機(jī)構(gòu)動(dòng)作以及人員活動(dòng)等客觀因素引起的航天器微振動(dòng)對(duì)觀測(cè)精度的影響日益突出[1]。為了驗(yàn)證在微振動(dòng)條件下航天器各部分（平臺(tái)-隔振器-載荷）之間的振動(dòng)傳遞特性，需要在地面開(kāi)展航天器在軌微振動(dòng)環(huán)境模擬試驗(yàn)。其中，自由邊界模擬系統(tǒng)作為關(guān)鍵設(shè)備，可以實(shí)現(xiàn)沿重力矢量方向的低剛度重力卸載，從而抵消航天器自身重力的影響，同時(shí)建立低頻自由邊界條件，消除天地力學(xué)環(huán)境不一致對(duì)航天器地面微振動(dòng)測(cè)試精度和在軌成像質(zhì)量測(cè)試的影響，為航天器地面微振動(dòng)試驗(yàn)提供基礎(chǔ)測(cè)試條件[1]。

目前，地面自由邊界系統(tǒng)模擬零重力環(huán)境主要通過(guò)被動(dòng)或主動(dòng)控制的機(jī)械懸吊/支撐結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)。法國(guó)的SPOT4 衛(wèi)星通過(guò)4 根彈性吊帶與整星吊具相連，輔助配備自動(dòng)調(diào)平機(jī)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)6 點(diǎn)剛性模態(tài)頻率低于1 Hz[2]；日本的OICETS 激光通信衛(wèi)星在地面測(cè)試階段同樣采用懸吊裝置進(jìn)行重力卸載[3]；美國(guó)的SDO 衛(wèi)星在微振動(dòng)試驗(yàn)過(guò)程中，在整星底部采用低頻氣囊支撐，模擬自由邊界條件的同時(shí)隔絕環(huán)境振動(dòng)[4]。國(guó)內(nèi)在航天器微振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)研究中，張慶君等在2010 年采用柔性吊索懸吊裝置對(duì)敏感載荷單機(jī)進(jìn)行了局部重力卸載，開(kāi)展微振動(dòng)試驗(yàn)[5]；王光遠(yuǎn)等在2012 年采用低頻支撐裝置實(shí)現(xiàn)對(duì)某光學(xué)遙感衛(wèi)星自由邊界條件的模擬，實(shí)施了整星的微振動(dòng)試驗(yàn)[6]；龐世偉等在2016 年通過(guò)彈性懸掛裝置完成了某型號(hào)衛(wèi)星多級(jí)多層次自由邊界模擬和微振動(dòng)試驗(yàn)[7]。這些彈簧-鋼索懸吊裝置、氣囊支撐裝置和彈簧支撐裝置等機(jī)械裝置結(jié)構(gòu)緊湊、可控性好、制造和維護(hù)方便且成本低，能在各個(gè)運(yùn)動(dòng)方向提供零重力環(huán)境狀態(tài)。然而隨著航天技術(shù)的進(jìn)步和航天任務(wù)的多樣化，對(duì)于航天器多部分復(fù)合試驗(yàn)，單一的懸吊/支撐系統(tǒng)無(wú)法實(shí)現(xiàn)航天器的自由邊界條件環(huán)境模擬[8-9]；此外，目前使用的自由邊界模擬裝置主要通過(guò)平衡配重或手動(dòng)拉伸/壓縮彈性裝置來(lái)實(shí)現(xiàn)重力卸載，耗時(shí)又費(fèi)力。因此，有必要開(kāi)展多級(jí)自由邊界模擬系統(tǒng)自動(dòng)化技術(shù)研究。另外，由于航天器整體結(jié)構(gòu)和各部分結(jié)構(gòu)質(zhì)量偏心問(wèn)題的存在，重力卸載過(guò)程中需要對(duì)自由邊界模擬系統(tǒng)進(jìn)行平衡協(xié)調(diào)控制。

本文就此開(kāi)展航天器多級(jí)自由邊界模擬系統(tǒng)自動(dòng)化技術(shù)和平衡協(xié)調(diào)控制技術(shù)研究，主要內(nèi)容包括航天器懸吊/支撐自由邊界模擬系統(tǒng)自動(dòng)裝置的研制、重力卸載過(guò)程姿態(tài)平衡協(xié)調(diào)控制算法的設(shè)計(jì)和實(shí)現(xiàn)。

1 自由邊界模擬系統(tǒng)設(shè)計(jì)

基于航天器多部分復(fù)合試驗(yàn)的現(xiàn)實(shí)需要，分別針對(duì)航天器設(shè)施和平臺(tái)部分的重力卸載，研制了頂部懸吊式自由邊界模擬子系統(tǒng)和底部支撐式自由邊界模擬子系統(tǒng)，并通過(guò)研制自由邊界模擬系統(tǒng)控制模塊對(duì)重力卸載時(shí)的航天器姿態(tài)平衡協(xié)調(diào)進(jìn)行控制。為便于描述，后文中以平衡協(xié)調(diào)控制指代重力卸載時(shí)的航天器姿態(tài)平衡協(xié)調(diào)控制。

1.1 頂部懸吊式自由邊界模擬子系統(tǒng)

頂部懸吊式自由邊界模擬子系統(tǒng)的功能是實(shí)現(xiàn)航天器設(shè)施的低剛度重力卸載，通過(guò)多點(diǎn)垂直吊起航天器載荷，使其處于零重力狀態(tài)。懸吊式自由邊界模擬裝置結(jié)構(gòu)如圖1 所示，主要由懸吊驅(qū)動(dòng)模組、鋼絲繩-彈簧以及傳感器等組成。

圖1 懸吊式自由邊界模擬裝置結(jié)構(gòu)組成示意Fig.1 Schematic of suspension-type free boundary simulation device structure

懸吊驅(qū)動(dòng)模組由電機(jī)-減速器、直線導(dǎo)軌、絲杠、滑塊、手動(dòng)聯(lián)軸器及力傳感器連接件等組成。絲杠運(yùn)動(dòng)組件驅(qū)動(dòng)滑塊運(yùn)動(dòng)，通過(guò)鋼絲繩和滑輪組拉動(dòng)彈簧，彈簧通過(guò)鋼絲繩連接載荷實(shí)現(xiàn)最終的重力卸載。同時(shí)，通過(guò)對(duì)拉力信號(hào)，設(shè)施縱向、切向、徑向3 個(gè)方向的位移，以及設(shè)施與平臺(tái)之間的相對(duì)位置監(jiān)測(cè)，實(shí)現(xiàn)重力卸載過(guò)程中的自動(dòng)調(diào)節(jié)和航天器設(shè)施平衡協(xié)調(diào)控制。懸吊驅(qū)動(dòng)模組的優(yōu)點(diǎn)包括：行程可適應(yīng)低剛度彈簧的大伸長(zhǎng)量變化；對(duì)鋼絲繩的作用為純拉伸，無(wú)扭轉(zhuǎn)；具備實(shí)現(xiàn)電動(dòng)/手動(dòng)切換的功能；滑塊位置監(jiān)測(cè)能實(shí)現(xiàn)大行程、精細(xì)調(diào)節(jié)等。

頂部懸吊式自由邊界模擬子系統(tǒng)的工作原理為：電機(jī)-絲杠運(yùn)動(dòng)組件驅(qū)動(dòng)滑塊沿導(dǎo)軌做直線運(yùn)動(dòng)，通過(guò)鋼絲繩與導(dǎo)向滑輪組拉動(dòng)低剛度彈簧變形，最終由末端的自由端工裝連接載荷設(shè)施實(shí)現(xiàn)重力卸載。另外，滑輪組兩端的限位保護(hù)塊和限位姿態(tài)調(diào)整組件在重力卸載和位置調(diào)整過(guò)程中提供上下連接界面的雙重限位保護(hù)。通過(guò)對(duì)拉力信號(hào)，衛(wèi)星與限位姿態(tài)調(diào)整組件之間的相對(duì)位置，以及衛(wèi)星設(shè)施與航天器平臺(tái)之間的相對(duì)位置監(jiān)測(cè)，實(shí)現(xiàn)重力卸載過(guò)程中的平衡協(xié)調(diào)控制。

該方案可有效避免卸載對(duì)象垂直與水平運(yùn)動(dòng)的耦合，降低設(shè)施就位、對(duì)中的難度；采用滑輪組的鋼絲繩-彈簧折回形式，有效降低了懸吊結(jié)構(gòu)的高度，同時(shí)便于人工調(diào)節(jié)；對(duì)設(shè)施各方向進(jìn)行位移監(jiān)測(cè)，通過(guò)位移閉環(huán)控制確保試驗(yàn)對(duì)象在整個(gè)調(diào)整過(guò)程中的姿態(tài)位置始終處于合理范圍內(nèi)。

1.2 底部支撐式自由邊界模擬子系統(tǒng)

底部支撐式自由邊界模擬子系統(tǒng)的功能是實(shí)現(xiàn)航天器平臺(tái)的低剛度重力卸載，由多臺(tái)支撐式自由邊界模擬裝置和一組上下安裝板構(gòu)成。底部支撐式自由邊界模擬裝置結(jié)構(gòu)如圖2 所示，主要工作機(jī)構(gòu)為支撐驅(qū)動(dòng)模組和彈簧。

圖2 底部支撐式自由邊界模擬裝置結(jié)構(gòu)組成示意Fig.2 Diagram of bottom-supported free boundary simulation device structure

底部支撐式自由邊界模擬裝置通過(guò)上下安裝板連接卸載對(duì)象和支撐彈簧，由伺服電機(jī)-絲杠直線運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)模組壓縮底部彈簧變形，實(shí)現(xiàn)航天器平臺(tái)的重力卸載。同時(shí)，通過(guò)力傳感器采集監(jiān)測(cè)彈簧支撐力數(shù)值，實(shí)現(xiàn)重力卸載的自動(dòng)閉環(huán)控制；通過(guò)電渦流位移傳感器對(duì)航天器平臺(tái)與工裝之間縱向、切向、徑向3 個(gè)方向的相對(duì)位置進(jìn)行高精度監(jiān)測(cè)，完成航天器平臺(tái)的平衡協(xié)調(diào)控制。另外，由限位保護(hù)結(jié)構(gòu)在航天器重力卸載和位置調(diào)整過(guò)程中提供上下安裝板之間的限位保護(hù)。

該設(shè)計(jì)方案的核心特點(diǎn)為：可以有效避免卸載對(duì)象垂直與水平運(yùn)動(dòng)的耦合，降低航天器平臺(tái)就位、對(duì)中的難度；將支撐彈簧、限位姿態(tài)調(diào)整裝置和絲桿驅(qū)動(dòng)裝置進(jìn)行模塊化集成，便于適應(yīng)航天器平臺(tái)在不同條件下的卸載需求；具備多方向位移監(jiān)測(cè)，通過(guò)位移閉環(huán)控制確保試驗(yàn)對(duì)象在整個(gè)調(diào)整過(guò)程中的姿態(tài)位置始終處于合理范圍內(nèi)。

1.3 自由邊界模擬系統(tǒng)控制模塊

1.3.1 模塊的組成

根據(jù)硬件的作用將控制模塊分為4 層——管理層、控制層、驅(qū)動(dòng)執(zhí)行層和現(xiàn)場(chǎng)儀表層?？刂颇K的硬件組態(tài)如圖3 所示。

1）管理層：由工控機(jī)及配套設(shè)備（如打印機(jī)等）組成，主要用于控制模塊的軟件集成、程序編寫(xiě)和HMI（人機(jī)界面）監(jiān)控。

2）控制層：PLC 控制系統(tǒng)選用西門(mén)子CPU S7-300 作為主控制器；I/O 模塊的作用是接收操作臺(tái)信號(hào)和現(xiàn)場(chǎng)儀表層傳感器信號(hào)，并將CPU 按照程序邏輯處理后的控制指令輸出到驅(qū)動(dòng)執(zhí)行層，控制電機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)。軟硬件之間采用專(zhuān)用的ProfiNet 通信方式，控制層PLC 與驅(qū)動(dòng)執(zhí)行層的伺服控制單元之間采用工業(yè)領(lǐng)域通用的Modbus 通信協(xié)議[10]。

3）驅(qū)動(dòng)執(zhí)行層：由伺服控制單元、伺服驅(qū)動(dòng)器以及伺服電機(jī)組成。伺服控制單元的作用是將控制層PLC 輸出的指令轉(zhuǎn)換成伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)器的控制信號(hào)，伺服控制單元與伺服驅(qū)動(dòng)器之間采用CAN通信協(xié)議。在多電機(jī)控制系統(tǒng)中，CAN 通信協(xié)議可以保證每一套伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)器接收和發(fā)送信號(hào)的準(zhǔn)確性和穩(wěn)定性，從而保證整套控制模塊的控制性能。伺服電機(jī)是自由邊界模擬系統(tǒng)控制模塊的主要執(zhí)行機(jī)構(gòu)，具有響應(yīng)快、效率高和輸出轉(zhuǎn)矩平穩(wěn)等特點(diǎn)[11]。

4）現(xiàn)場(chǎng)儀表層：由傳感器組成，力傳感器和位移傳感器用于構(gòu)成反饋閉環(huán)，激光位移傳感器用于監(jiān)測(cè)航天器設(shè)施和平臺(tái)的相對(duì)位置，絕對(duì)值編碼器用于監(jiān)測(cè)絲杠直線運(yùn)動(dòng)組件的位移量。現(xiàn)場(chǎng)儀表信號(hào)輸入到控制層中用于邏輯處理。

1.3.2 模塊的工作原理

在航天器設(shè)施和平臺(tái)的重力卸載過(guò)程中，主要的執(zhí)行機(jī)構(gòu)是電機(jī)，同時(shí)通過(guò)彈簧力的監(jiān)測(cè)和航天器位置的監(jiān)測(cè)完成閉環(huán)控制。自由邊界模擬系統(tǒng)控制模塊的工作原理如圖4 所示，監(jiān)測(cè)彈簧力和航天器位置的傳感器信號(hào)采集到PLC 中，與上位機(jī)的設(shè)定值進(jìn)行比較和邏輯運(yùn)算；再由PLC 將控制信號(hào)輸出到伺服驅(qū)動(dòng)器驅(qū)動(dòng)伺服電機(jī)；然后通過(guò)絲杠直線運(yùn)動(dòng)組件和彈簧施加力，實(shí)現(xiàn)航天器設(shè)施和平臺(tái)的重力卸載和縱向位移。

圖4 自由邊界模擬系統(tǒng)控制模塊工作原理Fig.4 Working principle of the free boundary simulation system control module

伺服驅(qū)動(dòng)的控制原理如圖5[12]所示，電流環(huán)作為最內(nèi)環(huán)，其作用是控制電機(jī)轉(zhuǎn)矩，對(duì)系統(tǒng)響應(yīng)的快速性與準(zhǔn)確性有重要影響；速度環(huán)的作用是使電機(jī)轉(zhuǎn)速更平穩(wěn)和更快地達(dá)到期望值，同時(shí)降低擾動(dòng)對(duì)系統(tǒng)的影響，從而減小轉(zhuǎn)速波動(dòng)；最外環(huán)為位置環(huán)，其作用是通過(guò)檢測(cè)的實(shí)際位置信號(hào)與期望位置信號(hào)的差值輸出速度環(huán)參考指令，從而控制電機(jī)按照設(shè)定的速度和方向旋轉(zhuǎn)，進(jìn)而控制電機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)角度。

圖5 伺服驅(qū)動(dòng)的控制原理[12]Fig.5 Control principle of a servo drive [12]

本次設(shè)計(jì)的自由邊界模擬系統(tǒng)控制模塊所使用的某型號(hào)伺服電機(jī)3 個(gè)閉環(huán)的控制精度如表1 所示。

表1 某型號(hào)伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)控制參數(shù)Table 1 Control parameters of a servo motor drive

2 自由邊界模擬系統(tǒng)平衡協(xié)調(diào)控制策略的設(shè)計(jì)

如1.3 節(jié)所述，自由邊界模擬系統(tǒng)控制模塊的工作原理是通過(guò)伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)絲杠直線運(yùn)動(dòng)組件使彈簧發(fā)生變形，實(shí)現(xiàn)航天器頂部設(shè)施和底部平臺(tái)的重力卸載和縱向位移控制。這一過(guò)程分別由自動(dòng)控制模式下的力閉環(huán)和位移閉環(huán)完成。由于航天器設(shè)施和平臺(tái)的結(jié)構(gòu)及布置存在非對(duì)稱(chēng)性，其各自和整體的質(zhì)心均存在一定的偏心現(xiàn)象。為確保卸載過(guò)程中航天器設(shè)施和平臺(tái)不發(fā)生翻轉(zhuǎn)和旋轉(zhuǎn)，且卸載后兩者自身角度和相對(duì)位置關(guān)系與在軌狀態(tài)保持一致，需要在卸載過(guò)程中設(shè)計(jì)有效的平衡協(xié)調(diào)控制策略。

2.1 多點(diǎn)卸載狀態(tài)力協(xié)調(diào)控制策略設(shè)計(jì)

2.1.1 力閉環(huán)控制模型的建立

航天器重力卸載過(guò)程采用力閉環(huán)控制，控制系統(tǒng)的設(shè)定目標(biāo)值為卸載施力點(diǎn)的重力，力傳感器測(cè)量彈簧變形輸出的力作為反饋值。力閉環(huán)控制系統(tǒng)組成如圖6 所示。

圖6 力閉環(huán)控制系統(tǒng)組成Fig.6 Block diagram of the force closed-loop control system

伺服電機(jī)位置環(huán)的數(shù)學(xué)模型表達(dá)式為

式中：θ為絲杠直線運(yùn)動(dòng)模組的輸入轉(zhuǎn)動(dòng)角度，°；θ*為控制器的輸出轉(zhuǎn)動(dòng)角度，°；K1為伺服電機(jī)比例系數(shù)；J為伺服電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；B為伺服電機(jī)運(yùn)動(dòng)阻尼系數(shù)。

絲杠直線運(yùn)動(dòng)模組中包括減速器、聯(lián)軸器、齒輪以及滾珠絲杠等機(jī)械結(jié)構(gòu)，模組的輸入轉(zhuǎn)動(dòng)角度θ與輸出直線位移L之間的關(guān)系表達(dá)式為

式中K2為絲杠直線運(yùn)動(dòng)模組比例系數(shù)，m/(°)。

絲杠直線運(yùn)動(dòng)模組的輸出直線位移L與彈簧的輸出力F之間的關(guān)系表達(dá)式為

式中K3為彈簧剛度系數(shù)，N/m。

聯(lián)立式(1)、(2)、(3)，可得力閉環(huán)控制模型的開(kāi)環(huán)傳遞函數(shù)

式中N(s)為PID 控制器傳遞函數(shù)，PID 控制算法的數(shù)學(xué)表達(dá)式為

式中：Kp為比例環(huán)節(jié)系數(shù)；Ki為積分環(huán)節(jié)系數(shù)；Kd為微分環(huán)節(jié)系數(shù)。

式(4)與式(5)聯(lián)立，可得力閉環(huán)控制模型的閉環(huán)傳遞函數(shù)

2.1.2 多點(diǎn)卸載力協(xié)調(diào)控制模型的建立

航天器設(shè)施和平臺(tái)由于非對(duì)稱(chēng)結(jié)構(gòu)及布置而導(dǎo)致偏心，且多點(diǎn)重力卸載過(guò)程中各點(diǎn)分配力不同，因此存在各點(diǎn)卸載不同步導(dǎo)致試驗(yàn)件發(fā)生偏轉(zhuǎn)，引起自由邊界模擬裝置變形。鑒于航天器重量大、體積大，在自由邊界模擬系統(tǒng)的設(shè)計(jì)過(guò)程中，自由邊界模擬裝置平衡方程的數(shù)量超出限制會(huì)產(chǎn)生超靜定問(wèn)題。為解決此問(wèn)題，我們?cè)O(shè)計(jì)了如下卸載力分配模型：

式中：G為試驗(yàn)設(shè)備總重量；y為卸載力切向力臂；z為卸載力徑向力臂；n為卸載分配點(diǎn)總數(shù)。

式(7)中：第1 項(xiàng)為縱向靜力平衡方程；第2 項(xiàng)為卸載力對(duì)質(zhì)心的切向力矩平衡方程；第3 項(xiàng)為卸載力對(duì)質(zhì)心的徑向力矩平衡方程；第4 項(xiàng)中將8 個(gè)卸載點(diǎn)分成4 組，對(duì)向分布的2 個(gè)卸載點(diǎn)為1 組，每組承擔(dān)1/4 的航天器平臺(tái)重力，即這一項(xiàng)中共有4 組方程，但本質(zhì)上與第1 項(xiàng)是重合的。因此，目前共有6 組平衡方程，可以解出3 次超靜定問(wèn)題；可通過(guò)式(7)第5 項(xiàng)的多次迭代優(yōu)化得到其他不定解的最優(yōu)解。以某600 kg 試驗(yàn)件為例，其質(zhì)心坐標(biāo)為(2000 mm, -100 mm, 20 mm)，其支撐式自由邊界模擬子系統(tǒng)8 個(gè)支撐點(diǎn)的重力卸載分配如表2 所示。

表2 支撐式自由邊界模擬子系統(tǒng)重力卸載分配表Table 2 Gravity unloading allocation of the supported free boundary simulation subsystem

得出各點(diǎn)卸載所需要的平衡力后，為解決偏心導(dǎo)致的各點(diǎn)卸載不同步使航天器發(fā)生偏轉(zhuǎn)的問(wèn)題，在原本力閉環(huán)控制模型中加入相鄰卸載裝置和距離最遠(yuǎn)點(diǎn)卸載裝置反饋力的偏差作為補(bǔ)償，建立多點(diǎn)卸載力協(xié)調(diào)控制模型，如圖7 所示。

圖7 多點(diǎn)卸載力協(xié)調(diào)控制模型Fig.7 Multi-point unloading coordination control model

2.2 多點(diǎn)卸載狀態(tài)位移協(xié)調(diào)控制策略設(shè)計(jì)

2.2.1 位移閉環(huán)控制模型的建立

自由邊界模擬系統(tǒng)的拉力/壓力與航天器設(shè)施/平臺(tái)的重力平衡之后，需要調(diào)整設(shè)施及平臺(tái)自身角度以及兩者相對(duì)位置，以便與航天器在軌狀態(tài)保持一致。這一過(guò)程通過(guò)位移閉環(huán)控制系統(tǒng)完成，系統(tǒng)以航天器的縱向位移變化作為反饋信息和控制對(duì)象。位移閉環(huán)控制系統(tǒng)組成如圖8 所示。

圖8 位移閉環(huán)控制系統(tǒng)組成Fig.8 Block diagram of the displacement closed-loop control system

在航天器重力卸載過(guò)程中，伺服電機(jī)通過(guò)絲杠直線運(yùn)動(dòng)模組拉/壓彈簧，輸出力以平衡航天器的重力，此階段僅有運(yùn)動(dòng)模組中直線運(yùn)動(dòng)構(gòu)件位移變化和彈簧長(zhǎng)度變化，而航天器的位置不改變。當(dāng)彈簧的拉力/壓力隨著伺服電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)提升到平衡航天器該點(diǎn)重力的時(shí)刻，彈簧長(zhǎng)度不再改變，航天器開(kāi)始產(chǎn)生縱向位移變化。此刻，航天器該點(diǎn)的位置變化可以等效為絲杠直線運(yùn)動(dòng)模組輸出的縱向直線位移，位移控制器與卸載力控制器一樣采用PID 算法。位移閉環(huán)控制系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)結(jié)構(gòu)如圖9 所示。

圖9 位移閉環(huán)控制系統(tǒng)動(dòng)態(tài)結(jié)構(gòu)Fig.9 Dynamic structural diagram of displacement closedloop control system

2.2.2 多點(diǎn)卸載位移協(xié)調(diào)控制模型的建立

為解決偏心導(dǎo)致的航天器偏轉(zhuǎn)問(wèn)題，采用與力卸載過(guò)程多點(diǎn)協(xié)調(diào)控制模型中原理相似的位移補(bǔ)償方式，在對(duì)本點(diǎn)縱向位移監(jiān)測(cè)反饋的同時(shí)，結(jié)合其他點(diǎn)縱向位移的變化進(jìn)行偏差耦合[13-14]，對(duì)航天器的平衡姿態(tài)進(jìn)行協(xié)調(diào)控制。多點(diǎn)卸載位移協(xié)調(diào)控制模型如圖10 所示。

圖10 多點(diǎn)卸載位移協(xié)調(diào)控制模型Fig.10 Multi-point unloading displacement coordination control module

3 多點(diǎn)協(xié)調(diào)控制算法的設(shè)計(jì)功能實(shí)現(xiàn)與現(xiàn)場(chǎng)驗(yàn)證

3.1 自由邊界模擬系統(tǒng)控制模塊的功能實(shí)現(xiàn)

目前使用的自由邊界模擬裝置主要通過(guò)平衡配重或人工拉伸/壓縮彈性裝置實(shí)現(xiàn)重力卸載，而本文研制的自由邊界模擬系統(tǒng)控制模塊可以實(shí)現(xiàn)航天器設(shè)施和平臺(tái)重力卸載的電動(dòng)控制，在提高卸載效率的同時(shí)進(jìn)一步提高卸載過(guò)程中力和位置的控制精度。通過(guò)可編程控制器中控制程序的編寫(xiě)和人機(jī)界面的設(shè)計(jì)，可以實(shí)現(xiàn)對(duì)試驗(yàn)設(shè)備的電動(dòng)操作和對(duì)現(xiàn)場(chǎng)儀表信息的獲取及監(jiān)測(cè)。圖11 為人機(jī)界面設(shè)計(jì)示例。

圖11 航天器微振動(dòng)試驗(yàn)系統(tǒng)人機(jī)界面示例Fig.11 Interface example of HMI of spacecraft microvibration test system

自由邊界模擬系統(tǒng)控制模塊的程序功能實(shí)現(xiàn)有手動(dòng)和自動(dòng)2 種控制模式。

1）手動(dòng)控制模式：操作人員手動(dòng)對(duì)伺服電機(jī)進(jìn)行速度設(shè)定和啟?？刂疲瓤梢詫?duì)單個(gè)電機(jī)進(jìn)行控制，也可以對(duì)懸吊子系統(tǒng)或支撐子系統(tǒng)全部電機(jī)進(jìn)行同步控制。

2）自動(dòng)控制模式：自動(dòng)控制為閉環(huán)控制，通過(guò)力閉環(huán)和位移閉環(huán)實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)設(shè)備的重力卸載和縱向位移姿態(tài)控制，伺服驅(qū)動(dòng)方式選擇精度最高的位置環(huán)。目標(biāo)設(shè)定值和反饋值通過(guò)PID 算法輸出控制電機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)的脈沖值，電機(jī)以驅(qū)動(dòng)器位置環(huán)設(shè)定速度值運(yùn)轉(zhuǎn)，驅(qū)動(dòng)試驗(yàn)設(shè)備到達(dá)卸載目標(biāo)。

3.2 自由邊界模擬系統(tǒng)多點(diǎn)卸載協(xié)調(diào)控制策略的驗(yàn)證

如2.1 節(jié)所述，在建立了卸載過(guò)程的力閉環(huán)控制模型后，為解決偏心導(dǎo)致的偏轉(zhuǎn)問(wèn)題，在原本力閉環(huán)控制模型中加入相鄰卸載裝置和距離最遠(yuǎn)點(diǎn)卸載裝置反饋力的偏差作為補(bǔ)償，優(yōu)化得到多點(diǎn)卸載平衡協(xié)調(diào)控制模型。為驗(yàn)證優(yōu)化效果，對(duì)比加入力偏差補(bǔ)償前的力閉環(huán)控制模型的力傳感器測(cè)量曲線（如圖12 所示）與加入力偏差補(bǔ)償后的多點(diǎn)協(xié)調(diào)控制模型的力傳感器測(cè)量曲線（如圖13 所示）。

圖12 力閉環(huán)控制模型力傳感器測(cè)量曲線Fig.12 Measured force sensor curve for force closed-loop control model

圖13 多點(diǎn)卸載協(xié)調(diào)控制模型力傳感器測(cè)量曲線Fig.13 Measured force sensor curve for multi-point unloading coordination control model

由圖12 和圖13 比較可以看出，加入相鄰卸載裝置和對(duì)向卸載裝置的力偏差補(bǔ)償之后，在卸載過(guò)程中各卸載點(diǎn)的同步效果更好，避免了航天器由于偏心、在起重過(guò)程中受力不均而產(chǎn)生的翻轉(zhuǎn)，減小了對(duì)自由邊界模擬系統(tǒng)限位裝置施加的力矩。在實(shí)際應(yīng)用中，需要根據(jù)現(xiàn)場(chǎng)控制情況對(duì)PID 控制器的參數(shù)進(jìn)行調(diào)整，尋找最佳控制效果。

3.3 自由邊界模擬系統(tǒng)卸載平衡協(xié)調(diào)控制策略的驗(yàn)證

通過(guò)圖10 可以看出，多點(diǎn)卸載平衡協(xié)調(diào)控制模型增加了本重力卸載施力點(diǎn)的縱向位移與其他施力點(diǎn)縱向位移的差值耦合項(xiàng)作為補(bǔ)償輸入，以達(dá)到更好的協(xié)調(diào)控制效果。將該控制策略引入現(xiàn)場(chǎng)控制程序后，多點(diǎn)姿態(tài)平衡協(xié)調(diào)控制模型的縱向位移傳感器測(cè)量曲線如圖14 所示。

圖14 多點(diǎn)姿態(tài)平衡協(xié)調(diào)控制模型各點(diǎn)縱向位移測(cè)量曲線Fig.14 Measured vertical displacement curve for multi-point attitude equilibrium coordination control model

由圖14 可以看出，加入本卸載裝置之外其他卸載裝置的縱向位移偏差補(bǔ)償之后，可以在姿態(tài)調(diào)整過(guò)程中得到更好的控制效果，大幅度縮小了縱向位移不同步引起的周向和徑向位移，以及航天器姿態(tài)調(diào)整過(guò)程中的角度傾斜。根據(jù)現(xiàn)場(chǎng)驗(yàn)證，系統(tǒng)的彈簧拉/壓力控制精度和位置精度均滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文針對(duì)地面在軌微振動(dòng)環(huán)境模擬試驗(yàn)中航天器多部分復(fù)合試驗(yàn)的需求，在航天器上、下兩端分別建立懸吊式自由邊界模擬子系統(tǒng)和支撐式自由邊界模擬子系統(tǒng)，設(shè)計(jì)并建立了以PLC 為控制單元、伺服電機(jī)為主要執(zhí)行機(jī)構(gòu)的自由邊界模擬系統(tǒng)控制模塊，搭建了可以在安全的地面測(cè)試環(huán)境下實(shí)現(xiàn)航天器重力卸載和自由邊界模擬的試驗(yàn)平臺(tái)。為了解決航天器結(jié)構(gòu)質(zhì)量偏心導(dǎo)致卸載過(guò)程中產(chǎn)生的偏轉(zhuǎn)問(wèn)題，在基礎(chǔ)力閉環(huán)控制和位移閉環(huán)控制的基礎(chǔ)上加入偏差耦合算法，大幅提升了同步控制效果，保證了航天器重力卸載過(guò)程中的姿態(tài)穩(wěn)定，實(shí)現(xiàn)了在航天器到達(dá)指定位置過(guò)程中的平衡協(xié)調(diào)控制，且力閉環(huán)控制精度和位置精度滿(mǎn)足地面測(cè)試環(huán)境的需要。

本文為未來(lái)航天器地面模擬試驗(yàn)中重力卸載過(guò)程中姿態(tài)協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)積累了工程經(jīng)驗(yàn)，下一步擬在控制算法方向上進(jìn)行更深入研究。