范斌 段鵬飛 于起峰

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高靈敏度空間光學載荷在軌微振動隔振系統(tǒng)設計與驗證

范斌1,2段鵬飛2于起峰1

（1 國防科技大學，長沙410073）（2 北京空間機電研究所，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載荷，比如說亞米分辨率相機、時間調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，甚至任務失敗，因此微振動隔振系統(tǒng)設計是在軌高靈敏度載荷的關鍵技術之一。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、微振動的隔振設計、地面試驗驗證等一系列問題。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行了分析，結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，并以此為依據開展了隔振系統(tǒng)的設計；最終的地面微振動試驗結果表明，隔振系統(tǒng)有效地保證了干涉儀的星上振動環(huán)境，從而驗證了隔振系統(tǒng)設計的正確性和有效性。

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

0 引言

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

高靈敏度空間光學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，以及高光譜分辨率的干涉光譜儀等。雖然不同空間光學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計思路是相同的：首先結合載荷自身特點進行微振動影響的敏感性分析，得到載荷微振動的敏感度，同時進行衛(wèi)星平臺振源特性的分析和測試，然后在此基礎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，并在地面進行必要的專項試驗驗證。本論文就是以某時間調制干涉光譜儀[2]型號為背景，運用上述研究方法，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、微振動的隔振設計以及地面試驗驗證。

1 微振動對時間調制干涉儀的影響

時間調制干涉光譜儀是最近幾年我國開始研發(fā)的空間應用高光譜分辨率光學載荷，可以精確獲取探測對象的光譜信息，廣泛應用于大氣、海洋探測，氣候變化等一系列科學問題的研究。光譜儀的核心部件是時間調制干涉儀，結構如圖1所示，通過擺臂帶動兩個角鏡的擺動實現(xiàn)光程差（Optical Path Difference，OPD）的掃描[3-4]，實現(xiàn)對被測光束時間上的調制，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行傅里葉逆變換，得到被測光束的光譜信息。

圖1 干涉儀結構

記干涉儀擺臂的回轉半徑為，擺臂繞著轉軸旋轉的角度為，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。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所有光程差速度采樣的標準差與均值的比值。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構控制系統(tǒng)來操縱的，當然其速度穩(wěn)定性也完全是由機構控制系統(tǒng)來保證的。衛(wèi)星上的動量輪等多個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構響應的疊加。如果進一步假設這種疊加是線性的[8]，即

()=c()+d() （3）

式中c()表示機構控制系統(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），此時干涉儀擺臂的光程差為

()=4′sin[c()+d()] （5）

這時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個與時間相關變量的函數(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)定性結果即可。

其中，機構控制系統(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得到。根據式（2）有

式中是常數(shù)。定義=0時，干涉儀擺臂位于角行程零位，即=0，有=0。因此機構控制系統(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d()和角速度響應d()可以利用干涉儀結構的有限元模型（如圖2），在安裝耳施加微振動激勵邊界條件，通過離散時域響應求解得到，即得到d(t)和d(t)，=1，2，3，…，，其中為有限元時域離散的總時刻數(shù)。

（a）干涉儀結構有限元模型 （b）離散時域分析結果

（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，光程差速度的標準差，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，對干涉儀進行微振動影響下的光程差速度穩(wěn)定度分析，主要的計算結果如表1所示。

表1 微振動條件下干涉儀光程差速度穩(wěn)定度分析結果

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

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

為了驗證分析的有效性，設計了敏感性測試試驗，如圖3?？己酥笜顺烁缮鎯x擺臂機構的光程差速度穩(wěn)定度，還有干涉儀的相對光譜穩(wěn)定度。根據光譜探測的性能指標要求，干涉儀正常工作時的相對光譜穩(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)后會直接導致光譜穩(wěn)定度的下降。試驗過程中，干涉儀及其前光學系統(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生單色光的光譜響應情況來考核光譜響應的穩(wěn)定度。

圖3 干涉儀微振動影響敏感性驗證試驗

激振頻率的范圍包絡了5Hz~500Hz，激振量級起點為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，主要的試驗情況如表2所示。

表2 微振動敏感性試驗結果

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

從表2可以看到，激勵幅值小于1.0′10–2n時，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頻域內能夠承受的最大時域峰峰值為1.0′10–2n，這與分析結論的數(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生，經過星上結構傳遞至光譜載荷安裝位置，再經過光譜載荷安裝底板及干涉儀自身結構傳遞，最終影響干涉儀光機結構運動的穩(wěn)定性?？紤]到微振動傳遞路徑對振動幅值的放大作用，對干涉儀進行上述全鏈路微振動影響仿真分析，結果表明，載荷安裝位置加速度時域峰峰值為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環(huán)境。

同時，全鏈路微振動影響仿真分析的頻域結果也表明平臺的動量輪是主要擾振源。考慮到隔振系統(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，并計算分解出空間方向上三個維度的動態(tài)擾振力和力矩。動量輪工作時產生的偏心擾動被測試平臺傳感器獲取，并以空間三個獨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果

測試的大動量輪的最低工作轉速3 600r/min，對應的激勵頻率是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，對應的激振頻率約36Hz。小動量輪的工作轉速在–2 400r/min~ 900r/min之間，對應的激振力頻率在0~40Hz之間，典型的擾振頻率有：最大轉速2 400r/min下的40Hz激振力分量，以及轉速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

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

圖5 載荷干涉儀減振方案

隔振器的核心指標是隔振頻率n，根據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低至0Hz。然而實際工程中，載荷的隔振頻率需要避讓太陽翼、數(shù)據天線等衛(wèi)星上懸臂結構的固有低頻，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]。根據隔振系統(tǒng)傳遞率關系，如式（10）

式中為傳遞率，是響應幅值與輸入激勵幅值的比值；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激勵頻率處沒有放大，即為1時的隔振頻率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。

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

圖6 隔振器結構組成

對隔振器引入后載荷結構的動力學特征，以及隔振器中高頻段的隔振效率進行預估。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)為載荷自身結構特征。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，計算六自由度結構傳遞率。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。經過優(yōu)化和權衡，本方案阻尼器取值0.2。

干涉儀阻尼器采用電磁阻尼技術，基于楞次定理[16-17]，由作用導電體組件、永磁體組件及磁密封殼組成（如圖9）。作用導電體組件的導體為銅合金材料，永磁體為稀土永磁材料。作用導電體組件與監(jiān)測載荷連接，永磁體組件則與衛(wèi)星結構固定，當監(jiān)測載荷與星體結構發(fā)生相對運動時，導體在永磁體產生的磁場中運動，導體內形成電渦流從而產生阻尼力，將相對運動的機械能轉換為內能。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 電磁阻尼器結構

4 地面試驗驗證

隔振系統(tǒng)研制完成后，需要在地面對其功能和性能進行全面和充分的試驗驗證[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，對無、有隔振系統(tǒng)兩種狀態(tài)系統(tǒng)地進行了測試。試驗布局如圖10所示，衛(wèi)星結構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，提供必要的安全限位。有隔振系統(tǒng)測試時，干涉儀也通過彈簧懸吊處于零重力狀態(tài)，此時干涉儀隔振系統(tǒng)處于在軌零重力的工作狀態(tài)。

圖10 整星微振動試驗布局

無、有隔振系統(tǒng)兩種狀態(tài)的主要試驗結果見圖11。

（a）干涉儀結構件安裝位置時域加速度 （b）干涉儀結構件安裝位置頻域加速度

（a）干涉儀結構件安裝位置時域加速度 （b）干涉儀結構件安裝位置頻域加速度

根據試驗數(shù)據，系統(tǒng)的隔振頻率為5Hz，干涉儀加速度時域響應峰峰值0.8′10–2n，頻域最大幅值0.055′10–2n，結果均滿足指標要求。

5 結束語

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間調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；同時進行了振源特性，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；然后根據干涉儀的敏感度和振源特性，設計了隔振頻率5Hz的被動隔振器和阻尼器，并通過仿真分析與試驗測試驗證了隔振設計的有效性。

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載荷面臨的問題。本文的研究方法和研究結果對高靈敏度空間光學載荷在軌微振動問題的分析和解決具有重要指導和參考意義。

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（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)大學學士學位，2000年獲北京航空航天大學碩士學位，現(xiàn)為國防科學技術大學航空宇航科學與技術專業(yè)博士研究生，研究員。研究方向為飛行器光測與視覺導航。E-mail：fanbin508@163.com。

2017-03-16