高一丹 葉志彪 黃佳雷 于爽 金旭鑫 何嘉愷 翁藝航

(1上海航天電子技術研究所,上海 201109) (2上海宇航系統(tǒng)工程研究所,上海 201109)

星載輻射計按其結(jié)構(gòu)形式一般分為非旋轉(zhuǎn)式星載輻射計和旋轉(zhuǎn)式星載輻射計,隨著衛(wèi)星探測功能的多樣化發(fā)展,旋轉(zhuǎn)式星載輻射計依托其探測范圍廣、應用場景多等特點在衛(wèi)星領域中使用越來越多。旋轉(zhuǎn)式星載輻射計作為衛(wèi)星在軌探測的有效載荷產(chǎn)品,集大氣、海洋、陸地和環(huán)境觀測于一體,能夠進行全天時、全天候全球微波輻射信息遙感監(jiān)測,可以獲取風場、降水、土壤水分、海冰、海表溫度、積雪、溫度廓線、濕度廓線等相關信息,具有大范圍、全球化;多要素、全天候;高時效,高精度等優(yōu)勢?？蔀樘鞖忸A測、暴雨診斷、環(huán)境監(jiān)測以及氣候研究等提供有效的數(shù)據(jù)支撐。在氣象探測、防災減災、保證航空、航海安全等應用領域,具有重大的經(jīng)濟效益、社會效益和軍事效益[1]。

隨著國家氣象局對衛(wèi)星在軌探測精度的要求越來越高,衛(wèi)星在軌運行的姿態(tài)穩(wěn)定度也大幅提高。旋轉(zhuǎn)式星載輻射計作為衛(wèi)星的主載荷產(chǎn)品,具有系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復雜、活動部件關節(jié)多、在軌通過掃描轉(zhuǎn)動實現(xiàn)對地探測等特點,其在軌掃描轉(zhuǎn)動時極易對衛(wèi)星的姿態(tài)穩(wěn)定產(chǎn)生干擾[2],影響衛(wèi)星的姿態(tài)穩(wěn)定度,嚴重的甚至會造成衛(wèi)星在軌傾覆,帶來不可估量的損失[3],旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡狀態(tài)的穩(wěn)定性對衛(wèi)星在軌探測的姿態(tài)穩(wěn)定具有十分重要的作用[4]。因此,需要對旋轉(zhuǎn)式星載輻射計進行動平衡設計[5],同時進行地面動平衡配平或在軌動平衡控制,使得旋轉(zhuǎn)式星載輻射計掃描轉(zhuǎn)動時的動不平衡量較小,提高衛(wèi)星的姿態(tài)穩(wěn)定度[6]。

本文介紹了旋轉(zhuǎn)式星載輻射計的組成,根據(jù)動平衡理論對旋轉(zhuǎn)式星載輻射計進行了動平衡特性分析,分析了轉(zhuǎn)動體升降、天線收攏展開對動平衡的影響;然后根據(jù)動平衡特性分析結(jié)果對旋轉(zhuǎn)式星載輻射計進行了天線展開機構(gòu)設計改進和動平衡試驗方法優(yōu)化;最后對改進后旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡狀態(tài)的穩(wěn)定性進行了試驗驗證。

1 旋轉(zhuǎn)式星載輻射計組成

本文設計的旋轉(zhuǎn)式星載輻射計主要由星體安裝架、筒體、掃描驅(qū)動機構(gòu)、天線展開機構(gòu)、天線反射器、遮光罩等組成。為滿足運載火箭整流罩的包絡要求,衛(wèi)星發(fā)射時,旋轉(zhuǎn)式星載輻射計收攏鎖緊安裝于衛(wèi)星頂部。衛(wèi)星發(fā)射入軌后,旋轉(zhuǎn)式星載輻射計天線及展開機構(gòu)展開、轉(zhuǎn)動體解鎖下降到位,隨后掃描驅(qū)動機構(gòu)啟動周期性連續(xù)掃描轉(zhuǎn)動,旋轉(zhuǎn)式星載輻射計進入在軌工作模式,旋轉(zhuǎn)式星載輻射計收攏鎖緊狀態(tài)、解鎖展開狀態(tài)如圖1所示。

為實現(xiàn)在軌工作狀態(tài)下旋轉(zhuǎn)式星載輻射計天線反射器對地面的全方位探測,旋轉(zhuǎn)式星載輻射計采用掃描驅(qū)動機構(gòu)驅(qū)動轉(zhuǎn)動體繞著轉(zhuǎn)軸360°周期性連續(xù)旋轉(zhuǎn)掃描的工作方式。其中,轉(zhuǎn)動體質(zhì)量約為125kg,包含筒體、天線展開機構(gòu)、天線等。圖1中,星體安裝架為旋轉(zhuǎn)式星載輻射計安裝底座,安裝在衛(wèi)星上固定不動;掃描驅(qū)動機構(gòu)底座安裝在星體安裝架上固定不動,筒體、天線展開機構(gòu)、天線等轉(zhuǎn)動部分安裝在掃描驅(qū)動機構(gòu)上部的轉(zhuǎn)子法蘭上;遮光罩直接安裝在星體安裝架上固定不動。該旋轉(zhuǎn)式星載輻射計在軌展開工作時,掃描驅(qū)動機構(gòu)轉(zhuǎn)子驅(qū)動筒體、天線展開機構(gòu)、天線等繞轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動,實現(xiàn)對地觀測。

旋轉(zhuǎn)式星載輻射計系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復雜、活動部件多,特別是轉(zhuǎn)動體升降、天線收攏展開等大質(zhì)量活動部件的運動對旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡狀態(tài)的穩(wěn)定性會帶來相應的影響。旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡影響因素多、動平衡狀態(tài)控制更加復雜,需對其動平衡特性及動平衡影響進行相應的研究與分析,以確保其動平衡狀態(tài)的穩(wěn)定性。

圖1 旋轉(zhuǎn)式星載輻射計Fig.1 Operational state of rotary space-borne radiometer

2 旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡特性及分析

2.1 動平衡理論

動平衡配平選擇“雙平面法”,動平衡原理示意如圖2所示。在轉(zhuǎn)軸上距離安裝面c處放置力傳感器,設第一配平面到力傳感器的距離為a;第二配平面到力傳感器的距離為b;安裝面到力傳感器的距離為d;m1、m2分別為第一配平面、第二配平面上等效集中質(zhì)量;r1、r2為質(zhì)量塊的回轉(zhuǎn)半徑;F1、F2分別為質(zhì)量塊m1、m2受到的離心力;Zc為質(zhì)心到安裝面的距離,當轉(zhuǎn)子以角速度ω轉(zhuǎn)動時,該點受力的向量表達式如式(1)。

注:圖中G為轉(zhuǎn)動體質(zhì)心,m1gn為質(zhì)量塊m1重力,m2gn為質(zhì)量塊m2重力。圖2 動平衡原理示意圖Fig.2 Schematic diagram of dynamic equilibrium

(1)

式中:gn為重力加速度;F為旋轉(zhuǎn)中心所受干擾力;M為旋轉(zhuǎn)中心所受干擾力矩;r1、r2分別為質(zhì)量塊m1和m2的矢徑。

轉(zhuǎn)化為標量表達式如式(2),其中XY平面平行于配平面,Z軸與轉(zhuǎn)軸重合。已知F及其空間相位角αF,M及其空間相位角αM,求解上、下不平衡量大小和相位m、α,其中α1、α2分別為質(zhì)量塊m1、m2的空間相位角,根據(jù)上下不平衡量計算結(jié)果,在其反向增加相同質(zhì)量配重,用以消除上下不平衡量。

(2)

為滿足衛(wèi)星對旋轉(zhuǎn)式星載輻射計提出的動平衡指標要求,產(chǎn)品設計時進行了動平衡設計,在旋轉(zhuǎn)式星載輻射計上設計了兩處平面作為動平衡配平面,旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡試驗配平示意如圖3所示,筒體上平面為第一配平面,筒體底平面為第二配平面。旋轉(zhuǎn)式星載輻射計在軌工作時轉(zhuǎn)動周期為1.7s,因此地面動平衡試驗時轉(zhuǎn)動周期設置為1.7s;在動平衡機上測得旋轉(zhuǎn)式星載輻射計掃描轉(zhuǎn)動時上下兩平面的動不平衡量,然后根據(jù)上述配平方法分別在旋轉(zhuǎn)式星載輻射計的第一配平面、第二配平面相應的角度增加對應質(zhì)量的配重塊,以減小整機動不平衡量,試驗參數(shù)見表1,具體試驗流程如圖4。

圖3 旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡配平示意圖Fig.3 Schematic diagram of the rotary space-borne radiometer dynamicequilibrium

表1 動平衡試驗參數(shù)Table 1 Parameters of dynamic balance test

圖4 動平衡試驗流程圖Fig.4 Flow chart of dynamic balance test

2.2 旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡特性

衛(wèi)星在軌姿態(tài)穩(wěn)定度指標要求為0.006(°)/s,為了滿足衛(wèi)星穩(wěn)定度指標要求,衛(wèi)星總體對該旋轉(zhuǎn)式星載輻射計的干擾力矩指標要求為小于0.2N·m[7]。旋轉(zhuǎn)式星載輻射計對衛(wèi)星的干擾主要來源于其掃描轉(zhuǎn)動過程中的動不平衡,轉(zhuǎn)子動不平衡為靜不平衡和偶不平衡統(tǒng)稱[8-9],因此衛(wèi)星總體對旋轉(zhuǎn)式星載輻射計整機動不平衡量指標要求如下。

(1)靜不平衡量不大于6kg·mm。

(2)偶不平衡量不大于9000kg·mm2。

為消除地面風阻的干擾,旋轉(zhuǎn)式星載輻射計采取在真空罐內(nèi)進行動平衡測試,以提高動平衡測試精度。動平衡測試中,先進行產(chǎn)品的動平衡配平[10],將整機剩余動不平衡量配平至滿足指標要求值范圍內(nèi)。根據(jù)旋轉(zhuǎn)式星載輻射計結(jié)構(gòu)形式,配平后分別進行產(chǎn)品轉(zhuǎn)動體重復升降、天線展開機構(gòu)重復收攏展開動平衡影響測試,以測得機構(gòu)活動部件運動可能引起的產(chǎn)品動平衡狀態(tài)變化,考核產(chǎn)品動平衡狀態(tài)的穩(wěn)定性,測試旋轉(zhuǎn)式星載輻射計最大動不平衡量是否滿足衛(wèi)星指標要求。旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡性能測試結(jié)果見表2。

表2 旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡性能測試結(jié)果記錄表Table 2 Rotary space-borne radiometer dynamic equilibrium test results

由表2測試結(jié)果可知:旋轉(zhuǎn)式星載輻射計裝配完成后,初始靜、偶不平衡量分別為109.68kg·mm、129323.90kg·mm2,遠大于衛(wèi)星指標要求。經(jīng)過動平衡配平后,旋轉(zhuǎn)式星載輻射計剩余靜、偶不平衡量分別降低為1.48kg·mm、1898.75kg·mm2,滿足指標要求。

但是轉(zhuǎn)動體升降后,天線展開機構(gòu)收攏展開后,旋轉(zhuǎn)式星載輻射計剩余靜、偶不平衡量均出現(xiàn)大幅增長,表明轉(zhuǎn)動體重復升降、天線展開機構(gòu)收攏展開對旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡影響較大,旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡狀態(tài)不穩(wěn)定,無法滿足衛(wèi)星使用要求。

2.3 轉(zhuǎn)動體升降動平衡影響分析

旋轉(zhuǎn)式星載輻射計裝星前,需將轉(zhuǎn)動體抬升8mm后對轉(zhuǎn)動體進行鎖緊固定,以減小衛(wèi)星發(fā)射階段旋轉(zhuǎn)式星載輻射計轉(zhuǎn)動體對掃描驅(qū)動機構(gòu)轉(zhuǎn)子的動力學響應。衛(wèi)星入軌后,旋轉(zhuǎn)式星載輻射計轉(zhuǎn)動體解鎖并下降8mm。

圖5 單點升降裝置示意圖Fig.5 Single point lifting and lowering device

轉(zhuǎn)動體通過單點升降裝置升降8mm時,升降過程中由于無法實現(xiàn)同步升降,每處提升螺桿提升或下降的高度無法一致,使轉(zhuǎn)動體升降過程中發(fā)生部分傾斜,造成轉(zhuǎn)動體升降前后重復定位精度較差,從而造成整機動平衡變化較大。

為驗證轉(zhuǎn)動體升降前后的位置一致性,對升降前后的轉(zhuǎn)動體上基準面進行水平測試,測試結(jié)果見表3。

表3 轉(zhuǎn)動體通過單點升降裝置升降前后水平度測試Table 3 Rotating body test results afterlifting and lowering by the single point device

由表3可知:轉(zhuǎn)動體重復升降前后,其水平度發(fā)生較大變化,轉(zhuǎn)動體升降前后重復定位精度較差,從而引起旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡狀態(tài)發(fā)生較大變化。

2.4 天線展開機構(gòu)收攏展開動平衡影響分析

為滿足運載火箭整流罩的包絡要求,衛(wèi)星發(fā)射時旋轉(zhuǎn)式星載輻射計天線收攏鎖緊,衛(wèi)星入軌后,天線解鎖展開。為了保證天線及天線展開機構(gòu)解鎖展開的可靠性,天線展開機構(gòu)各鉸鏈設計留有安全間隙,天線展開機構(gòu)重復收攏展開后無法完全展開到同一固定位置。天線展開機構(gòu)展開到位后狀態(tài)如圖6所示。

天線展開機構(gòu)底部鉸鏈主要由公鉸鏈、母鉸鏈、轉(zhuǎn)動軸和關節(jié)軸承等部分組成,如圖7所示。其中,公鉸鏈與從動桿組件連接,母鉸鏈與機構(gòu)基準板連接;關節(jié)軸承除了能繞軸線轉(zhuǎn)動外,還具備其它方向的偏轉(zhuǎn)自由度,同時關節(jié)軸承存在一定的軸向安裝間隙,軸向間隙約為0.075～0.425mm,因此公鉸鏈可能在相對母鉸鏈偏轉(zhuǎn)的同時發(fā)生軸向移動,引起天線展開機構(gòu)重復收攏展開到位后重復精度差。

注:圖中β為天線展開機構(gòu)展開到位后角度。圖6 天線展開機構(gòu)展開到位后示意圖Fig.6 Antenna after development

圖7 底部鉸鏈結(jié)構(gòu)示意圖Fig.7 Structure of the bottom hinge

通過對天線展開機構(gòu)重復收攏展開,并對天線展開機構(gòu)每次收攏展開到位后角度β進行精度測量,測試結(jié)果見表4。

表4 天線展開機構(gòu)重復收攏展開到位β角測試結(jié)果Table 4 Test results of β angle after repeated deployemnt of antenna mechanism

由表4可知:天線展開機構(gòu)重復收攏展開后,展開到位β角實測最大變化為0.035°,天線收攏展開后重復定位精度波動較大。天線反射器質(zhì)量為12.4kg,且距離轉(zhuǎn)動體質(zhì)心距離較遠,通過在三維軟件中模擬該重復定位精度變化,分析得到該偏差帶來旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡變化量約為靜不平衡2.3kg·mm,偶不平衡量4000kg·mm2。因此,天線展開到位后重復精度波動較大造成了旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡狀態(tài)的變化。

3 天線展開機構(gòu)設計改進

3.1 產(chǎn)品設計改進

為了減小底部鉸鏈設計間隙、消除關節(jié)軸承偏轉(zhuǎn)自由度對展開精度和重復精度的影響,將天線展開機構(gòu)底部鉸鏈中的活動部件由原來的1個關節(jié)軸承改為2個深溝球軸承,并在不影響高低溫展開可靠性的前提下減小設計間隙,軸向間隙減小為0.07～0.1mm,用以保證天線展開機構(gòu)的展開精度和重復精度。改進后,底部鉸鏈主要由公鉸鏈、母鉸鏈、轉(zhuǎn)動軸、深溝球軸承和調(diào)整墊片等組成,如圖8所示。

因為asinα+bsinβ>csinγ、asinα+csinγ>bsinβ、bsinβ+csinγ>asinα，所以P3P1=2asinα，P1P2=2bsinβ，P2P3=2csinγ三條線段首尾順次相連組成△P1P2P3.

圖8 改進后底部鉸鏈組成示意圖Fig.8 Bottom hinge after improved

為驗證更改深溝球軸承、減小底部鉸鏈活動間隙對于提高天線展開機構(gòu)展開精度和重復精度的有效性,對天線展開機構(gòu)進行了5次重復收攏展開,并對每次收攏展開后天線展開機構(gòu)展開到位β角進行精測。底部鉸鏈更改后,天線展開機構(gòu)展開到位角度的實測值見表5。

表5 底部鉸鏈更改后天線展開機構(gòu)重復收攏展開到位β角測試結(jié)果Table 5 Test results of β angle after repeated deployment of antenna after improved

由表5測試結(jié)果可知:底部鉸鏈關節(jié)軸承更換為深溝球軸承后,天線展開機構(gòu)展開到位角度重復精度Δβ由0.035°提高為0.011°,提高了天線展開機構(gòu)展開到位后β角的穩(wěn)定性。

3.2 測試方法改進

3.2.1 轉(zhuǎn)動體升降方式改進

為解決升降不同步使轉(zhuǎn)動體傾斜對旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡的影響,對轉(zhuǎn)動體升降方式進行改進設計。設計了一套同步升降裝置,以消除單點提升裝置升將引起的轉(zhuǎn)動傾斜。轉(zhuǎn)動體同步升降方式如圖9所示。通過搖動手輪,可以實現(xiàn)4處U型支撐架的同步升降,從而實現(xiàn)對轉(zhuǎn)動體的同步升降,減小升降不同步對旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡的影響。

圖9 同步升降裝置示意圖Fig.9 Consistent lifting and lowering device

為驗證轉(zhuǎn)動體升降前后的位置一致性,對升降前后的轉(zhuǎn)動體上基準面進行水平測試,測試結(jié)果見表6。

表6 改進升降方式后轉(zhuǎn)動體升降前后水平度測試Table 6 Rotating body test results after lifting and lowering by the consistent device

由表6測試結(jié)果可知:改進后,同步升降工裝升降過程中,水平度變化最大為0.015mm,升降過程穩(wěn)定,升降一致性好。

3.2.2 動平衡試驗方法改進

天線展開機構(gòu)展開到位后示意如圖6所示,天線展開機構(gòu)展開到位后的夾角理論值為β,夾角β產(chǎn)生變化時,引起其質(zhì)心高度的變化,而天線及天線展開機構(gòu)質(zhì)量在系統(tǒng)中占比較大且位置較高,其質(zhì)心高度微小變化都會對旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡狀態(tài)產(chǎn)生較大影響。當天線展開機構(gòu)收攏展開重復定位精度為±β1,收攏展開前后β角的最大值與最小值差值Δβ最大能達到2β1。此時,天線展開機構(gòu)收攏展開對旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡影響相對較大。

為了減小天線展開機構(gòu)收攏展開對旋轉(zhuǎn)式星載輻射計配平后動平衡的影響,可在配平前對天線展開機構(gòu)進行多次收攏展開,并對每次天線展開機構(gòu)展開到位后的夾角進行精測,若測得的展開到位角度不滿足要求,再次進行天線展開機構(gòu)收攏展開,并精測展開到位角度,直到天線展開機構(gòu)展開到位后的實測夾角為理論值β,并在此夾角下對旋轉(zhuǎn)式星載輻射計進行動平衡配平。配平完成后,天線展開機構(gòu)重復收攏展開到位的夾角與動平衡配平時的夾角的差值變量Δβ可以減小至β1。因此,可以將天線展開機構(gòu)收攏展開對旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡的影響大幅減小。

4 試驗驗證

為驗證天線展開機構(gòu)底部鉸鏈設計改進、轉(zhuǎn)動體升降方式改進、動平衡試驗方法改進等措施對旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡性能提升的效果,對改進后的旋轉(zhuǎn)式星載輻射計重新進行真空環(huán)境下動平衡試驗,動平衡配平完成后測試轉(zhuǎn)動體重復升降、天線重復收攏展開后旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡狀態(tài)的穩(wěn)定性。動平衡試驗方案如圖3所示,改進后動平衡試驗流程如圖10所示。

圖10 改進后動平衡試驗流程圖Fig.10 Flow chart of dynamic equilibrium test

改進后旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡性能測試結(jié)果見表7。

表7 改進后旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡性能測試結(jié)果記錄表Table 7 Rotary space-borne radiometer dynamic equilibrium test results after improved

由表7測試結(jié)果可知:改進后,轉(zhuǎn)動體重復升降、天線重復收攏展開等活動部件運動后,旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡變化較小,最大靜不平衡量為2.89kg·mm,最大偶不平衡量為2752.3kg·mm2,旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡狀態(tài)穩(wěn)定性大幅提高。

5 結(jié)論

本文對旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡特性進行了分析,探討了旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡狀態(tài)不穩(wěn)定的原因,對旋轉(zhuǎn)式星載輻射計轉(zhuǎn)動體升降、天線收攏展開等動平衡影響因素進行了分析,改進了天線展開機構(gòu)設計、轉(zhuǎn)動體升降方式和動平衡試驗方法;并對改進后旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡狀態(tài)進行試驗驗證,得到以下結(jié)論。

(1)大尺寸、大質(zhì)量的展開機構(gòu)等活動部件重復定位精度對旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡狀態(tài)穩(wěn)定性具有較大影響。

(2)通過減小展開機構(gòu)活動部件間隙、改進動平衡測試方法、減小天線展開到位夾角與動平衡配平時夾角的差值變量Δβ,可以有效提高旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡狀態(tài)穩(wěn)定性。

(3)改進后,旋轉(zhuǎn)式星載輻射計動平衡狀態(tài)穩(wěn)定,動不平衡量滿足衛(wèi)星使用要求,對整星干擾力矩較小,可以滿足衛(wèi)星的姿態(tài)穩(wěn)定度指標要求。