新型整星隔振器隔振性能分析

对整星进行振动隔离是降低作用于卫星上振动载荷的有效方法。在不改变火箭及卫星现有结构条件下，设计新型圆盘隔振器来实现整星隔振。通过建立隔振器动力学方程及有限元模型，分析了卫星-圆盘隔振器耦合系统的复模态、振动传递率及不同阻尼对隔振效果的影响。结果表明，在不改变星箭结构条件下，新型圆盘隔振器能有效地隔离振动载荷。     

整星隔振器的隔振性能分析

根据某配重卫星对隔振性能要求,设计出了一种安装在适配器和星箭界面之间的整星隔振器.建立合理的整星隔振系统有限元模型,在星箭界面上分别施加特定的横向和轴向载荷谱,进行随机振动分析,以验证其隔振性能.对比施加隔振器前后的计算结果,说明所研制的整星隔振系统能够有效地隔离高频段卫星的横向和轴向振动,降低运载火箭发射时传递给卫星的环境载荷,提高卫星发射的可靠性.     

一种超静卫星动力学建模及控制方法

针对Stewart超静卫星载荷和星体平台在姿态控制时存在平动和转动耦合问题,提出一种基于广义动量定理,反映载荷质心相对整星质心平动和转动耦合因素的动力学建模方法。由于载荷质心存在平动位移,极易造成Stewart平台支杆行程饱和,甚至发生碰撞。为避免支杆行程饱和,设计了具有平动前馈补偿控制的载荷控制器和具有支杆去饱和控制的星体平台控制器。通过3种姿态控制模式验证了控制器的正确性。仿真结果表明,在星体平台姿态实现10″控制精度的基础上,通过Stewart平台高精度指向控制,实现载荷0.1″指向控制。星体平台和载荷控制器在3种姿态控制模式下都能够有效实现支杆去饱和控制,避免发生机械碰撞。     

双状态非线性隔振器参数设计与试验研究

为有效抑制在轨微振动对有效载荷指向精度的影响,并改善其发射段动力学环境,设计了一种双状态非线性隔振器,利用发射与在轨状态载荷条件的差异,使其在两个阶段有不同的隔振频率。分析了各设计参数对发射段动态响应以及在轨隔振性能的影响,提出了隔振器参数设计方法。试制了隔振器样件,进行了静力学测试,并按照发射和在轨两种状态的力学环境进行了动力学试验,测试了隔振器在两种状态下的传递率。试验结果表明,隔振器在发射段准静态载荷作用下可避免出现大变形,并显著改善星载设备的动力学环境。在轨时可有效隔离微振动,将5Hz以上频段受到的扰动幅度下降92%以上。     

高灵敏度空间光学载荷在轨微振动隔振系统设计与验证

卫星在轨飞行由于有动量轮等活动部件导致有微振动。一般载荷对微振动不敏感,但是高灵敏度的空间光学载荷,比如说亚米分辨率相机、时间调制干涉光谱仪等对微振动非常敏感。微振动会造成性能下降,甚至任务失败,因此微振动隔振系统设计是在轨高灵敏度载荷的关键技术之一。文章以某型号干涉仪为研究背景,系统研究了微振动对敏感载荷的影响、微振动振源的特性分析、微振动的隔振设计、地面试验验证等一系列问题。微振动对干涉仪敏感载荷影响的研究表明,干涉仪能够承受的加速度量级为1.0×10~(–2)g_n。采用考虑卫星传递影响的全链路仿真方法对卫星微振动振源的幅值进行了分析,结果表明干涉仪安装位置的微振动幅值为2.4×10~(–2)g_n,超过了其承受能力,需要采用隔振系统保证干涉仪在轨工作环境。进一步的扰振源扰振特性测试明确了微振动的频率,并以此为依据开展了隔振系统的设计;最终的地面微振动试验结果表明,隔振系统有效地保证了干涉仪的星上振动环境,从而验证了隔振系统设计的正确性和有效性。     

限位弹性-阻尼元件设计及隔振效果研究

为改善发射过程中卫星的动力学环境以保证卫星及其精密仪器的正常工作,设计了一种由限位弹性-阻尼元件构建的新型隔振器。用MSC.Marc非线性分析软件建模,由动力学仿真模拟分析简谐、随机激励下的系统响应。结果表明:加装隔振元件后,隔振系统的振动位移振幅、位移传递率和加速度传递率较原始系统大幅降低。     

空间相机隔振系统的优化方法

为了减小卫星发射和在轨阶段的振动对空间相机成像品质的影响,文章对空间相机隔振系统的建模和优化方法进行了研究。使用复刚度模型表示隔振器,用拉格朗日方法建立系统动力学方程。选用了系统质心位置的加速度和转角的均方根值作为目标函数,采用多目标优化算法NSGA-Ⅱ在随机振动条件下对隔振系统的进行优化。优化结果给出了隔振系统的刚度系数和耗散系数的最优解集。根据某空间遥感器的实例计算出一组最优隔振器参数,验证了这种优化方法的可行性。这个最优解的集合可以作为隔振系统结构选型和初始设计的输入条件,提高隔振器前期优化设计的效率和计算的准确性。     

Stewart平台动力学建模及鲁棒主动隔振控制

未来复杂航天器低频模态密集,其敏感载荷要求很高的指向精度和稳定度,只对航天器本体姿态控制很难满足要求.本文采用Stewart超静平台对敏感载荷进行6自由度主动隔振,建立了非线性动力学模型,并根据线性模型设计了多变量鲁棒控制器,采用DK迭代算法求解.频域分析可得Stewart平台对3～800Hz的扰动主动隔振大于25dB,仿真证明Stewart平台对10Hz谐波扰动隔振性能优于40dB,对白噪声随机扰动隔振性能优于30dB,有效抑制了微小扰动,起到了6自由度超静隔振平台作用.     

高分多模卫星微振动抑制设计与验证

敏捷型遥感卫星在轨运行期间,星上控制力矩陀螺等扰动源会引起微振动,微振动传递到高分辨率相机等敏感载荷会影响载荷性能,进而影响卫星成像质量,因此需对传递到敏感载荷的微振动进行抑制,以保证卫星高分辨率指标的实现。以高分多模卫星(GFDM-1)的微振动抑制需求为背景,确定了整星微振动抑制技术路线与微振动抑制总体方案,开展了扰动源特性研究,完成了扰动源、星体结构和敏感载荷的减隔振设计与验证,并通过星载微振动测量设备对相机等关键位置的在轨微振动响应进行了测量,对卫星微振动抑制方案进行了飞行验证。在轨微振动测量数据表明:高分多模卫星微振动抑制方案可有效满足敏感载荷相机的微振动抑制需求,可为我国后续敏捷遥感卫星的微振动抑制设计与验证提供参考。     

八作动器隔振平台的通道耦合分析及解耦控制

分析一种对称结构的八作动器隔振平台的通道耦合特性。分析表明由于结构对称，当有效载荷质心位于平台纵轴的延长线上，且有效载荷的惯性主轴与平台对称轴平行时，平台可分解成两个独立的单自由度系统和两个2阶耦合子系统。利用矩阵同时对角化方法对平台的2阶耦合子系统进一步解耦，仿真结果显示解耦控制能够衰减被动隔振的谐振峰，改进平台的隔振性能。     

卫星在轨微振动隔离系统动力学分析

针对采用主动隔振系统时,有效载荷和卫星平台因质量接近而产生的运动耦合问题,文章使用牛顿-欧拉(Newton-Euler)方法对设计的Stewart隔振系统进行动力学建模,给出了有效载荷和卫星平台质量接近时运动耦合模型,以及卫星平台质量无穷大时的运动无耦合模型下的系统动力学方程,对比分析了两种模型下系统动力学响应。结果表明:Stewart隔振系统在两种模型下系统动力学特性差异较大,有效载荷和卫星平台质量接近时,运动耦合模型的有效载荷角振动响应峰值大、平动响应峰值小、系统模态频率较高。因此,有效载荷和卫星平台质量接近时应采用运动耦合模型进行动力学建模。研究结果可为卫星有效载荷微振动隔离提供理论参考。     

基于压电作动器的空间单轴主动隔振研究

对六自由度空间Stewart隔振平台中基于压电作动器的单轴主动隔振进行了研究。提出了三类标准以衡量隔振性能,其中:第Ⅰ类为载荷端与扰动端同量纲振动量比;第Ⅱ类为隔振后载荷端的受力与隔振前固连时载荷受力比;第Ⅲ类为隔振前后振动量的衰减状况。给出了压电作动器的基本方程,并根据实际进行了数值修正。建立了线性化的压电作动器单轴隔振系统,采用作动器的运动总与扰动端振动分量互补的主动隔振策略。讨论了速度反馈控制、力反馈控制与代数环引入,以及质量对隔振性能的影响。提出了隔振方向和隔振代价的概念。仿真结果表明速度反馈和力反馈均能获得较好的隔振效果。理论分析了隔振方向对隔振性能和隔振代价的影响。研究为空间Stewart隔振平台设计提供了理论支持。     

自由漂浮柔性航天器的非线性扰动观测器设计

为提高控制策略的效率,考虑航天器的平动和转动与柔性附件的振动相互耦合作用,对一种用于估计柔性附件对自由漂浮航天器主体平动和姿态转动影响的非线性扰动观测器(NDO)设计进行了研究。将自由漂浮航天器简化为自由运动的中心刚体柔性梁(FHB)系统,用浮动坐标系建立了系统的动力学模型,并用假设模态法对柔性附件进行离散以方便计算。将与不可观测状态相关的项作为等效扰动项,并假设其为慢变且有界,设计了扰动观测器。因考虑了柔性附件对航天位姿的扰动,设计的扰动观测器具渐近收敛性和鲁棒性。构建了Lyapunov函数,从理论上证明了该观测器的收敛性。用无外力输入的自由运动和受迫运动两个数值仿真算例验证扰动观测器的有效性,结果表明设计的扰动观测器估值与真实值基本一致。研究为后续包含扰动补偿的控制器设计奠定了基础。     

基于推力器的组合航天器质量特性辨识方法研究

组合航天器的质量特性辨识对提高其姿态轨道控制的精度和快速性有至关重要的作用。对基于推力器的总质量、质心位置和惯量矩阵的在轨辨识进行了研究。基于推力作用下的平动方程可得到质心位置和总质量的耦合辨识方程,基于转动方程可得到转动惯量和质心位置的耦合辨识方程,通过对角速度和线加速度进行多次采样,利用最小二乘法求解这2类辨识方程可完成总质量、质心位置和惯量矩阵的在轨辨识。基于上述辨识原理,提出一种闭环稳定的解耦质量特性辨识方法,通过设计合适的推力器工作策略,实现总质量、质心位置和惯量矩阵的解耦辨识,并采用一种不依赖于转动惯量的控制算法,使组合航天器的姿态在辨识结束后恢复到稳定状态。仿真表明,采用闭环稳定的解耦质量特性辨识方法,可保证组合航天器在推力器激励后的姿态稳定性。在仿真采用的动力学干扰、推力器误差和敏感器误差下,总质量、质心位置和惯量矩阵的辨识精度可达到10-3量级。     

多自由度振动环境下惯组非线性传递特性研究

惯组作为飞行器姿控系统的传感器,其局部安装结构的传递特性的测量精度直接关系到导航精度。目前,惯组普遍使用减振器进行隔振,而减振器都呈现出较强的非线性特征。为了考察惯组在不同工况下的传递特性,将惯组简化为六自由度Duffing模型,推导了基础激励下系统的运动微分方程,并用龙格-库塔法对方程进行求解,分析了自由衰减振动和强迫振动下不同工况的系统传递特性。结果表明,多自由度激励比单自由度激励工况得到的系统传递特性的频率和幅值都低。考虑到惯组真实的使用环境,应当在多自由度振动环境下进行传递特性试验。     

仪器与安装支架间的合理设计 二自由度有阻尼系统的振动的隔离

本文主要是从振动原理上分析带有阻尼的二自由度系统的振动的隔离问题,也就是从理论上探讨仪器与安装支架之间的合理设计问题。本文对二自由度粘性阻尼系统的振动传递率的表达式进行数学推导,并以 VAX—780机的计算数据和绘制的相应的曲线,阐明如何选择系统的参变量,以实现良好的所期望的隔振性能。本文也试图说明这个问题的重要性,以期引起足够的重视。     

柔性航天器姿控执行机构微振动集中隔离与分散隔离对比研究

姿控执行机构高速旋转诱发的微振动会降低柔性航天器姿态稳定度。为实现高稳指向,文章研究了姿控执行机构的集中隔振与分散隔振技术。首先建立包含隔振器的柔性航天器姿态动力学模型;然后仿真研究航天器在作大角度机动和稳定控制两种工况下,姿控执行机构的两种隔振方案的性能,并进行了对比分析。研究结果表明:航天器进行大角度机动时,对于高刚度隔振器,两种隔振均具有稳定性,并且指向控制性能相似;对于低刚度隔振器,集中隔振较分散隔振容易失稳;在稳定控制工况下,对于高刚度隔振器和低刚度隔振器,两种隔振性能基本一致。     

基于微振动隔离技术的平台载荷一体化设计

针对大口径高分辨率相机对卫星平台结构、安装包络、振动环境等方面的要求,提出了一种基于微振动隔离技术的平台载荷一体化设计与分析方法。通过在卫星平台与载荷安装基板之间的一体化结构中增加柔性连接单元,利用系统刚度和能量耦合的原理对一体化结构平台的系统性能进行设计和仿真分析,并在此基础上,开展了平台载荷一体化结构地面模拟试验研究。结果表明：文章提出的基于微振动隔离技术的平台载荷一体化设计在满足载荷安装要求的同时,还能够将卫星平台传递至载荷基板的振动响应衰减80%以上,从而有效地确保载荷的主要性能。     

微振动对高分辨率空间相机成像影响的集成分析

文章应用集成建模思想对某型高分辨率空间相机进行了微振动影响的结构-光学集成分析。首先分别建立了该空间相机的微振动载荷模型、结构有限元模型和光学系统模型。然后对微振动载荷作用下的结构有限元模型进行动力学分析,获得空间相机各光学元件的响应位移,并输入到Code V光学模型中做光学系统仿真分析,得出MTF下降和像移情况。通过结果数据的对比分析表明,空间相机对沿坐标轴平动和转动的6种微振动载荷具有不同的响应敏感性,为改进设计、隔振抑振提供了参考。     

发射主动段空间相机隔振技术研究

由光机和光电组件组成的空间相机对发射过程中力学环境的适应能力极为有限。为了提高空间相机发射主动段的适应能力,文章依据单自由度被动式隔振系统理论,针对相机的正弦振动和随机振动环境力学条件,设计了一种阻尼橡胶隔振器。计算分析和振动试验结果显示隔振器的减振效率接近50%,能够将随机振动过程中相机内部结构的加速度均方根值响应衰减至减振前的1/10,并最终保证在10gn左右,达到了相机材料及结构所容许的动力学条件要求,充分验证了隔振器的减振效果。文章针对相机的隔振技术应用及隔振设计方法,对于具有类似结构形式或布局形式的空间有效载荷的减振设计具有实用的参考价值。