隔振平台对姿态控制系统影响分析及参数选择

    0 引 言

    随着航天任务的发展，很多光学有效载荷对星本体的姿态精度和稳定度的要求越来越高［1］。而目前航天器上主要的振动部件是飞轮或控制力矩陀螺( CMG) 等带有高速转子的执行机构［2 －3］。它们所产生的高频振动将直接传递给星体［4］，会严重影响星上光学有效载荷的成像精度。因此，为了能够给光学有效载荷提供一种超静环境［5］，隔振平台的设计和应用成为了关键技术。

    为节省发射成本，为其它有效载荷节约空间，通常将控制力矩陀螺群( CMGs) 以某种构型的形式安装在一个隔振平台的上平台处［6 －8］，如 Worldview I，Worldview II 和 Pleiades-HR 卫星［9 －10］。但是这种安装形式会使得姿态控制器和星体之间产生柔性连接。这种柔性连接必然会对航天器的原有姿态控制系统造成影响，这给 CMGs 隔振平台参数设计提出了挑战［11］。

    目前针对隔振平台的参数设计研究多集中在如何提高隔振平台单元杆件性能上，如霍尼韦尔公司生产的 D-strut 系列隔振器［12 －16］。然而从整星系统出发，在充分考虑隔振平台对姿态控制系统的影响下，对隔振平台参数设计的研究较少。此外，某些型号卫星上为检验隔振平台参数设计是否合理，常通过有限元建模的方式反复试验验证［17 －20］。此种做法具有精确性，能够对某个已知卫星进行姿态稳定度的预测。但是当更换星体或者变更隔振平台参数时就需要重新建立整星的有限元模型。因此该方法不具有普适性，并且会加大隔振平台的制造工期。

    为能够指导工程实际，本文采用牛顿欧拉法建立了含有隔振平台的整星动力学模型。该动力学模型具有通用性，能够通过选择合理的隔振平台参数，对星体的姿态稳定度进行预测。本文的重点是从整星系统出发，结合隔振平台对姿态控制系统的影响，研究其参数选择方法，使隔振平台既能满足隔振的要求，又能保证姿态控制系统的充分稳定性。

    1 隔振系统传递函数矩阵推导

    隔振平台的安装简图如图 1 所示。将 CMGs 和隔振平台的上平台合称为上平台系统。将隔振平台的下平台和星体合称为下平台系统。隔振平台的支撑单元杆件属弹簧阻尼系统，可被简化成三参数模型，如图 2 所示。

    采用牛顿欧拉法建立含有 CMGs 和隔振平台的整星动力学模型。该整星动力学模型包含了上平台系统动力学方程和下平台系统( 星本体) 动力学方程。在参考文献［21］中已经对该系统动力学模型进行了详细的推导，这里只给出最终形式，并对各变量进行解释。