针对测速传感器故障情况下磁悬浮飞轮不平衡振动抑制所需的高精度的转速信息的提取, 提出了一种通过预先提取转子位移信号和转速信号构建BP神经网络模型, 从而通过位移信号实时估计转速的方法; 通过MATLAB/Simulink构建了磁悬浮飞轮系统模型, 以仿真得到的位移和转速数据训练出一个神经网络模块, 以此实时估计转速, 得到恒速和变速两种情形下的转速估计结果, 并与测速传感器获得的转速进行比较。仿真和实验结果证明, 该转速估计方法在恒速和变速时均估计效果良好, 实验估计误差不超过20 r/min。

为了实现像移大小的可靠预估, 建立了一种对从扰振源到成像像移的传递函数进行估算的数值分析方法.首先利用Kistler微扰振测力平台对飞轮扰振进行测量, 获得了各向扰振的高精度实测数据.将飞轮安装在高仿真度的整星样机中进行试验, 获得了受飞轮微振动影响的图像像移数据.利用飞轮扰振数据和像移数据中的谐波数据建立并求解了一系列以传递函数为待求变量的线性方程组.最后利用所得传递函数对相同批次不同飞轮产品扰振所致像移进行预估.对比预估值和该飞轮实测像移值发现：预估结果和实测结果中谐波特性一致.相对于实测值, 预估值在典型响应处误差不高于10%, 大部分预估值的绝对误差不超过0.1个像素, 所得传递函数可较好的对成像像移进行预估.相较于传统理论建模方法, 该方法具有更高的可信度和更快的分析速度.

为了对光学遥感卫星中飞轮微振动带来的成像像移进行精确预估, 研究了飞轮微振动对成像影响的相关机理, 建立了理论分析模型, 搭建了高仿真度实验测量平台.研究微振动对成像影响机理, 构建从飞轮扰振特性到成像像移之间的传递函数表达式, 理论证明了谐波特性和模态特性是飞轮微振动对成像像移影响的两大重要特性.搭建高仿真度的实验平台对微振动影响下的图像像移进行精确测量.对比理论模型分析所得像移和实验测量数据, 分析两者结果不一致产生的原因.结果表明：理论与测量的像移结果中谐波特性非常一致, 两者具有几乎一致的典型的谐波因子;模态特性在低频段具有较高一致性, 中低频段误差在8%以内.

针对高速磁悬浮飞轮转子的不平衡问题, 提出了一种在力自由不平衡控制下的在线动平衡方法, 用空气环境下低转速的在线动平衡替代真空环境下的高转速在线动平衡, 以实现兼顾高效率和高精度的在线动平衡。通过分析磁悬浮转子系统的不平衡模型和比较各不平衡控制模式下校正质量的求解方法, 得出在力自由控制模式下, 磁轴承的同频控制电流为零, 电磁力在线性化范围内仅是转子位移的线性函数。因此根据转子的同频位移响应可解算动平衡校正质量。通过所设计的磁轴承力自由不平衡控制器使转子绕其惯性主轴旋转, 获得了转子同频位移响应。由于系统参数的理论值与实际值存在一定误差, 通过一次试重对转换系数矩阵进行了校正。实验结果表明, 通过一次试重校正转换系数矩阵, 再经过两次试转后即可实现高精度动平衡。另外, 转子轴心轨迹显著减小、转子两端同频位移响应分别下降了77.29%和94.14%; 在真空环境下, 试验转子升速至500 Hz时, 转子的运行状况与低速状态一致, 进一步验证了本文提出方法的有效性。

Although the performance of space cameras has largely improved, the micro vibration from flywheel disturbances still significantly affects the image quality of these cameras. This study adopted a passive isolation method to reduce the negative effect of flywheel disturbance on image quality. A metal-rubber shock absorber was designed and installed in a real satellite. A finite element model of an entire satellite was constructed, and a transient analysis was conducted afterward. The change in the modulate transfer function was detected using ray tracing and optical transfer function formulas. Experiments based on real products were performed to validate the influence of the metal-rubber shock absorber. The experimental results confirmed the simulation results by showing that the negative effects of flywheel disturbance on the image quality of space cameras can be diminished significantly using the vibration isolation method.

为了研究高分辨率光学卫星星上飞轮的微振动对卫星成像质量的影响，分别建立了飞轮扰动模型和整星结构动力学模型。 首先，对飞轮组件系统进行了地面扰动测试，对实测扰动数据的分析表明，飞轮组件在与转速相关的一阶频率50 Hz处产生一次谐波，在190 Hz与280 Hz左右存在与转速无关的一系列峰值。然后，对整星进行了单位正弦激励，获得了光轴角位移响应，并对其与飞轮实测扰动数据进行了集成分析。分析结果表明: 整星在50~80 Hz和230~280 Hz的角位移响应有较多的谐振响应频率成分，沿光轴方向和垂直光轴方向整星光轴的角位移最大谐振响应幅值分别为2.718″、2.739″，在245 Hz左右存在较多幅值为0.5″量级的谐波。分析显示飞轮组件微振动对高分辨率光学卫星成像质量影响较大，得到的结果可为整星系统的优化设计和隔振补偿措施提供参考依据。

When a satellite is in orbit, its flywheel will generate micro vibration and affect the imaging quality of the camera. In order to reduce this effect, a rubber shock absorber is used, and a numerical model and an experimental setup are developed to investigate its effect on the micro vibration in the study. An integrated model is developed for the system, and a ray tracing method is used in the modeling. The spot coordinates and displacements of the image plane are obtained, and the modulate transfer function (MTF) of the system is calculated. A satellite including a rubber shock absorber is designed, and the experiments are carried out. Both simulation and experiments results show that the MTF increases almost 10 %, suggesting the rubber shock absorber is useful to decrease the flywheel vibration.

结合集成建模法和光线追迹法研究飞轮微振动对相机成像质量的影响.采用集成建模法, 建立飞轮微振动的扰动模型、卫星和相机的有限元模型, 进行瞬态响应分析, 得到6个方向力或力矩单独作用下相机各反射镜随时间变化的位移.采用光线追迹法, 由反射镜位移和入射光线, 根据折射定律计算折射后光线的位置、方向及与光轴的夹角.由得到像面处的光斑坐标和位移, 运用运动统计矩计算系统调制传递函数.结果表明: 响应周期与激励周期无关;激励的作用时间长度和采样时间长度均会影响调制传递函数;不同方向振动激励造成的调制传递函数变化的大小不同, 而不同方向对包含原光学系统的调制传递函数的影响类似仅振动对调制传递函数的影响;当振动分别作用My、Mz值时衰减最大, 达到0.1左右.该方法较理论推导简便快捷, 能获取微振动与调制传递函数的关系, 为系统优化设计和隔振措施提供参考.

为了满足小卫星姿态控制飞轮系统热设计的要求, 对飞轮系统的热特性进行了分析和试验验证。根据飞轮运行工况, 分别对飞轮系统机械损耗和电控损耗进行了理论计算, 确定了系统主要热源点的分布情况。然后, 依据系统拓扑结构, 建立了整机的等效热网络模型; 采用有限元法, 分别对飞轮相关组件和整机在卫星连续侧摆工况下的热特性进行了分析。最后, 研制了实验样机, 并对样机进行了热真空试验。在经过8 h卫星连续侧摆机动工况下的实验结果表明: 当环境温度为45.0 ℃时, 监测点最后平衡温度约为57.8 ℃, 相对于有限元分析结果的53.2 ℃, 误差为8.6%, 表明热分析结果与试验结果吻合度较好, 可为姿态控制飞轮系统的热设计提供重要参考。