CN103712759B - 航天器整星微振动力学环境地面试验方法 - Google Patents

航天器整星微振动力学环境地面试验方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及航天器环境模拟试验技术和试验方法领域，作为航天器整星级微振动力学环境地面试验方法，包括试验的准备、试验的实施、试验的完成等完整的试验方法和流程。通过该试验方法实施可以对航天器系统的进行了航天器整星级微振动力学环境的考核，能准确暴露和发现系统总体设计方面的缺陷、考核有效载荷在微振动力学环境下的工作能力。

Description

航天器整星微振动力学环境地面试验方法
技术领域
本发明属于环境模拟试验方法技术领域。具体来说，本发明涉及一种航天器整星的微振动力学环境地面的试验方法。
背景技术
目前，我国卫星中的光学载荷分辨率在逐步提高，这样各种设计精良的高精度相机，其性能和精度均将远超过现有型号，特别是高分辨率的性能要求导致航天器对微扰动的敏感度增大，星体微幅抖动对成像质量的影响不可忽略，当扰振幅值对相机成像质量产生的影响达到不可接受的程度时，必须采取有效措施加以抑制或补偿。同样，在通信卫星中由于激光通讯技术的应用对航天器的微振动环境的要求也将非常迫切。
这些微扰动直接影响到航天器在轨的工作状态，为此，在航天器的研制各阶段都应将微振动环境作为设计、控制、验证的重要内容。在设计中应考虑微振动的控制，在航天器的初样阶段应获取微振动响应分析传递路径及干扰源的影响效应，为产品的设计改进提供必要、可靠的依据，在航天器的正样阶段，获得航天器在模拟环境下的微振动响应，考核有效载荷在微振动力学环境下的工作能力。
航天器微振动力学环境试验在国内外尚处于一个发展阶段，目前国际上还未见到关于航天器微振动地面试验方法的相关标准，随着我国航天器微振动领域的迅速发展，迫切需要成熟、科学的试验方法，验证航天器微振动抑制和隔离的效果，在地面环境考核航天器的有效载荷在微振动力学环境下的工作能力。虽然目前我国在2012年发布了关于微振动领域的第一个行业标准《Q/QJA95-2012航天器微振动力学环境地面测试方法》，但只是涉及航天器微振动力学环境地面试验中的测试方法，对于航天器微振动力学环境试验方法中的自由边界的模拟方法、试验流程、系统的试验方法未设计。本发明的试验项目包括自由边界模拟装置支撑频率测试、自由边界模拟状态的模态试验、自由边界模拟状态下的结构传递特性测试、扰振响应测试方法。(1)通过自由边界模拟装置支撑频率测试方法获得自由边界模拟装置与航天器组成的系统的前六阶刚体模态，进而确定自由边界模拟装置对航天器在轨状态模拟的影响；(2)通过自由边界的模态试验获得航天器自由边界的整星模态参数，包括模态频率，模态阻尼和模态振型等参数，为航天器自由-自由状态有限元分析、修正提供试验数据；(3)通过自由边界状态下的结构传递特性测试获得从航天器扰振源到敏感载荷安装位置的传递特性，获取航天器扰源产生的微振动经过航天器结构衰减或放大的特性，以改善航天器结构避免航天器结构与扰振的耦合影响；(4)通过扰振响应测试方法测试扰振源及敏感载荷安装位置及敏感载荷的微振动响应，进而获取扰振源的扰振特性及敏感载荷安装位置级敏感载荷的微振动响应特性。通过以上系统的试验方法可以实现在地面环境的微振动试验对航天器抗微振动力学环境的考核，暴露和发现航天器总体设计方面的缺陷、获取航天器自由边界下的结构特性，为修正分析模型提供数据依据；考核敏感载荷在微振动力学环境下的工作能力。值得一提的是对于模态试验方法已经是本领域中的成熟技术，不是本发明的技术关键，但自由边界模拟装置支撑频率测试、自由边界模拟状态下的结构传递特性测试、扰振响应测试方法及由包括自由边界模拟装置支撑频率测试、自由边界模拟状态的模态试验、自由边界模拟状态下的结构传递特性测试、扰振响应测试方法组成的系统的试验方法是本发明的关键，在发明内容中会详细介绍。基于本发明包括的试验模式、试验方法、试验流程，我所已完成多型号的航天器整星级微振动力学环境地面试验，方法科学有效。
其中涉及的航天器自由边界模拟装置可参见中国专利201310339738.6，术语“支撑频率”是指航天器与自由边界模拟装置的前6阶模态频率。
发明内容
本发明的发明目的在于提供一种包括试验方法、试验工况、试验流程在内的航天器整星级微振动力学环境地面试验方法，该方法包括自由边界模拟装置支撑频率测试、自由边界模拟状态的模态试验、自由边界模拟状态下的结构传递特性测试、扰振响应测试方法。应用该试验方法系统地进行了航天器整星级抗微振动力学环境的考核，暴露和发现航天器设计方面的缺陷、考核敏感载荷在微振动力学环境下的工作能力。
本发明通过以下技术方案实现：
航天器整星级微振动力学环境地面试验方法，包括自由边界模拟装置支撑频率测试、自由边界模拟状态的模态试验、自由边界模拟状态下的结构传递特性测试、扰振响应测试方法，该试验方法包含以下步骤：
一、自由边界模拟装置支撑频率测试
1.试验准备：
a)选择性能不低于以下指标的电容式加速度传感器及角位移传感器，电容式传感器的主要性能为(1)传感器灵敏度500mv/g；(2)频率范围0～500Hz；角位移传感器主要性能为(1)幅值精度优于2％；(2)频率范围0.5～500Hz；
b)在航天器的主结构位置、航天器与自由边界模拟装置的连接位置上按照航天器直角坐标系的X、Y、Z三个方向(一般X、Y向为水平正交的两个方向，Z向为正交的垂直地面的方向)安装多个电容式加速度传感器及角位移传感器；
c)将航天器通过整星接口与自由边界模拟装置连接；
d)将电容式传感器导线连接至数据采集系统，构建测量支撑频率的测量系统；
e)数据采集、处理、存储参数设置(数据采集系统采样率设置200Hz、频率范围设置0～100Hz、采集时间设置大于50S、数据处理、存储方式设置时域数据和频谱数据)；
2.试验测试：
a)为获取X/Y向弯曲频率，应用摆式法，在航天器的偏离质心位置附近、航天器表面分别沿X/Y方向施加推力，使航天器与自由边界模拟装置组成的系统偏离平衡位置，该外力大小以能够使系统振荡为准；
b)释放外力，使系统振荡，同时进行时域数据采集和处理；
c)采集、处理数据结束，根据时域信号特征及频谱分析，获取X/Y向弯曲频率，其中，f＝1/T，f-频率；T-时域周期信号的一个周期；
d)为获取Z向平动频率，应用摆式法，在航天器的Z向上表面或下表面附近沿Z向施加外力，使航天器与自由边界模拟装置组成的系统偏离平衡位置，该推力以能够使系统振荡为准；
e)释放外力，使系统振荡，同时进行数据采集和处理；
f)采集、处理数据结束，根据时域信号特征及频谱分析，获取Z向平动支撑频率。
g)为获取Z向扭转频率，应用摆式法，在航天器的质心位置附近航天器表面在XY平面45度对称位置同时沿顺时针或逆时针方向施加扭转力，使航天器与自由边界模拟装置组成的系统扭转，该扭转力以能够使系统扭转振荡为准；
h)释放扭转力，使系统扭转振荡，同时进行数据采集和处理；
i)采集、处理数据结束，根据时域信号特征及频谱分析，获取Z向扭转支撑频率，其中，f＝1/T，f-频率；T-时域周期信号的一个周期；
二、自由边界模拟状态的模态试验
自由边界的模态试验特点是将航天器安装于自由边界的模拟装置上，再应用已知的模态试验方法获得航天器自由边界的整星模态参数，包括模态频率，模态阻尼和模态振型；
三、自由边界模拟状态下的结构传递特性测试
1.试验准备：
a)选择性能不低于以下指标的压电式微加速度传感器，其主要性能为：(1)传感器灵敏度1000mv/g；(2)频率范围0.5～1000Hz；(3)幅值分辨率0.00005gRMS；
b)选择性能不低于以下指标的激励器系统，其主要性能：(1)工作频率范围2～1000Hz；(2)激励器激励力200N；
c)在航天器结构的扰源安装位置和敏感载荷安装位置、扰源、敏感载荷以及从扰源至敏感载荷的力的传递路径按照航天器直角坐标系的X、Y、Z三个方向设置若干微加速度传感器；
d)将航天器与自由边界模拟装置连接；
e)分别在扰源安装位置及附近按照航天器直角坐标系的X、Y、Z方向设置激励器；
2.试验方法：
a)进行随机激励传递特性测试，其中，数据采集系统设置系统参数：(1)根据敏感载荷的敏感频率设置分析频率范围；(2)测量数据包括传递函数和相干函数；(3)频率分辨率为0.1Hz；(4)采集数据平均方式及平均次数；进行扫描正弦激励传递特性测试，数据采集系统设置系统参数：(1)根据敏感载荷的敏感频率设置分析频率范围；(2)扫描方式为线性或对数扫描方式；(3)频率分辨率为0.1Hz；(4)扫描速率2倍频程/分钟或4倍频程/分钟；
b)随机激励力设置：在测试频率范围内选择激励力1Nrms、2Nrms、5Nrms、10Nrms、20Nrms、30Nrms；选择三个激励量级以能够获取线性的传递特性；
c)启动激励系统进行激励，数据采集和处理获取传递特性；
d)正弦激励力设置：在测试频率范围内选择1N、2N、5N、10N、20N、30N；选择三个激励量级以能够获取线性的传递特性；
e)启动激励系统进行激励，数据采集和处理获取传递特性；
f)将随机激励和扫描正弦激励获取的传递特性进行比对，进行传递特性效验；
四、扰振响应测试
1.试验准备：
a)选择性能不低于以下指标的压电式微加速度传感器，其主要性能为：(1)传感器灵敏度1000mv/g；(2)频率范围0.5～1000Hz；(3)幅值分辨率0.00005gRMS；
b)选择性能不低于以下指标的角位移传感器，其主要性能为：(1)角位移分辨率0.01角秒；(2)频率范围0.5～500Hz；(3)幅值精度2％；
c)选择性能不低于以下指标的环境噪声测量传感器，其主要性能为：(1)传感器灵敏度10000mv/g；(2)频率范围0.5～1000Hz；
d)在航天器结构的扰源安装位置、敏感载荷安装位置、扰源以及敏感载荷上按照航天器直角坐标系的X、Y、Z三个方向安装若干微加速度传感器；
e)在航天器敏感载荷安装位置及敏感载荷上按照航天器直角坐标系的X、Y、Z三个方向安装角位移传感器；
f)在自由边界模拟装置的上、下界面分别安装环境噪声传感器；
g)除测试试验室符合GJB1027A-2005所要求的大气、温度、湿度环境外，应使扰振测试试验室尽量消除地噪声、声噪声、电噪声对扰振测试的影响，环境噪声小于被测信号最低量级的1/3倍～1/5倍的试验室环境；
h)将航天器通过整星接口与自由边界模拟装置连接；
2.试验方法：
a)关闭与试验无关的仪器，关闭星上设备；
b)数据采集系统设置：(1)频率范围(根据敏感载荷的敏感频率设置)；(2)数据记录和处理方式(时域或频域)；
c)进行航天器的微加速度、角位移的背景噪声及环境噪声测试；
d)按照表1的试验工况设计，将扰振源出于工作状态；
e)数据采集系统进行微加速度、角位移的扰振响应测试。
其中，X、Y向为水平正交的两个方向，Z向为正交的垂直地面的方向；
其中，支撑频率测试数据采集系统采样率为200Hz、频率范围为0～100Hz、采集时间大于50S、数据处理、存储方式为时域数据和频谱数据。
其中，分析频率范围要根据敏感载荷的敏感频率设置；
其中，扰振响应测试时域信号包括时域原始信号和标准方差；
其中，扰振响应测试频域数据包括频谱和功率谱。
本发明技术方案的特点包括：
(1)具有技术可行性。该方法是在力学的基本原理结合试验特点，提出的新试验模式、试验工况、流程；
(2)应用该方法可以完整、科学在地面自由边界模拟状态下获得航天器自由边界模拟特性、航天器自由边界模拟状态下的模态特性、自由边界模拟状态下扰振的传递特性、自由边界模拟状态下的扰振响应特性，进而进行航天器减振、隔振特性的评估，评估航天器敏感载荷抗微振动力学环境的能力；
(3)试验方法、试验流程及试验工况的设计便于工程化应用；
(4)目前，基于本发明包括的试验模式、试验方法、试验流程及试验工况的设计，我所已研制并完成了多型号航天器整星微振动力学环境地面试验方法中，试验结果有效。
附图说明
图1～图2是本发明方法的步骤之一的自由边界模拟装置支撑频率测试方法示意图。
图1进行X向施加力，获得航天器和自由边界模拟装置组成的系统X向弯曲频率特性(同理进行Y向施加力，获得航天器和自由边界模拟装置组成的系统Y向弯曲频率特性)，
1为航天器；2为自由边界模拟装置；3为推力。
图2进行Z向施加扭转力，获得航天器和自由边界模拟装置组成的系统Z向扭转频率特性。
1为航天器；2为自由边界模拟装置；3为扭转力。
图3是本发明方法的步骤之一的扰振测试方法中环境噪声的测试示意图。
其中1是航天器，2是敏感载荷，3是扰振源，4是自由边界模拟装置，5是微振动传感器，6是环境噪声传感器，7是数据采集系统，8是角位移传感器，9是角位移采集系统。
图4是本发明方法的步骤之一的航天器扰振响应测试方法示意图。
其中1是航天器，2是敏感载荷，3是扰振源，4是自由边界模拟装置，5是微振动传感器，6是数据采集系统，7是角位移采集系统，8是角位移传感器。
具体实施方式
以下介绍的是作为本发明所述内容的具体实施方式，下面通过具体实施方式对本发明的所述内容作进一步的阐明。当然，描述下列具体实施方式只为示例本发明的不同方面的内容，而不应理解为限制本发明范围。
以下结合附图，通过具体实施方式对本发明作进一步说明。
参见图1-2，图1～图2是自由边界模拟装置支撑频率测试方法示意图。自由边界模拟装置支撑频率测试方法可参见中国专利201310598185.6。图1分别是对XY方向施加力的作用情况下示意图；图2是施加扭转力的作用情况下的示意图。
具体来说，作为本发明方法中的步骤之一，自由边界模拟装置支撑频率测试的步骤包括：
试验准备：
选择性能不低于以下指标的电容式加速度传感器及角位移传感器，电容式传感器其主要性能为：(1)传感器灵敏度500mv/g；(2)频率范围0～500Hz；角位移传感器主要性能：(1)幅值精度优于2％；(2)频率范围：0.5～500Hz；
在航天器的主结构位置、航天器与自由边界模拟装置的连接位置上按照航天器直角坐标系的X、Y、Z三个方向(一般X、Y向为水平正交的两个方向，Z向为正交的垂直地面的方向)安装多个电容式加速度传感器及角位移传感器；
将航天器通过整星接口与自由边界模拟装置连接；
将电容式传感器导线连接至数据采集系统，构建测量支撑频率的测量系统；
数据采集、处理、存储参数设置(数据采集系统采样率设置200Hz、频率范围设置0～100Hz、采集时间设置大于50S、数据处理、存储方式设置时域数据和频谱数据)。
试验测试：
为获取X/Y向弯曲频率，应用摆式法，在航天器的偏离质心位置附近、航天器表面分别沿_X/Y方向施加推力，使航天器与自由边界模拟装置组成的系统偏离平衡位置，该外力大小以能够使系统振荡为准；
释放外力，使系统振荡，同时进行时域数据采集和处理；
采集、处理数据结束，根据时域信号特征及频谱分析，获取X/Y向弯曲频率(f＝1/T，f-频率；T-时域周期信号的一个周期)。
为获取Z向平动频率，应用摆式法，在航天器的Z向上表面或下表面附近沿Z向施加外力，使航天器与自由边界模拟装置组成的系统偏离平衡位置，该推力以能够使系统振荡为准；
释放外力，使系统振荡，同时进行数据采集和处理；
采集、处理数据结束，根据时域信号特征及频谱分析，获取Z向平动支撑频率。
为获取Z向扭转频率，应用摆式法，在航天器的质心位置附近航天器表面在XY平面45度对称位置同时沿顺时针或逆时针方向施加扭转力，使航天器与自由边界模拟装置组成的系统扭转，该扭转力以能够使系统扭转振荡为准；
释放扭转力，使系统扭转振荡，同时进行数据采集和处理；
采集、处理数据结束，根据时域信号特征及频谱分析(f＝1/T，f-频率；T-时域周期信号的一个周期)，获取Z向扭转支撑频率。
具体来说，作为本发明方法中的步骤之一，自由边界模拟状态的模态试验包括：
自由边界的模态试验特点主要是将航天器安装于自由边界的模拟装置上，然后应用模态试验方法获得航天器自由边界的整星模态参数，包括模态频率，模态阻尼和模态振型等参数，为航天器自由-自由状态有限元分析、修正提供试验数据。它是航天器微振动力学环境试验方法中的组成部分，是发明的试验项目不可缺少的内容，但试验方法不是本发明的内容。
作为本发明方法中的步骤之一，自由边界模拟状态下的结构传递特性测试包括：
试验准备：
选择性能不低于以下指标的压电式微加速度传感器，其主要性能为：(1)传感器灵敏度1000mv/g；(2)频率范围0.5～1000Hz；(3)幅值分辨率0.00005gRMS；
选择性能不低于一下指标的激励器系统，其主要性能：(1)工作频率范围2～1000Hz；(2)激励器激励力200N；
在航天器结构的扰源安装位置和敏感载荷安装位置、扰源、敏感载荷及从扰源至敏感载荷得力的传递路径按照航天器直角坐标系的X、Y、Z三个方向(一般X、Y向为水平正交的两个方向，Z向为正交的垂直地面的方向)安装微加速度传感器若干；
将航天器与自由边界模拟装置连接；
分别在扰源安装位置及附近按照航天器直角坐标系的X、Y、Z方向安装激励器；
试验方法：
数据采集系统系统参数设置，随机激励传递特性测试：(1)分析频率范围(根据敏感载荷的敏感频率设置)；(2)数据测量及处理方式：传递函数、相干函数(3)频率分辨率：一般为0.1Hz；(4)数据平均方式及平均次数。扫描正弦激励传递特性测试：(1)分析频率范围(根据敏感载荷的敏感频率设置)；(2)扫描方式(线性或对数)；(3)频率分辨率一般为0.1Hz；(4)扫描速率2倍频程/分钟或4倍频程/分钟等；
随机激励力设置：一般在测试频率范围内选择1Nrms、2Nrms，5Nrms、10Nrms、20Nrms、30Nrms；一般选择三个激励量级以能够获取线性的传递特性
启动激励系统进行激励，数据采集和处理获取传递特性；
正弦激励力设置：一般在测试频率范围内选择1N、2N，5N、10N、20N、30N；一般选择三个激励量级以能够获取线性的传递特性；
启动激励系统进行激励，数据采集和处理获取传递特性；
将随机激励和扫描正弦激励获取的传递特性进行比对，获取一致性的传递特性。
参见图3，图3本发明方法的步骤之一的扰振测试方法中环境噪声的测试示意图。
参见图4，图4是本发明方法的步骤之一的航天器扰振响应测试方法示意图。作为本发明方法中的步骤之一，本发明方法中的扰振响应测试包括：
试验准备：
选择性能不低于以下指标的压电式微加速度传感器，其主要性能为：(1)传感器灵敏度1000mv/g；(2)频率范围0.5～1000Hz；(3)幅值分辨率0.00005gRMS；
选择性能不低于以下指标的角位移传感器，其主要性能为：(1)角位移分辨率0.01角秒；(2)频率范围0.5～500Hz；(3)幅值精度：2％；
选择性能不低于以下指标的环境噪声测量传感器：(1)传感器灵敏度10000mv/g；(2)频率范围0.5～1000Hz；
在航天器结构的扰源安装位置和敏感载荷安装位置、扰源、敏感载荷按照航天器直角坐标系的X、Y、Z三个方向(一般X、Y向为水平正交的两个方向，Z向为正交的垂直地面的方向)安装微加速度传感器若干；
在航天器敏感载荷安装位置及敏感载荷按照航天器直角坐标系的X、Y、Z三个方向(一般X、Y向为水平正交的两个方向，Z向为正交的垂直地面的方向)安装角位移传感器；
在自由边界模拟装置安装上、下界面分别安装环境噪声传感器；
除测试试验室符合GJB1027A-2005所要求的大气、温度、湿度环境外，应使扰振测试试验室尽量消除地噪声、声噪声、电噪声对扰振测试的影响，一般选择环境噪声一般小于被测信号最低量级的1/3倍～1/5倍的试验室环境；
将航天器通过整星接口与自由边界模拟装置连接。
试验方法：
关闭与试验无关的仪器，关闭星上设备；
数据采集系统设置：(1)频率范围(根据敏感载荷的敏感频率设置)；(2)数据记录、处理方式：时域(时域原始信号、标准方差)、频域(频谱、功率谱)；
进行航天器的微加速度、角位移的背景噪声及环境噪声测试；
按照表1的试验工况设计，将扰振源处于工作状态；
数据采集系统进行微加速度、角位移的扰振响应测试。
例如，本发明方法步骤之一的航天器扰振响应测试方法的工况设计方案见表1。
表1扰振响应测试工况设计方案
尽管上文对本发明的具体实施方式进行了详细的描述和说明，但应该指明的是，我们可以对上述实施方式进行各种改变和修改，但这些都不脱离本发明的精神和所附的权利要求所记载的范围。

Claims (6)

1.航天器整星级微振动力学环境地面试验方法，包括自由边界模拟装置支撑频率测试、自由边界模拟状态的模态试验、自由边界模拟状态下的结构传递特性测试、扰振响应测试方法，该试验方法包含以下步骤：
1)自由边界模拟装置支撑频率测试
试验准备：
a)选择性能不低于以下指标的电容式加速度传感器及角位移传感器，电容式传感器的主要性能为(1)传感器灵敏度500mV/g；(2)频率范围0～500Hz；角位移传感器主要性能为(1)幅值精度优于2％；(2)频率范围0.5～500Hz；
b)在航天器的主结构位置、航天器与自由边界模拟装置的连接位置上按照航天器直角坐标系的X、Y和Z三个方向都安装多个电容式加速度传感器及一个角位移传感器；
c)将航天器通过整星接口与自由边界模拟装置连接；
d)将电容式传感器导线连接至数据采集系统，构建测量支撑频率的测量系统；
e)数据采集、处理、存储参数设置；
试验测试：
a)为获取X/Y向弯曲频率，应用摆式法，在航天器的偏离质心位置附近的航天器表面分别沿X/Y方向施加推力，使航天器与自由边界模拟装置组成的系统偏离平衡位置，该推力大小以能够使系统振荡为准；
b)释放推力，使系统振荡，同时进行时域数据采集和处理；
c)采集、处理数据结束，根据时域信号特征及频谱分析，获取X/Y向弯曲频率，其中，f＝1/T，f-频率；T-时域周期信号的一个周期；
d)为获取Z向平动频率，应用摆式法在航天器的Z向上表面或下表面附近沿Z向施加推力，使航天器与自由边界模拟装置组成的系统偏离平衡位置，该推力以能够使系统振荡为准；
e)释放推力，使系统振荡，同时进行数据采集和处理；
f)采集、处理数据结束，根据时域信号特征及频谱分析，获取Z向平动支撑频率；
g)为获取Z向扭转频率，应用摆式法，在航天器的质心位置附近航天器表面在XY平面45度对称位置同时沿顺时针或逆时针方向施加扭转力，使航天器与自由边界模拟装置组成的系统扭转，该扭转力以能够使系统扭转振荡为准；
h)释放扭转力，使系统扭转振荡，同时进行数据采集和处理；
i)采集、处理数据结束，根据时域信号特征及频谱分析，获取Z向扭转支撑频率，其中，f＝1/T，f-频率；T-时域周期信号的一个周期；
2)自由边界模拟状态的模态试验
自由边界的模态试验特点是将航天器安装于自由边界的模拟装置上，再应用模态试验方法获得航天器自由边界的整星模态参数，包括模态频率，模态阻尼和模态振型；
3)自由边界模拟状态下的结构传递特性测试
试验准备：
a)选择性能不低于以下指标的压电式微加速度传感器，其主要性能为：(1)传感器灵敏度1000mV/g；(2)频率范围0.5～1000Hz；(3)幅值分辨率0.00005gRMS；
b)选择性能不低于以下指标的激励器系统，其主要性能：(1)工作频率范围2～1000Hz；(2)激励器激励力200N；
c)在航天器结构的扰源安装位置和敏感载荷安装位置、扰源、敏感载荷以及从扰源至敏感载荷的力的传递路径按照航天器直角坐标系的X、Y、Z三个方向设置若干微加速度传感器；
d)将航天器与自由边界模拟装置连接；
e)分别在扰源安装位置及附近按照航天器直角坐标系的X、Y、Z方向设置激励器；
试验方法：
a)进行随机激励传递特性测试，其中，数据采集系统设置系统参数：(1)根据敏感载荷的敏感频率设置分析频率范围；(2)测量数据包括传递函数和相干函数；(3)频率分辨率为0.1Hz；(4)采集数据平均方式及平均次数；进行扫描正弦激励传递特性测试，数据采集系统设置系统参数：(1)根据敏感载荷的敏感频率设置分析频率范围；(2)扫描方式为线性或对数扫描方式；(3)频率分辨率为0.1Hz；(4)扫描速率2倍频程/分钟或4倍频程/分钟；
b)随机激励力设置：在测试频率范围内选择激励力1Nrms、2Nrms、5Nrms、10Nrms、20Nrms、30Nrms；选择三个激励量级以能够获取线性的传递特性；
c)启动激励系统进行激励，数据采集和处理获取传递特性；
d)正弦激励力设置：在测试频率范围内选择1N、2N、5N、10N、20N、30N；选择三个激励量级以能够获取线性的传递特性；
e)启动激励系统进行激励，数据采集和处理获取传递特性；
f)将随机激励和扫描正弦激励获取的传递特性进行比对，获取一致性的传递特性；
4)扰振响应测试
试验准备：
a)选择性能不低于以下指标的压电式微加速度传感器，其主要性能为：(1)传感器灵敏度1000mV/g；(2)频率范围0.5～1000Hz；(3)幅值分辨率0.00005gRMS；
b)选择性能不低于以下指标的角位移传感器，其主要性能为：(1)角位移分辨率0.01角秒；(2)频率范围0.5～500Hz；(3)幅值精度2％；
c)选择性能不低于以下指标的环境噪声测量传感器，其主要性能为：(1)传感器灵敏度10000mV/g；(2)频率范围0.5～1000Hz；
d)在航天器结构的扰源安装位置、敏感载荷安装位置、扰源以及敏感载荷上按照航天器直角坐标系的X、Y、Z三个方向安装若干微加速度传感器；
e)在航天器敏感载荷安装位置及敏感载荷上按照航天器直角坐标系的X、Y、Z三个方向安装角位移传感器；
f)在自由边界模拟装置的上、下界面分别安装环境噪声传感器；
g)除测试试验室符合GJB1027A-2005所要求的大气、温度、湿度环境外，应使扰振测试试验室尽量消除地噪声、声噪声、电噪声对扰振测试的影响，环境噪声小于被测信号最低量级的1/3倍～1/5倍的试验室环境；
h)将航天器通过整星接口与自由边界模拟装置连接；
试验方法：
a)关闭与试验无关的仪器，关闭星上设备；
b)数据采集系统设置：(1)频率范围；(2)数据记录和处理方式：所述数据记录和处理方式为时域或频域方式；
c)进行航天器的微加速度、角位移的背景噪声及环境噪声测试；
d)按照试验工况设计，将扰振源处于工作状态；
e)数据采集系统进行微加速度、角位移的扰振响应测试。
2.如权利要求1所述的方法，其中，X、Y向为水平正交的两个方向，Z向为正交的垂直地面的方向。
3.如权利要求1所述的方法，其中，支撑频率测试数据采集系统采样率为200Hz、频率范围为0～100Hz、采集时间大于50s、数据处理、存储方式为时域数据和频谱数据方式。
4.如权利要求1所述的方法，其中，分析频率范围要根据敏感载荷的敏感频率设置。
5.如权利要求1所述的方法，其中，扰振响应测试时域数据包括时域原始信号和标准方差。
6.如权利要求1-5任一项所述的方法，其中，扰振响应测试频域数据包括频谱和功率谱。
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