CN107727350A - 微纳卫星矢量振动试验方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种微纳卫星矢量振动试验方法，该方法通过确定矢量振动试验条参数和制造矢量振动试验夹具，再进行微纳卫星的振动试验，将制造的矢量振动试验夹具与水平振动台台面固定连接，以振动台台面为参考基准，夹具上表面的法向即沿着设计好的矢量方向v，将微纳卫星对接到夹具上表面，利用振动控制系统，施加预设的矢量振动量级进行试验。本发明实现微纳卫星三个方向的振动试验，提高微纳卫星振动试验技术水平，满足微纳卫星高效和低成本研制要求。

Description

微纳卫星矢量振动试验方法
技术领域
本发明属于微纳卫星动力学试验技术领域，具体涉及一种微纳卫星的等效于常规三个正交方向分别进行的振动试验的单次矢量振动试验方法。
背景技术
微纳卫星是近年来快速发展的新一代卫星，也是航天器技术发展的重要方向之一，在对地观测、通信、新技术验证、科学试验等领域具有广泛的应用前景，已显示出良好的技术、经济和军事价值。微纳卫星是指整星质量在100kg-1kg之间，采用开放式体系结构和标准接口规范，大量应用COTS器件、工业技术和微小型化产品等创新设计理念和技术开发的一类卫星。
微纳卫星具有功能密度高、智能化、成本低廉、研制周期短、可批量化生产测试等特点，具备机动灵活发射、星群自主运行、大规模装备、星群协同应用、能灵活重构和系统健壮性较强等应用优势。与传统卫星一样，微纳卫星在全寿命周期内将面临复杂振动环境及效应的考验，因此亦需要结合任务特点和卫星技术状态，有针对性地开展振动试验。对传统卫星的研制而言，为了确保卫星的长寿命和高可靠的要求，需要投入大量的经费和时间，其中包括不菲的振动试验开销。微纳卫星如果仍然采用传统卫星试验模式，将与其低成本和快速交付的目标不匹配。
近年来，随着微纳卫星的发展，国内外在微纳卫星研制过程中都开展了振动试验。虽然已经对振动试验项目进行了剪裁，例如正弦振动试验列为选作项目，随机振动试验列为必做项目，然而，在具体的振动试验方法实施时，仍然沿用传统大型卫星的方法，其基本方法为通过振动试验工装夹具将卫星与振动台固定连接，利用振动试验的控制系统控制振动台按预定的试验条件分别进行X、Y和Z三个正交方向的振动试验。这种方法对于结构紧凑的微纳卫星仍然具有改进的空间，以进一步提高试验效率，缩短研制周期，满足微纳卫星低成本和快速响应的总体要求。
因此，为了进一步改进微纳卫星振动试验方法，本发明提出了等效于常规方法X、Y和Z三个正交方向分别进行振动试验的矢量振动试验方法，可以利用原有试验设备，只进行一次振动试验，实现常规三次振动试验的目的。
发明内容
本发明的目的在于提供一种基于一维振动输入的微纳卫星矢量振动试验方法，用于微纳卫星地面振动试验。
本发明通过如下技术方案实现：
本发明提供的微纳卫星矢量振动试验方法，包括以下步骤：
a确定矢量振动试验条参数
通过仿真计算的方法，以微纳卫星在按照三个正交方向依次进行振动试验的常规振动试验参数产生的效应为等效参考，计算不同矢量方向和振动量级条件下微纳卫星产生的振动效应，其中，试验参数包括振动方向、振动频率范围和振动量级，通过与按照三个正交方向依次进行振动试验的试验方法计算得到的振动效应结果作比较，确定合适的矢量方向和振动量级参数；
b制造矢量振动试验夹具
制造具有金属结构的矢量振动试验夹具，矢量振动试验夹具的下表面为平面，设置连接孔，与振动台台面连接，上表面也为平面，设置有用于微纳卫星的接口，其中，矢量振动试验夹具的上表面与下表面不是平行的，夹具与振动台台面连接后，使矢量振动试验夹具上表面的法向方向沿矢量振动试验条件中确定的矢量方向v；
c进行微纳卫星的振动试验
将制造的矢量振动试验夹具与水平振动台台面固定连接，以振动台台面为参考基准，夹具上表面的法向即沿着设计好的矢量方向v，将微纳卫星对接安装到夹具上表面，从而使微纳卫星也沿着矢量方向v，利用振动台的振动控制系统，对微纳卫星施加预设的矢量振动量级，利用振动台的数据采集系统，采集微纳卫星的应变和加速度响应，完成矢量振动试验。
其中，设计矢量振动试验条件具体包括以下步骤：
1利用有限元建模方法，建立微纳卫星的有限元模型，按照常规试验条件，依次进行X、Y和Z三个正交方向的振动试验仿真计算，获得微纳卫星结构振动的应力响应S和加速度响应A；
2以矢量振动试验方法与常规振动试验方法对微纳卫星产生的破坏或损伤效果相同为原则，即所谓振动效应等效为原则，计算微纳卫星的等效基准值，即采用常规振动试验方法时微纳卫星的破坏或损伤效应，等效关系包括累积损伤等效或量值等效，采用累积损伤等效方法时，计算依次进行X、Y和Z三个方向振动试验后微纳卫星的累积损伤，累积损伤计算采用Basquin方程进行；采用量值等效方法时，选择微纳卫星在试验频率范围内振动的加速度的均方根值作为等效量，根据所述有限元仿真计算，获得X、Y和Z三个方向振动试验时微纳卫星的振动加速度响应，从这些响应中计算出各方向的均方根值Ax-rms、Ay-rms和Az-rms；
3设定矢量方向v和振动量级a，进行矢量振动试验仿真计算，获得微纳卫星结构振动的应力响应S和加速度响应A'，矢量方向的设定以振动台台面为参考基准；
4根据选定的等效方法，如果选用了累积损伤等效，则计算采用矢量振动试验方法时，微纳卫星的累积损伤D'，如果选用了量值等效，则计算采用矢量振动试验方法时微纳卫星加速度响应均方根值A'x-rms、A'y-rms和A'z-rms；
5若采用了累积损伤等效方法，则比较微纳卫星按常规振动试验方法的累积损伤D与按矢量振动时的累积损伤D'，如果二者相同或偏差在自定义的可接受范围内，则认为矢量振动试验方法中的矢量方向和振动量级是合适的，即确定了矢量振动试验条件；若采用了量值等效方法，则比较微纳卫星按常规振动试验方法的加速度响应均方根值Ax-rms、Ay-rms和Az-rms与按矢量振动时的加速度响应均方根值A'x-rms、A'y-rms和A'z-rms，如果二者相同或偏差在自定义的可接受范围内，则认为矢量振动试验方法中的矢量方向和振动量级是合适的，即确定了矢量振动试验条件。
其中，利用MSC.Patran或MSC.Nastran建立微纳卫星的有限元模型。
其中，所述金属材料为铝合金材料。
其中，夹具的固有频率不低于微纳卫星基频的3-5倍，通过增加结构板厚度和增加加强筋来提高夹具的固有频率。
其中，矢量振动试验夹具依据矢量振动试验条件中得到的矢量方向，定义出矢量方向与振动台台面的夹角，制造具有倾斜角度的振动试验夹具，通过该夹具将微纳卫星与振动台台面连接，形成矢量方向。
进一步地，振动试验实施采用常规的水平振动台，利用水平方向一维振动输入，以矢量振动试验条件中给出的矢量振动量级条件作为控制输入，完成微纳卫星的振动试验。
本发明的微纳卫星矢量振动试验方法，可利用常规振动试验设备的一维振动输入，实现微纳卫星三个方向的振动试验，提高微纳卫星振动试验技术水平，满足微纳卫星高效和低成本研制要求。
附图说明
图1为本发明的微纳卫星矢量振动试验夹具的正视图。
图2为本发明的微纳卫星矢量振动试验夹具的俯视图。
图3为本发明的微纳卫星矢量振动试验矢量方向示意图。
图中，1为微纳卫星；2为矢量振动试验夹具；3为振动台台面；4为矢量方向；5为参考坐标系。
具体实施方式
以下结合附图对本发下面结合附图对本发明的微纳卫星矢量振动试验方法明作进一步详细说明，但这仅仅是示例性的，并不旨在对本发明的保护范围进行任何限制。图1显示了本发明的微纳卫星矢量振动试验夹具的正视图。图2为本发明的微纳卫星矢量振动试验夹具的俯视图。图3为本发明的微纳卫星矢量振动试验矢量方向示意图。从图中可以看出，本发明的微纳卫星矢量振动试验夹具2的下表面为平面，设置连接接口，与振动台台面3连接，上表面也为平面，设置有用于微纳卫星1的接口，其中，矢量振动试验夹具2的上表面与下表面不是平行的，而是使矢量振动试验夹具2上表面的法向方向沿矢量振动试验条件设计中确定的矢量方向v，如图3所示。夹具的固有频率不低于微纳卫星基频的3-5倍，通过设计合适的结构板厚度和适当增加加强筋等方法提高夹具的固有频率。具体包括如下步骤：
第一步，设置矢量振动试验条件
主要通过仿真计算的方法，以微纳卫星在常规振动试验条件和试验方法下产生的破坏或损伤效应为等效基准，计算不同矢量方向和振动量级条件下微纳卫星产生的振动效应，通过与对常规试验方法进行计算分析得到的振动效应结果作比较，确定合适的矢量方向和振动量级条件。
(1)利用通用的有限元建模分析软件，例如MSC.Patran/MSC.Nastran软件，建立微纳卫星的有限元模型，按照常规的试验条件，依次进行X、Y和Z三个正交方向的振动试验仿真计算，获得微纳卫星结构振动的应力响应S和加速度响应A。
(2)选取矢量振动试验方法与常规振动试验方法的等效关系，并计算若采用常规试验方法，微纳卫星的等效基准值。
常用的等效方法有两种，第一种等效方法是累积损伤等效。第二种等效方法是量值等效。采用累积损伤等效方法时，计算按常规方法依次进行X、Y和Z三个方向振动试验后微纳卫星的累积损伤。累积损伤计算采用经典的Basquin方程：
NSM＝C (0.1)
其中，S为循环应力，N为产品在循环应力作用下达到破坏时的循环次数，C、M为常数。
进一步采用迈纳线性累积损伤假设，设产品经受M个交变应力的作用，幅值分别为Si，各应力的实际循环次数分别为ni，则总的累积损伤为：
其中，ni为微纳卫星经受应力Si的载荷循环次数，Ni为产品在循环应力Si作用下达到破坏时的循环次数，M为不同应力值的数目。
采用量值等效方法时，进一步选择微纳卫星振动的加速度均方根作为等效量，根据第一步中的有限元仿真计算，已经获得X、Y和Z三个方向振动试验时，微纳卫星的振动加速度响应，从这些响应中计算出各方向的均方根值Ax-rms、Ay-rms和Az-rms。
(3)设定特定的矢量方向v和振动量级a，进行矢量振动试验仿真计算，获得微纳卫星结构振动的应力响应S'和加速度响应A'。矢量方向的设定以振动台台面为参考基准。
(4)根据第(2)步中选定的等效方法，如果选用了累积损伤，则计算采用矢量振动试验方法时，微纳卫星的累积损伤D'，如果选用了量值等效，则计算采用矢量振动试验方法时微纳卫星加速度响应均方根值A'x-rms、A'y-rms和A'z-rms。
(5)若采用了累积损伤等效，则比较微纳卫星按常规振动试验方法的累积损伤D与按矢量振动时的累积损伤D'，如果二者相同，或偏差在自定义的可接受范围内，则认为矢量振动试验方法中的矢量方向和振动量级是合适的，即确定了矢量振动试验条件。若采用了加速度均方根值等效，则比较微纳卫星按常规振动试验方法的加速度响应均方根值Ax-rms、Ay-rms和Az-rms与按矢量振动时的加速度响应均方根值A'x-rms、A'y-rms和A'z-rms，如果二者相同，或偏差在自定义的可接受范围内，则认为矢量振动试验方法中的矢量方向和振动量级是合适的，即确定了矢量振动试验条件。
第二步，矢量振动试验夹具设计
矢量振动试验夹具采用金属结构，常用铝合金材料。利用ProE或相似功能CAD设计商用软件，设计矢量振动试验夹具三维机械模型。矢量振动试验夹具下表面为平面，设置连接接口，接口位置与振动台台面上已经具备的螺纹孔位置匹配，确保矢量振动试验夹具能与振动台台面连接。上表面一般也为平面，设置与微纳卫星的接口，接口位置按微纳卫星接口要求进行设计，确保矢量振动试验夹具能与微纳卫星连接。与常规振动试验夹具不同的是，矢量振动试验夹具上表面与下表面不是平行的，而是使矢量振动试验夹具上表面的法向方向沿矢量振动试验条件设计中确定的矢量方向v。完成三维机械模型建模后，利用MSC.Patran和MSC.Nastran或具有相似功能的有限元建模分析商用软件，建立夹具有限元分析模型，计算分析夹具的固有频率，夹具的固有频率不低于微纳卫星基频的3-5倍，通过设计合适的结构板厚度和适当增加加强筋等方法提高夹具的固有频率。完成三维机械模型和有限元模型分析后，按照三维机械模型制作二维CAD图纸，用于矢量振动试验夹具实体结构的机械加工实施。
第三步，矢量振动试验实施
根据设计好的矢量振动试验夹具，通过机械加工得到夹具实体结构，并与水平振动台台面固定连接，此时，以振动台台面为参考基准，参考坐标系如图3中的参考坐标系5所示，夹具上表面的法向即沿着设计好的矢量方向v，将微纳卫星对接安装到夹具上表面，从而使微纳卫星也沿着矢量方向v。在微纳卫星上粘贴传感器，并将传感器与试验数据采集系统连接。如果微纳卫星在安装到夹具之前已经粘贴好传感器，则直接将传感器与试验数据采集系统连接。在振动台台面粘贴试验条件控制传感器，并与振动台的振动控制系统连接。在振动台的振动控制系统计算机中，设置第一步中设计好的矢量振动量级及常规的振动频率，启动振动控制系统，使振动台开始振动试验，并利用试验数据采集系统，同步采集微纳卫星的应变和加速度响应存储在计算机中，最后进行试验数据的分析和处理，完成矢量振动试验。
尽管上文对本发明专利的具体实施方式给予了详细描述和说明，但是应该指明的是，我们可以依据本发明专利的构想对上述实施方式进行各种等效改变和修改，其所产生的功能作用仍未超出说明书及附图所涵盖的精神时，均应在本发明专利的保护范围之内。

Claims (7)

1.微纳卫星矢量振动试验方法，包括以下步骤：
a确定矢量振动试验条参数
通过仿真计算的方法，以微纳卫星在按照三个正交方向依次进行振动试验的常规振动试验参数产生的效应为等效参考，计算不同矢量方向和振动量级条件下微纳卫星产生的振动效应，其中，试验参数包括振动方向、振动频率范围和振动量级，通过与按照三个正交方向依次进行振动试验的试验方法计算得到的振动效应结果作比较，确定合适的矢量方向和振动量级参数；
b制造矢量振动试验夹具
制造具有金属结构的矢量振动试验夹具，矢量振动试验夹具的下表面为平面，设置连接孔，与振动台台面连接，上表面也为平面，设置有用于微纳卫星的接口，其中，矢量振动试验夹具的上表面与下表面不是平行的，夹具与振动台台面连接后，使矢量振动试验夹具上表面的法向方向沿矢量振动试验条件中确定的矢量方向v；
c进行微纳卫星的振动试验
将制造的矢量振动试验夹具与水平振动台台面固定连接，以振动台台面为参考基准，夹具上表面的法向即沿着设计好的矢量方向v，将微纳卫星对接安装到夹具上表面，从而使微纳卫星也沿着矢量方向v，利用振动台的振动控制系统，对微纳卫星施加预设的矢量振动量级，利用振动台的数据采集系统，采集微纳卫星的应变和加速度响应，完成矢量振动试验。
2.如权利要求1所述的方法，其中，确定矢量振动试验参数具体包括以下步骤：
1)利用有限元建模方法，建立微纳卫星的有限元模型，按照常规试验条件，依次进行X、Y和Z三个正交方向的振动试验仿真计算，获得微纳卫星结构振动的应力响应S和加速度响应A；
2)以矢量振动试验方法与常规振动试验方法对微纳卫星产生的破坏或损伤效果相同为原则，即所谓振动效应等效为原则，计算微纳卫星的等效基准值，即采用常规振动试验方法时微纳卫星的破坏或损伤效应，等效关系包括累积损伤等效或量值等效，采用累积损伤等效方法时，计算依次进行X、Y和Z三个方向振动试验后微纳卫星的累积损伤，累积损伤计算采用Basquin方程进行；采用量值等效方法时，选择微纳卫星在试验频率范围内振动的加速度的均方根值作为等效量，根据所述有限元仿真计算，获得X、Y和Z三个方向振动试验时微纳卫星的振动加速度响应，从这些响应中计算出各方向的均方根值Ax-rms、Ay-rms和Az-rms；
3)设定矢量方向v和振动量级a，进行矢量振动试验仿真计算，获得微纳卫星结构振动的应力响应S和加速度响应A'，矢量方向的设定以振动台台面为参考基准；
4)根据选定的等效方法，如果选用了累积损伤等效，则计算采用矢量振动试验方法时，微纳卫星的累积损伤D'，如果选用了量值等效，则计算采用矢量振动试验方法时微纳卫星加速度响应均方根值A'x-rms、A'y-rms和A'z-rms；
5)若采用了累积损伤等效方法，则比较微纳卫星按常规振动试验方法的累积损伤D与按矢量振动时的累积损伤D'，如果二者相同或偏差在自定义的可接受范围内，则认为矢量振动试验方法中的矢量方向和振动量级是合适的，即确定了矢量振动试验条件；若采用了量值等效方法，则比较微纳卫星按常规振动试验方法的加速度响应均方根值Ax-rms、Ay-rms和Az-rms与按矢量振动时的加速度响应均方根值A'x-rms、A'y-rms和A'z-rms，如果二者相同或偏差在自定义的可接受范围内，则认为矢量振动试验方法中的矢量方向和振动量级是合适的，即确定了矢量振动试验条件。
3.如权利要求1所述的方法，其中，利用MSC.Patran或MSC.Nastran建立微纳卫星的有限元模型。
4.如权利要求1所述的方法，其中，所述金属材料为铝合金材料。
5.如权利要求1所述的方法，其中，夹具的固有频率不低于微纳卫星基频的3-5倍，通过增加结构板厚度和增加加强筋来提高夹具的固有频率。
6.如权利要求1所述的方法，其中，矢量振动试验夹具依据矢量振动试验条件中得到的矢量方向，定义出矢量方向与振动台台面的夹角，制造具有倾斜角度的振动试验夹具，通过该夹具将微纳卫星与振动台台面连接，形成矢量方向。
7.如权利要求1所述的方法，其中，振动试验实施采用常规的水平振动台，利用水平方向一维振动输入，以矢量振动试验条件中给出的矢量振动量级条件作为控制输入，完成微纳卫星的振动试验。
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