CN107782536A - 一种多层次微振动系统试验方法及系统 - Google Patents
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Abstract
一种多层次微振动系统试验方法及系统，首先对微振动进行梳理和分类，然后针对微振动源的不同特点搭建相关试验系统进行单机级微振动试验，以了解微振动源特性，或了解微振动隔振器的传递特性；随后搭建分系统微振动试验系统，开展分系统级微振动试验以了解微振动源与边界条件的耦合特性以及微振动系统传递特性；再搭建系统级微振动试验系统，开展系统级微振动试验，以了解微振动对光学系统的影响；最后利用卫星在轨测试阶段开展大系统级微振动试验，全面验证微振动相关分析和设计。全面考虑微振动影响的各个环节，全面解决微振动问题，有效避免了传统方法单机、单学科、局部试验无法解决系统问题的难题，填补了国内在该领域的技术空白。
Description
技术领域
本发明涉及高分辨率遥感卫星各种微振动对光学相机等有效载荷成像质量影响的试验方法，属于系统级多学科试验验证领域。
背景技术
微振动是指航天器在轨运行期间，由于搭载设备(如动量轮等高速转动部件、太阳翼驱动机构等步进部件、红外相机摆镜等摆动部件)正常工作造成的航天器幅度较小的往复运动。微振动源指引起微振动的设备。微振动能量很小，相比发射段力学环境造成的应变，微振动至少小1个量级，不会造成结构破坏。除了幅值较小，微振动的频率范围很广，姿态控制系统难以测量，也无法全频段控制。微振动主要影响光学相机等对微振动敏感的设备，是高分辨率遥感卫星必须解决的问题。
微振动的主要特点：①微小性：微振动的能量很小，与发射段相比，微振动导致的应变至少小1个量级，通常不会造成结构破坏。这也是很多航天器设计忽略其影响的原因。②固有性：微振动是由微振动源正常工作引起的，不是故障或其他原因造成，是微振动源的固有特性。除非不使用该种微振动源，否则微振动的影响就始终存在。③难控性：微振动幅值较小，频率较高，姿态控制系统难以测量，也无法全频段控制；此外，微振动覆盖频段很广，基本上无法通过一种手段对其进行控制。往往需要多种手段组合，必要时还有进行后期处理。④敏感性：微振动主要影响光学相机等对微振动敏感的设备，是高分辨率遥感卫星必须解决的问题。
由微振动的固有性可知，只要使用动量轮、太阳翼等活动部件，就无法避免微振动带来的影响。随着高分辨对地观测系统实施，相机分辨率、焦距等性能大幅提升，对微振动敏感度也随之大幅提高，渐已成为制约高分辨率遥感卫星水平提升的瓶颈技术问题。微振动对成像质量影响的环节有三个：一是微振动源，一是微振动结构传递，一是光学传递。从目前高分辨率对地观测系统规划看，微振动源动态特性和微振动对光学性能影响特性较之前明显提高，导致卫星系统对微振动敏感度大大增加，如处理不当，可能导致型号任务失败。
虽然国外在微振动试验领域开展了很多尝试，但在国内系统全面的微振动试验尚未开展过，已经开展的微振动试验主要是针对微振动源或微振动结构传递。从实际型号应用需求看，分散凌乱的试验无法满足型号的最终需求，因此在国内外研究成果基础上，对航天器微振动试验方法进行全面梳理，提出了一种多层次的地面微振动试验方法，通过分层次、分阶段开展针对不同目的的试验，最终对系统要求的性能进行评估。
目前微振动试验方法的主要问题在于：
(1)没有系统级试验概念，试验往往针对局部问题，因此试验结果往往只能解决局部问题，无法解决系统问题；
(2)微振动源的试验较多，对微振动传递、微振动对成像质量影响以及在轨微振动评估没有或略略涉及；
(3)仅从力学角度考虑微振动试验问题，没有考虑到微振动涉及的控制、光学等其他分系统影响；
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种多层次微振动系统试验方法及系统，实现了卫星微振动问题的系统全面多层次的试验，可全面了解微振动的各方面特性，包括微振动源、微振动传递和微振动对图像质量影响，最大程度满足卫星在微振动对成像质量影响问题上的需求。
本发明的技术解决方案是：
一种多层次微振动系统试验方法，步骤如下：
(1)根据整星方案设计对星上的微振动源进行分类：
含高速转动部件的微振动源，包括动量轮、反作用轮和控制力矩陀螺；
含柔性附件部件的微振动源，包括太阳翼驱动机构、数传天线驱动机构；
含摆动冲击部件的微振动源，包括相机摆镜；
含微振动隔振器的微振动源。
(2)针对每一类微振动源搭建单机级试验系统，并进行单机级微振动试验，得到微振动源产生力和力矩的幅值大小、频率分布以及隔振器的传递特性；
(3)搭建相应分系统试验平台并进行分系统级微振动试验，所述分系统级微振动试验包括微振动源与边界条件耦合微振动试验以及整星微振动结构传递试验，确定微振动源与微振动源安装结构之间的耦合特性，以及微振动的结构传递特性；
(4)搭建系统级微振动试验系统，进行系统级微振动试验；
(5)进行大系统级微振动试验，利用在轨卫星，通过全链路试验最终验证相关仿真分析结果。
针对含高速转动部件的微振动源以及含摆动冲击部件的微振动源，搭建含高速转动部件的微振动源地面测量系统，包括电磁屏蔽平台、噪声消除装置、六分量测力平台、地基隔振平台台体、空气弹簧、供气气管和地基；
地基隔振平台台体通过空气弹簧固定安装在地基上，用于消除电磁干扰的电磁屏蔽平台固定安装在地基隔振平台台体上，形成封闭空间，六分量测力平台位于所述封闭空间内，且固定在地基隔振平台台体上，噪声消除装置附着在电磁屏蔽平台内部，用于消除噪声影响，空气弹簧通过供气气管提供稳压气体。
地基隔振平台台体截面为T字形，上表面为矩形。
空气弹簧的刚度范围为5×105N/m～4×107N/m之间，从而保证地面测量系统的固有频率在0.1～1Hz之间。
噪声消除装置采用金属隔声-吸声材料，金属隔声-吸声材料的厚度为100mm，隔声量为45dB，外表面为隔声面并由1.5mm厚的镀锌钢板或含铝镀锌板制成，内表面为吸声面并由穿孔金属板制成，内腔填充隔声、吸声及阻尼材料。
电磁屏蔽平台为箱状结构，包括龙骨框架以及冷轧钢板，龙骨框架由槽钢、方管焊接而成，地面龙骨与地面进行绝缘处理，电磁屏蔽平台的侧壁冷轧钢板厚度2mm，顶部冷轧钢板厚3mm，电磁屏蔽平台的结构焊接采用CO2保护焊，且龙骨框架以及冷轧钢板均进行防锈处理。
针对含柔性附件部件的微振动源，搭建含重力卸载的微振动源地面测量系统，包括地基、空气弹簧、地基隔振平台台体、龙门架、龙门架转接件、六分量测力平台、六分量测力平台转接件、气浮轴承、模拟件连接件、柔性结构模拟件和供气气管；
地基隔振平台台体通过空气弹簧固定安装在地基上，空气弹簧通过供气气管提供稳压气体，龙门架固定安装在地基隔振平台台体上，龙门架转接件固定安装在龙门架的顶部，六分量测力平台通过龙门架转接件悬挂在龙门架上，通过六分量测力平台转接件将被测微振动源固定安装在六分量测力平台上；
模拟件连接件将柔性结构模拟件与气浮轴承连接起来，被测微振动源通过气浮轴承驱动柔性结构模拟件转动。
地基隔振平台台体截面为T字形，上表面为矩形。
气浮轴承包括气浮轴承支撑件、气浮轴承定子、气浮轴承转子以及空气管路；
气浮轴承定子通过气浮轴承支撑件固定在龙门架转接件上，气浮轴承转子从气浮轴承定子中间穿过，两者之间为高压气膜，相对无摩擦滑动，空气管路用于给气浮轴承供气。
通过调整气浮轴承支撑件的位置，进而调整被测微振动源、柔性结构模拟件和气浮轴承之间的相对位置，使得被测微振动源处于垂向平衡位置，所述被测微振动源为驱动电机，柔性结构模拟件为太阳翼结构模拟件或数传天线结构模拟件。
所述气浮轴承为径向双止推气浮轴承，该气浮轴承共形成两层气膜，一层作用力为垂向，一层作用力为径向。
针对含微振动隔振器的微振动源，搭建含微振动隔振器的微振动源试验系统，含微振动隔振器的微振动源试验系统包括所述含高速转动部件的微振动源地面测量系统以及隔振器，隔振器设置在六分量测力平台上。
针对含微振动隔振器的微振动源的单机级微振动试验具体为：
(13.1)根据在轨实际工作情况设计试验工况；
(13.2)基于试验平台，根据(13.1)中的试验工况令微振动源工作，开展相关测试；
(13.3)基于试验平台，撤去隔振器，根据(13.1)中的试验工况令微振动源工作，开展相关测试；
(13.4)根据(13.2)和(13.3)的测试数据，确定隔振器的传递特性。
微振动源与边界条件耦合微振动试验的试验平台包括微振动源、微振动源安装结构和辅助支撑结构；
微振动源安装在微振动源安装结构上，微振动源安装结构安装在辅助支撑结构上，辅助支撑结构用于模拟微振动源安装结构在卫星上的边界条件。
微振动源与边界条件耦合微振动试验具体为：
(14.1)根据在轨实际工作情况设计试验工况；
(14.2)基于试验平台，根据(14.1)中的试验工况令微振动源工作，开展相关测试；
(14.3)根据测试数据，确定微振动源与微振动源安装结构之间的耦合特性。
整星微振动结构传递试验的试验平台包括微振动源、卫星结构、零重力悬吊装置和吊索；
微振动源安装在卫星结构上，零重力悬吊装置安装在天花板上或者龙门吊上，零重力悬吊装置连接若干根吊索，将卫星结构悬吊，用于为卫星结构提供模拟零重力的边界条件。
整星微振动结构传递试验具体为：
(16.1)在所述卫星结构上安装加速度传感器，以测量相应位置的加速度响应；
(16.2)设计试验工况，包括以下两种：b1)利用力锤或激振器作为激励，测量卫星结构上从微振动源到安装加速度传感器位置的传递函数；b2)利用微振动源工作产生的力和力矩作为激励，令微振动源按照在轨工况进行工作，测量安装加速度传感器位置的加速度响应，确定在微振动源工作状态下的安装加速度传感器位置的微振动响应；
(16.3)根据得到的传递函数和微振动响应，确定微振动源产生的力和力矩在卫星结构中的传递特性。
所述系统级微振动试验系统包括景物模拟器支架、景物模拟器、反射镜、反射镜支架、真实卫星和卫星结构支架；
景物模拟器安装景物模拟器支架上，反射镜安装在反射镜支架上，反射镜支架安装在真实卫星上，真实卫星安装在卫星结构支架上，真实卫星上设置有光学相机和微振动源，景物模拟器产生的光线通过反射镜反射后准确射入光学相机中。
进行系统级微振动试验具体为：
(18.1)根据在轨实际工作情况设计试验工况；
(18.2)令景物模拟器工作，产生光线通过反射镜反射后准确射入光学相机中；
(18.3)根据试验工况，令微振动源工作产生力和力矩作用于真实卫星上，再传递到光学相机中，光学相机成像；
(18.4)根据光学相机的成像结果确定微振动源产生的力和力矩对光学相机成像质量的影响。
大系统级微振动试验按照如下步骤进行：
(19.1)卫星成功发射入轨，开始卫星在轨测试工作；
(19.2)利用星上微振动测量系统，在微振动源工作前后测量相应位置的加速度响应，并保存在星上的存储器中；同时将微振动源工作前后相机的图像存储在星上的存储器中；
(19.3)将存储器中的数据通过数传通道下传到地面接收系统中；
(19.4)对接收到的数据进行解析；
(19.5)根据解析出来的数据最终验证相关仿真分析结果。
本发明还提出一种多层次微振动系统试验系统，包括：
微振动源分类模块：用于根据整星方案设计对星上的微振动源进行分类：含高速转动部件的微振动源、含柔性附件部件的微振动源、含摆动冲击部件的微振动源以及含微振动隔振器的微振动源；
单机级微振动试验模块：用于针对每一类微振动源搭建单机级试验系统，并进行单机级微振动试验，得到微振动源产生力和力矩的幅值大小、频率分布以及隔振器的传递特性；
分系统级微振动试验模块：用于搭建相应分系统试验平台并进行分系统级微振动试验，所述分系统级微振动试验包括微振动源与边界条件耦合微振动试验以及整星微振动结构传递试验，确定微振动源与微振动源安装结构之间的耦合特性，以及微振动的结构传递特性；
系统级微振动试验模块：用于搭建系统级微振动试验系统，进行系统级微振动试验；
大系统级微振动试验模块：用于进行大系统级微振动试验，利用在轨卫星，通过全链路试验最终验证相关仿真分析结果。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明提出一种系统开展卫星微振动试验的方法，可系统级高度，全面考虑微振动影响的各个环节，全面解决微振动问题，有效避免了传统方法单机、单学科、局部试验无法解决系统问题的难题，填补了国内在该领域的技术空白。
(2)本发明考核微振动影响的指标为系统总体关心的核心指标，即光学相机的成像质量问题，有效避免了传统试验方法仅从力学考虑，无法直接考核系统总体关心指标的问题。
(3)与现有技术相比，本发明考虑了微振动源之间的耦合作用，可避免由于微振动源之间耦合导致分析结果无效或微振动源隔振器失效的问题。
(4)本发明可通过在轨测试的方法全面了解微振动在轨真实作用特性，对地面试验方法可进行调整和修正，确保地面试验结果可反映在轨真实特性。
附图说明
图1为本发明流程图；
图2为含高速转动部件的微振动源地面测量系统示意图；
图3为含重力卸载的微振动源地面测量系统示意图；
图4为微振动源与边界条件耦合微振动试验组件示意图；
图5为整星微振动结构传递特性试验系统示意图；
图6为系统级微振动试验系统示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步说明。
如图1所示，本发明提出了一种多层次微振动系统试验方法，步骤如下：
(1)根据整星方案设计对星上的微振动源进行分类：
含高速转动部件的微振动源，包括动量轮、反作用轮和控制力矩陀螺；
含柔性附件部件的微振动源，包括太阳翼驱动机构、数传天线驱动机构；
含摆动冲击部件的微振动源，包括相机摆镜；
含微振动隔振器的微振动源；
(2)针对每一类微振动源搭建单机级试验系统，并进行单机级微振动试验，得到微振动源产生力和力矩的幅值大小、频率分布以及隔振器的传递特性；
(3)搭建相应分系统试验平台并进行分系统级微振动试验，所述分系统级微振动试验包括微振动源与边界条件耦合微振动试验以及整星微振动结构传递试验，确定微振动源与微振动源安装结构之间的耦合特性，以及微振动的结构传递特性；
(4)搭建系统级微振动试验系统，进行系统级微振动试验；
(5)进行大系统级微振动试验，利用在轨卫星，通过全链路试验最终验证相关仿真分析结果。
目前常用的微振动源测量方法都是使用某种六分量测力平台，将微振动源安装在六分量测力平台上，六分量测力平台与地基固支。虽然通常可认为地基是理想无振动的，但实际上大地会受到各种振源影响而存在振动，实测结果表明在人员运动较为频繁的办公区域，地基振动可达到mg量级。而微振动源产生的振动往往也在mg或10mg量级。地基的振动也会影响微振动的测量结果。
此外，由于试验室环境中空气的存在，微振动源，尤其是高速转动的微振动源在工作时会产生高频噪声，通过空气传播、反射等，这些信号也会对测量结果产生不利影响，因为微振动源在轨实际工作状态中没有大气的存在，因此不存在这些经过空气传播和反射的振动信号。
最后由于地面环境中各种电磁环境的存在，也会在测量信号中产生大量的宽带噪声，对微振动源的测量结果产生一定的影响。
针对上述问题，通过地基隔振平台、噪声消除平台和电磁屏蔽平台三个方面，尽量降低上述三方面的影响。地基隔振平台的主要作用是隔离地面的振动影响。噪声消除平台的主要作用是降低噪声的反射，以降低由于噪声激励引起的额外振动。电磁屏蔽平台的主要作用是隔离环境中的电磁信号的影响。
如图2所示，针对含高速转动部件的微振动源以及含摆动冲击部件的微振动源，搭建含高速转动部件的微振动源地面测量系统，包括电磁屏蔽平台1、噪声消除装置2、六分量测力平台3、地基隔振平台台体4、空气弹簧5、供气气管6和地基7；
地基隔振平台台体4通过空气弹簧5固定安装在地基7上，用于消除电磁干扰的电磁屏蔽平台1固定安装在地基隔振平台台体4上，形成封闭空间，六分量测力平台3位于所述封闭空间内，且固定在地基隔振平台台体4上，噪声消除装置2附着在电磁屏蔽平台1内部，用于消除噪声影响，空气弹簧5通过供气气管6提供稳压气体。
首先对地基进行加固，然后将地基隔振平台安装在加固后的地基上。再将六分量力传感器安装在地基隔振平台上。然后将箱状的噪声消除平台安装在箱状的电磁屏蔽平台上，最后将噪声消除平台和电磁屏蔽平台一起安装在地基隔振平台上。
台体如图2所示，地基隔振平台台体4截面为T字形，上表面为矩形。台体要求质量和刚度足够大，平面度足够好，以提供六分量测量所需的必要条件。弹簧用于支撑台体，与台体一起构成隔振系统，空气弹簧刚度选择非常重要。空气弹簧5的刚度范围为5*105～4*107N/m之间，从而保证地面测量系统的固有频率在0.1～1Hz之间。对于大型地基隔振平台，选用空气弹簧。空气弹簧的关键部件之一是其气囊。为保证地基隔振平台的性能，充分压制固有频率处的放大效应，采用主动控制方法。采用绝对速度反馈控制，可将固有频率处的加速度幅值降低20dB。
噪声消除装置是一个附着在电磁屏蔽平台上的箱型结构，将整个地基隔振平台的上面完全封闭。隔声选用金属隔声-吸声材料，型号为CAIA45的金属隔声—吸声材料的厚度为100mm，隔声量为45dB，外表面为隔声面并由1.5mm厚的镀锌钢板(或含铝镀锌板)制成，内表面为吸声面并由穿孔金属板制成，内腔填充隔声、吸声及阻尼材料，兼有隔声和吸声功能。
电磁屏蔽平台是一个罩在地基隔振平台上的箱型结构。其壳体以钢板焊接式而成，包括六面龙骨框架、冷轧钢板。龙骨框架由槽钢、方管焊接而成，材料规格按屏蔽室大小确定地面龙骨(地梁)与地面进行绝缘处理。电磁屏蔽平台的墙和顶部冷轧钢板厚度2mm，底部钢板厚3mm。所有焊接均采用CO2保护焊，连续满焊，并用专用设备捡漏，防止漏波。所有钢质壳体必须进行良好的防锈处理。电磁屏蔽平台需设置电磁屏蔽门，以便待测试设备进入、安装和撤出。电磁屏蔽门是电磁屏蔽平台唯一的活动部件，也是综合屏蔽效能的关键。电磁屏蔽门采用铰链式插刀门，手动控制。此外还需设置观察窗，用于观察电磁屏蔽室内的设备运转情况。此外还需设置强弱电滤波器，进入电磁屏蔽平台的电源线、信号线等导体都会夹带传导电磁干扰，必须有相应的滤波器加以滤除。滤波器是由无源元件(电感、电容)构成的无源双向网络，采用带通设计。
航天器上带有太阳翼等大型柔性部件的驱动机构转动会导致柔性部件振动，从而对航天器产生较大的微振动影响。由于驱动机构的电机设计用于在轨部件驱动，不考虑重力影响，因此地面试验时，由于重力影响，其驱动机构带动柔性部件的振动特性与在轨不一样，因此需要设计一种能够卸载重力的微振动特性地面测量系统。
对于航天器大型柔性部件地面微振动试验，需要是产生微振动的主要部件都处于重力卸载的状态，才能尽可能有效的测量其微振动特性。对于航天器大型柔性部件驱动的微振动问题，其微振动产生机理是由于驱动电机驱动大型柔性部件转动，柔性部件振动反作用于驱动结构从而给航天器自身带来的微振动。驱动机构设计都是针对在轨工况，即没有重力的环境。在地面环境下如果不采取合适措施，会导致驱动电机受力形式与在轨不同，从而导致其微振动特性与在轨相差很大。
本发明中含重力卸载的微振动源地面测量系统采用双止推径向气浮轴承将大型柔性部件支撑起来，当气浮轴承的固有频率以及气膜的固有频率大于测量范围要求时，由于大型柔性部件驱动机构的旋转而激起的振动将通过气浮轴承传递到六分量测力平台上。气浮静压轴承(气浮轴承)是特种轴承，主要特点有：
(1)极小的摩擦，可以适用于极低速～极高速的任何速度范围内；
(2)工作精度高，温升小；
(3)工作范围很广，特别适用于恶劣环境下工作；
(4)无污染。
针对含柔性附件部件的微振动源，搭建含重力卸载的微振动源地面测量系统。首先设计地基隔振平台以隔离地面振动的影响。然后将龙门架安装在地基隔振平台上。龙门架的刚度需要精心设计以确保其不予系统中其他结构或振源的频率耦合，同时避开测量关系的频率范围。然后利用龙门架转接件将六分量测力平台与龙门架尽可能刚性的连接在一起。六分量测力平台上安装大型柔性部件的驱动机构。驱动机构和大型柔性部件之间通过双止推径向气浮轴承连接在一起。气浮轴承通过气浮轴承支撑件与龙门架连接在一起。通过调整气浮轴承支撑件的位置，确保驱动电机、大型柔性部件和气浮轴承之间的相对位置关系，以使驱动电机处于垂向平衡位置。这样，大型柔性部件驱动机构工作时，由于气浮轴承的支撑作用，不受大型柔性部件重力的影响，与在轨工作状态一致。
如图3所示，含重力卸载的微振动源地面测量系统，包括地基11、空气弹簧12、地基隔振平台台体13、龙门架14、龙门架转接件15、六分量测力平台16、六分量测力平台转接件17、气浮轴承、模拟件连接件23、柔性结构模拟件24和供气气管25；
地基隔振平台台体13通过空气弹簧12固定安装在地基11上，空气弹簧12通过供气气管25提供稳压气体，龙门架14固定安装在地基隔振平台台体13上，龙门架转接件15固定安装在龙门架14的顶部，六分量测力平台16通过龙门架转接件15悬挂在龙门架14上，通过六分量测力平台转接件17将被测微振动源18固定安装在六分量测力平台16上；
模拟件连接件23将柔性结构模拟件24与气浮轴承连接起来，被测微振动源18通过气浮轴承驱动柔性结构模拟件24转动。
地基隔振平台台体13截面为T字形，上表面为矩形。
气浮轴承包括气浮轴承支撑件19、气浮轴承定子20、气浮轴承转子21以及空气管路22；
气浮轴承定子20通过气浮轴承支撑件19固定在龙门架转接件15上，气浮轴承转子21从气浮轴承定子20中间穿过，两者之间为高压气膜，相对无摩擦滑动，空气管路22用于给气浮轴承供气。
通过调整气浮轴承支撑件19的位置，进而调整被测微振动源18、柔性结构模拟件24和气浮轴承之间的相对位置，使得被测微振动源18处于垂向平衡位置，所述被测微振动源18为驱动电机，柔性结构模拟件24为太阳翼结构模拟件或数传天线结构模拟件。
气浮轴承采用径向双止推气浮轴承，该气浮轴承共形成两层气膜，一层作用力为垂向，用于支撑气浮轴，同时卸载大型柔性部件的重力；一层作用力为径向，用于在确保转动方向上的近似无摩擦环境。
气浮轴承的一些关键参数可通过如下方法确定。
对于圆盘止推轴承，可根据N-S方程求得节点压方F，单元体的承载能力We和对中心的力矩Me，再根据各单元的位置进行求和得到气体轴承的总承载能力W和总承载力矩Mo。
径向轴承静态特性分析要比止推轴承复杂的多，这主要是因为气膜是个柱面。在大多数情况下，圆柱轴承的气膜厚度与其直径相比非常之小，因此，常常可以把轴承表面的曲率略掉，由于略去曲率所造成的误差大约为千分之一左右。具体做法如下：将气膜展为平面，然后划分有限元，求解离散的压力分布方程，最终给出轴承支撑力和刚度。
针对含微振动隔振器的微振动源，搭建含微振动隔振器的微振动源试验系统，含微振动隔振器的微振动源试验系统包括所述含高速转动部件的微振动源地面测量系统以及隔振器，隔振器设置在六分量测力平台3上。
针对含微振动隔振器的微振动源的单机级微振动试验具体为：
(a)根据在轨实际工作情况设计试验工况；
(b)基于试验平台，根据(a)中的试验工况令微振动源工作，开展相关测试；
(c)基于试验平台，撤去隔振器，根据(a)中的试验工况令微振动源工作，开展相关测试；
(d)根据(b)和(c)的测试数据，确定隔振器的传递特性。
如图4所示，微振动源与边界条件耦合微振动试验的试验平台包括微振动源31、微振动源安装结构32和辅助支撑结构33；
微振动源31安装在微振动源安装结构32上，微振动源安装结构32安装在辅助支撑结构33上，辅助支撑结构33用于模拟微振动源安装结构32在卫星上的边界条件。
微振动源与边界条件耦合微振动试验具体为：
(14.1)根据在轨实际工作情况设计试验工况；
(14.2)基于试验平台，根据(14.1)中的试验工况令微振动源工作，开展相关测试；
(14.3)根据测试数据，确定微振动源与微振动源安装结构之间的耦合特性。
如图5所示，整星微振动结构传递试验的试验平台包括微振动源41、卫星结构42、零重力悬吊装置43和吊索44；
微振动源41安装在卫星结构42上，零重力悬吊装置43安装在天花板上或者龙门吊上，零重力悬吊装置43连接若干根吊索44，将卫星结构42悬吊，用于为卫星结构42提供模拟零重力的边界条件。
整星微振动结构传递试验具体为：
(16.1)在所述卫星结构42上安装加速度传感器，以测量相应位置的加速度响应；
(16.2)设计试验工况，包括以下两种：b1)利用力锤或激振器作为激励，测量卫星结构2上从微振动源到安装加速度传感器位置的传递函数；b2)利用微振动源工作产生的力和力矩作为激励，令微振动源按照在轨工况进行工作，测量安装加速度传感器位置的加速度响应，确定在微振动源工作状态下的安装加速度传感器位置的微振动响应；
(16.3)根据得到的传递函数和微振动响应，确定微振动源产生的力和力矩在卫星结构42中的传递特性。
如图6所示，系统级微振动试验系统包括景物模拟器支架51、景物模拟器52、反射镜53、反射镜支架54、真实卫星56和卫星结构支架58；
景物模拟器52安装景物模拟器支架51上，反射镜53安装在反射镜支架54上，反射镜支架54安装在真实卫星56上，真实卫星56安装在卫星结构支架58上，真实卫星56上设置有光学相机55和微振动源57，景物模拟器52产生的光线通过反射镜53反射后准确射入光学相机55中。
进行系统级微振动试验具体为：
(18.1)根据在轨实际工作情况设计试验工况；
(18.2)令景物模拟器52工作，产生光线通过反射镜53反射后准确射入光学相机55中；
(18.3)根据试验工况，令微振动源57工作产生力和力矩作用于真实卫星(56)上，再传递到光学相机55中，光学相机55成像；
(18.4)根据光学相机55的成像结果确定微振动源产生的力和力矩对光学相机成像质量的影响。
大系统级微振动试验按照如下步骤进行：
(19.1)卫星成功发射入轨，开始卫星在轨测试工作；
(19.2)利用星上微振动测量系统，在微振动源工作前后测量相应位置的加速度响应，并保存在星上的存储器中；同时将微振动源工作前后相机的图像存储在星上的存储器中；
(19.3)将存储器中的数据通过数传通道下传到地面接收系统中；
(19.4)对接收到的数据进行解析；
(19.5)根据解析出来的数据最终验证相关仿真分析结果。
本发明还提出一种多层次微振动系统试验系统，包括：
微振动源分类模块：用于根据整星方案设计对星上的微振动源进行分类：含高速转动部件的微振动源、含柔性附件部件的微振动源、含摆动冲击部件的微振动源以及含微振动隔振器的微振动源；
单机级微振动试验模块：用于针对每一类微振动源搭建单机级试验系统，并进行单机级微振动试验，得到微振动源产生力和力矩的幅值大小、频率分布以及隔振器的传递特性；
分系统级微振动试验模块：用于搭建相应分系统试验平台并进行分系统级微振动试验，所述分系统级微振动试验包括微振动源与边界条件耦合微振动试验以及整星微振动结构传递试验，确定微振动源与微振动源安装结构之间的耦合特性，以及微振动的结构传递特性；
系统级微振动试验模块：用于搭建系统级微振动试验系统，进行系统级微振动试验；
大系统级微振动试验模块：用于进行大系统级微振动试验，利用在轨卫星，通过全链路试验最终验证相关仿真分析结果。
实施例：
结合某型号卫星开展的微振动试验情况，说明该方法的具体使用方式。
通过微振动源梳理，某型号卫星上共有四类微振动源：动量轮、控制力矩陀螺、太阳翼驱动机构和数传天线驱动机构。
(1)单机级微振动试验
首先针对不同的微振动源设计不同的单机微振动试验方案。对于动量轮和控制力矩陀螺都是将其安装在六分量测力平台上(搭建含高速转动部件的微振动源地面测量系统)，测力平台安装地基隔振平台上。此外周边安装吸声材料以降低噪声的影响(真空中噪声无法反作用在结构上，地面由于空气作用，噪声在试验室墙壁上反弹会附加一些高频影响)。
对于太阳翼驱动机构和数传天线驱动机构则是将其装在六分量平台上(搭建含重力卸载的微振动源地面测量系统)，平台安装在与地基隔振的支架上。太阳翼在向下安装在驱动机构上。太阳翼自身还安装在气浮轴承上以平衡重力影响(此时太阳翼驱动机构处于不受太阳翼重力影响状态)。试验设备周边安装吸声材料以降低噪声影响。数传天线驱动机构的试验与太阳翼驱动机构类似，差别在于对两个驱动电机轴分别进行基于气浮轴承的重力卸载。
完成上述四个微振动源的单机微振动试验后，相关试验数据进行必要的处理后，利用辨识算法得到微振动源数学模型中的关键参数值，即得到微振动源产生力和力矩的幅值大小、频率分布以及隔振器的传递特性。
(2)分系统级微振动试验
通过试验测量以及微振动对成像质量的仿真分析可知，动量轮和控制力矩陀螺是GF-2卫星上的主要微振动源，其影响占到关键指标LOS的90％以上。而GF-2卫星的动量轮和控制力矩陀螺安装在同一块安装板上，因此需要了解4台动量轮和3台控制力矩陀螺共同工作条件下的相互影响情况，故开展动量轮安装板的分系统级试验。首先设计动量轮安装板的分系统级微振动试验方案，设计必要的试验工装支撑动量轮安装板，在动量轮安装板上安装动量轮和控制力矩陀螺。根据相关试验工况开展分系统级的微振动试验。
在结构星到位后，设计分系统级的微振动试验方案，开展整星的分系统级微振动试验。此时整星微结构星，主要力学传递特性与真实卫星一致。设计悬吊工装，以模拟整星在轨工作的零重力边界条件。在微振动源安装位置、动量轮安装板关键位置、承力筒关键位置、相机安装板关键位置、相机支架、相机主承力板关键位置等部位粘贴传感器，根据在轨实际工作的微振动源工作组合设计不同的试验工况，通过开闭微振动源开展微振动试验。
获得试验数据后，根据相关算法处理数据，并与仿真分析模型的可对比结果进行比对，以确定仿真分析结果的有效性和可靠性。此外还可根据分系统级的试验结果进行不同部位的数学模型修正，以提供仿真分析结果的有效性和可靠性。
(3)系统级微振动试验
在光学相机到位之后，设计整星系统级的微振动试验方案。首先设计工装以模拟卫星在轨工作状态。其次需要设计光学相机的景物模拟设备以提供有效光源入射光学相机，使相机成像，从而了解微振动对光学性能的影响情况。系统级试验增加了光学相机，可切实了解微振动对光学相机的成像质量影响情况，从而直接确定微振动对成像质量的影响是否满足要求。系统级试验相比分系统级试验更加全面，同时也更加复杂，试验结果的在处理力学信号的同时，还要处理光学系统产生的光学信号。
(4)大系统级微振动试验
在整星发射成功之后，开展了大系统级试验。此时卫星处于在轨正常运行阶段，所有设备及其状态都是实际运行情况，因此试验结果也最具有说服力。在GF-2卫星上主要开展了以下几个大系统级微振动试验。首先是微振动源测试，利用星上搭载的敏感器和数据采集系统将微振动安装位置的振动信号采集下来，通过数传传输到地面，从而分析在轨运行情况下微振动产生的微振动的情况。并将这些数据包含的信息，如幅值、频率等与地面同等条件下的结果对比。其次是微振动传递试验。利用不同位置，包括微振动源安装位置、动量轮安装板、相机安装板和相机承力结构上的敏感器采集力学信息，从而分析经过卫星结构传递，微振动会发生什么样的变化。从实测结果看，频率特性以及幅值的衰减特性与地面试验结果一致，说明地面微振动试验结果有效，可有效模拟在轨情况。然后是隔振器性能试验，在隔振器两端布置传感器，通过比较经过隔振器两端的力学信号，可了解经过隔振器后的微振动衰减情况，从而确定隔振器在轨工作的性能。最后是成像质量影响试验。利用相机得到的图像，选取特征景物信息可分析图像中包含的微振动信息。该方法评估频率信息比较准确，利用不同微振动源产生不同的频率的微振动可确定不同微振动源对图像的影响情况。从实测结果看，主要微振动源的影响被控制在可接受范围之内，图像中没有明显的微振动信息，最终达到了指标要求。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。
Claims (21)
1.一种多层次微振动系统试验方法，其特征在于步骤如下：
(1)根据整星方案设计对星上的微振动源进行分类：含高速转动部件的微振动源、含柔性附件部件的微振动源、含摆动冲击部件的微振动源以及含微振动隔振器的微振动源；
(2)针对每一类微振动源搭建单机级试验系统，并进行单机级微振动试验，得到微振动源产生力和力矩的幅值大小、频率分布以及隔振器的传递特性；
(3)搭建相应分系统试验平台并进行分系统级微振动试验，所述分系统级微振动试验包括微振动源与边界条件耦合微振动试验以及整星微振动结构传递试验，确定微振动源与微振动源安装结构之间的耦合特性，以及微振动的结构传递特性；
(4)搭建系统级微振动试验系统，进行系统级微振动试验；
(5)进行大系统级微振动试验，利用在轨卫星，通过全链路试验最终验证相关仿真分析结果。
2.根据权利要求1所述的一种多层次微振动系统试验方法，其特征在于：针对含高速转动部件的微振动源以及含摆动冲击部件的微振动源，搭建含高速转动部件的微振动源地面测量系统，包括电磁屏蔽平台(1)、噪声消除装置(2)、六分量测力平台(3)、地基隔振平台台体(4)、空气弹簧(5)、供气气管(6)和地基(7)；
地基隔振平台台体(4)通过空气弹簧(5)固定安装在地基(7)上，用于消除电磁干扰的电磁屏蔽平台(1)固定安装在地基隔振平台台体(4)上，形成封闭空间，六分量测力平台(3)位于所述封闭空间内，且固定在地基隔振平台台体(4)上，噪声消除装置(2)附着在电磁屏蔽平台(1)内部，用于消除噪声影响，空气弹簧(5)通过供气气管(6)提供稳压气体。
3.根据权利要求2所述的一种多层次微振动系统试验方法，其特征在于：地基隔振平台台体(4)截面为T字形，上表面为矩形。
4.根据权利要求2所述的一种多层次微振动系统试验方法，其特征在于：空气弹簧(5)的刚度范围为5×105N/m～4×107N/m之间，从而保证地面测量系统的固有频率在0.1～1Hz之间。
5.根据权利要求2所述的一种多层次微振动系统试验方法，其特征在于：噪声消除装置(2)采用金属隔声-吸声材料，金属隔声-吸声材料的厚度为100mm，隔声量为45dB，外表面为隔声面并由1.5mm厚的镀锌钢板或含铝镀锌板制成，内表面为吸声面并由穿孔金属板制成，内腔填充隔声、吸声及阻尼材料。
6.根据权利要求2所述的一种多层次微振动系统试验方法，其特征在于：电磁屏蔽平台(1)为箱状结构，包括龙骨框架以及冷轧钢板，龙骨框架由槽钢、方管焊接而成，地面龙骨与地面进行绝缘处理，电磁屏蔽平台(1)的侧壁冷轧钢板厚度2mm，顶部冷轧钢板厚3mm，电磁屏蔽平台(1)的结构焊接采用CO2保护焊，且龙骨框架以及冷轧钢板均进行防锈处理。
7.根据权利要求1所述的一种多层次微振动系统试验方法，其特征在于：针对含柔性附件部件的微振动源，搭建含重力卸载的微振动源地面测量系统，包括地基(11)、空气弹簧(12)、地基隔振平台台体(13)、龙门架(14)、龙门架转接件(15)、六分量测力平台(16)、六分量测力平台转接件(17)、气浮轴承、模拟件连接件(23)、柔性结构模拟件(24)和供气气管(25)；
地基隔振平台台体(13)通过空气弹簧(12)固定安装在地基(11)上，空气弹簧(12)通过供气气管(25)提供稳压气体，龙门架(14)固定安装在地基隔振平台台体(13)上，龙门架转接件(15)固定安装在龙门架(14)的顶部，六分量测力平台(16)通过龙门架转接件(15)悬挂在龙门架(14)上，通过六分量测力平台转接件(17)将被测微振动源(18)固定安装在六分量测力平台(16)上；
模拟件连接件(23)将柔性结构模拟件(24)与气浮轴承连接起来，被测微振动源(18)通过气浮轴承驱动柔性结构模拟件(24)转动。
8.根据权利要求7所述的一种多层次微振动系统试验方法，其特征在于：地基隔振平台台体(13)截面为T字形，上表面为矩形。
9.根据权利要求7所述的一种多层次微振动系统试验方法，其特征在于：气浮轴承包括气浮轴承支撑件(19)、气浮轴承定子(20)、气浮轴承转子(21)以及空气管路(22)；
气浮轴承定子(20)通过气浮轴承支撑件(19)固定在龙门架转接件(15)上，气浮轴承转子(21)从气浮轴承定子(20)中间穿过，两者之间为高压气膜，相对无摩擦滑动，空气管路(22)用于给气浮轴承供气。
10.根据权利要求7所述的一种多层次微振动系统试验方法，其特征在于：通过调整气浮轴承支撑件(19)的位置，进而调整被测微振动源(18)、柔性结构模拟件(24)和气浮轴承之间的相对位置，使得被测微振动源(18)处于垂向平衡位置，所述被测微振动源(18)为驱动电机，柔性结构模拟件(24)为太阳翼结构模拟件或数传天线结构模拟件。
11.根据权利要求7所述的一种多层次微振动系统试验方法，其特征在于：所述气浮轴承为径向双止推气浮轴承，该气浮轴承共形成两层气膜，一层作用力为垂向，一层作用力为径向。
12.根据权利要求2所述的一种多层次微振动系统试验方法，其特征在于：针对含微振动隔振器的微振动源，搭建含微振动隔振器的微振动源试验系统，含微振动隔振器的微振动源试验系统包括所述含高速转动部件的微振动源地面测量系统以及隔振器，隔振器设置在六分量测力平台(3)上。
13.根据权利要求1所述的一种多层次微振动系统试验方法，其特征在于：微振动源与边界条件耦合微振动试验的试验平台包括微振动源(31)、微振动源安装结构(32)和辅助支撑结构(33)；
微振动源(31)安装在微振动源安装结构(32)上，微振动源安装结构(32)安装在辅助支撑结构(33)上，辅助支撑结构(33)用于模拟微振动源安装结构(32)在卫星上的边界条件。
14.根据权利要求13所述的一种多层次微振动系统试验方法，其特征在于：微振动源与边界条件耦合微振动试验具体为：
(14.1)根据在轨实际工作情况设计试验工况；
(14.2)基于试验平台，根据(14.1)中的试验工况令微振动源工作，开展相关测试；
(14.3)根据测试数据，确定微振动源与微振动源安装结构之间的耦合特性。
15.根据权利要求1所述的一种多层次微振动系统试验方法，其特征在于：整星微振动结构传递试验的试验平台包括微振动源(41)、卫星结构(42)、零重力悬吊装置(43)和吊索(44)；
微振动源(41)安装在卫星结构(42)上，零重力悬吊装置(43)安装在天花板上或者龙门吊上，零重力悬吊装置(43)连接若干根吊索(44)，将卫星结构(42)悬吊，用于为卫星结构(42)提供模拟零重力的边界条件。
16.根据权利要求15所述的一种多层次微振动系统试验方法，其特征在于：整星微振动结构传递试验具体为：
(16.1)在所述卫星结构(42)上安装加速度传感器，以测量相应位置的加速度响应；
(16.2)设计试验工况，包括以下两种：b1)利用力锤或激振器作为激励，测量卫星结构(2)上从微振动源到安装加速度传感器位置的传递函数；b2)利用微振动源工作产生的力和力矩作为激励，令微振动源按照在轨工况进行工作，测量安装加速度传感器位置的加速度响应，确定在微振动源工作状态下的安装加速度传感器位置的微振动响应；
(16.3)根据得到的传递函数和微振动响应，确定微振动源产生的力和力矩在卫星结构(42)中的传递特性。
17.根据权利要求1所述的一种多层次微振动系统试验方法，其特征在于：所述系统级微振动试验系统包括景物模拟器支架(51)、景物模拟器(52)、反射镜(53)、反射镜支架(54)、真实卫星(56)和卫星结构支架(58)；
景物模拟器(52)安装景物模拟器支架(51)上，反射镜(53)安装在反射镜支架(54)上，反射镜支架(54)安装在真实卫星(56)上，真实卫星(56)安装在卫星结构支架(58)上，真实卫星(56)上设置有光学相机(55)和微振动源(57)，景物模拟器(52)产生的光线通过反射镜(53)反射后准确射入光学相机(55)中。
18.根据权利要求17所述的一种多层次微振动系统试验方法，其特征在于：进行系统级微振动试验具体为：
(18.1)根据在轨实际工作情况设计试验工况；
(18.2)令景物模拟器(52)工作，产生光线通过反射镜(53)反射后准确射入光学相机(55)中；
(18.3)根据试验工况，令微振动源(57)工作产生力和力矩作用于真实卫星(56)上，再传递到光学相机(55)中，光学相机(55)成像；
(18.4)根据光学相机(55)的成像结果确定微振动源产生的力和力矩对光学相机成像质量的影响。
19.根据权利要求1所述的一种多层次微振动系统试验方法，其特征在于：大系统级微振动试验按照如下步骤进行：
(19.1)卫星成功发射入轨，开始卫星在轨测试工作；
(19.2)利用星上微振动测量系统，在微振动源工作前后测量相应位置的加速度响应，并保存在星上的存储器中；同时将微振动源工作前后相机的图像存储在星上的存储器中；
(19.3)将存储器中的数据通过数传通道下传到地面接收系统中；
(19.4)对接收到的数据进行解析；
(19.5)根据解析出来的数据最终验证相关仿真分析结果。
20.根据权利要求1所述的一种多层次微振动系统试验方法，其特征在于：微振动源分类，具体为：
含高速转动部件的微振动源，包括动量轮、反作用轮和控制力矩陀螺；
含柔性附件部件的微振动源，包括太阳翼驱动机构、数传天线驱动机构；
含摆动冲击部件的微振动源，包括相机摆镜；
含微振动隔振器的微振动源。
21.一种多层次微振动系统试验系统，其特征在于包括：
微振动源分类模块：用于根据整星方案设计对星上的微振动源进行分类：含高速转动部件的微振动源、含柔性附件部件的微振动源、含摆动冲击部件的微振动源以及含微振动隔振器的微振动源；
单机级微振动试验模块：用于针对每一类微振动源搭建单机级试验系统，并进行单机级微振动试验，得到微振动源产生力和力矩的幅值大小、频率分布以及隔振器的传递特性；
分系统级微振动试验模块：用于搭建相应分系统试验平台并进行分系统级微振动试验，所述分系统级微振动试验包括微振动源与边界条件耦合微振动试验以及整星微振动结构传递试验，确定微振动源与微振动源安装结构之间的耦合特性，以及微振动的结构传递特性；
系统级微振动试验模块：用于搭建系统级微振动试验系统，进行系统级微振动试验；
大系统级微振动试验模块：用于进行大系统级微振动试验，利用在轨卫星，通过全链路试验最终验证相关仿真分析结果。
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