CN112326165B - 一种基于界面力谱的卫星及部组件振动试验力限条件获取方法 - Google Patents

一种基于界面力谱的卫星及部组件振动试验力限条件获取方法 Download PDF

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Abstract

本发明一种基于界面力谱的卫星及部组件振动试验力限条件获取方法，(1)根据星间耦合分析或飞行遥测数据，确定卫星或部组件的界面力谱；(2)确定卫星及部组件的基频；(3)根据步骤(1)确定的卫星或部组件的界面力谱，以及步骤(2)确定的卫星及部组件的基频f0，确定卫星或部组件界面力谱的最大值；(4)根据步骤(3)确定的卫星或部组件界面力谱的最大值，确定卫星或部组件振动试验力限条件，可用于卫星及部组件地面振动试验力限条件制定。

Description

一种基于界面力谱的卫星及部组件振动试验力限条件获取 方法
技术领域
本发明涉及一种基于界面力谱的卫星及部组件振动试验力限条件获取方法，属于卫星及部组件地面振动试验条件确定技术领域。
背景技术
开展卫星及部组件力限振动试验，首要的是制定合理的力限条件。根据《Forcelimited vibration testing》(NASA-HDBK-7004B)，目前国际上通用的方法主要有四种：准静态载荷方法、简单二自由度方法、复杂二自由度方法、半经验方法。准静态载荷方法，依据运载火箭手册提供的卫星质心处准静态加速度值，然后将整个卫星当作刚体，计算卫星的受力，以此作为力限条件。简单二自由度方法、复杂二自由度方法，是通过不同的源-负载简化模型(即简单二自由度模型和复杂二自由度模型)，获取了负载界面最大力。半经验方法，是通过振动试验加速度条件乘负载质量，再乘上一个经验系数C，得到力限条件。
上述几种力限条件确定方法存在不足。准静态载荷方法是考虑了动态载荷和静态过载的包络，且不考虑不同卫星的差异，条件较为保守；简单/复杂二自由度方法，由于将复杂的星箭模型简化为2个自由度的模型，力限计算结果误差比较大；半经验方法依赖经验系数确定，该系数取值范围较大，很难针对特定负载给出合理的系数。
发明内容
本发明解决的技术问题为：克服上述现有技术的不足，提供一种基于界面力谱的卫星及部组件振动试验力限条件获取方法，能够解决目前工程中力限条件设计方法不准确的问题，可用于力限试验，缓解因为地面试验因卫星及部组件界面阻抗不匹配导致的欠试验或者过试验问题，从而提高地面试验的有效性和科学性。
本发明解决的技术方案为：一种基于界面力谱的卫星及部组件振动试验力限条件获取方法，步骤如下：
(1)根据星间耦合分析或飞行遥测数据，确定卫星或部组件的界面力谱；
(2)确定卫星及部组件的基频f0；
(3)根据步骤(1)确定的卫星或部组件的界面力谱，以及步骤(2)确定的卫星及部组件的基频f0，确定卫星或部组件界面力谱的最大值；
(4)根据步骤(3)确定的卫星或部组件界面力谱的最大值，确定卫星或部组件振动试验力限条件。
优选的，飞行遥测数据，具体为：为获得卫星飞行过程中承受的真实载荷，在卫星与火箭的安装界面、部组件在卫星上的安装界面等处安装加速度传感器或者力传感器，用于实时采集并通过遥测信号传回发射过程中卫星及部组件承受的力学环境，用于指导地面力学环境试验条件设计。
优选的，卫星及部组件，具体为：卫星即指航天器本身，部组件指航天器上重要载荷，包括太阳翼、天线及重要设备。
优选的，振动试验，具体为：为考核卫星及部组件能否承受发射段的力学环境，在航天器设计与研制阶段，需要依据卫星及部组件经历的真实力学环境，设计地面试验条件，采用振动台对卫星及部组件的抗力学环境能力进行考核，确保卫星及部组件能够在轨正常工作。
优选的，步骤(1)根据星间耦合分析或飞行遥测数据，确定卫星或部组件的界面力谱，具体如下：
(1)基于有限元分析或者飞行遥测数据，获得时域下的卫星及部组件的界面力数据；
(2)由于力数据具有非平稳特性，采用模式分解法建立界面数据的时间-频率-幅值/能量三维谱；
(3)基于时间-频率-幅值/能量谱，将界面力在指定频率处的幅值取为时间-频率-幅值/能量谱随之间变化的最大值
Figure BDA0002712579210000031
其中f代表频率，下表F代表力，上标IF代表界面。
优选的，(2)确定卫星及部组件的基频f0，具体如下：采用有限元分析方法或者模态试验，设定卫星或者部组件安装界面固支，获得卫星及部组件的基频f0。
优选的，(3)根据步骤(1)确定的卫星或部组件的界面力谱，以及步骤(2)确定的卫星及部组件的基频f0，确定卫星或部组件界面力谱的最大值，具体如下：以卫星基频f0为截止频率，以频率f为变量，遍历
Figure BDA0002712579210000032
确定卫星或部组件界面力谱的最大值
Figure BDA0002712579210000033
优选的，(4)根据步骤(3)确定的卫星或部组件界面力谱的最大值，确定卫星或部组件振动试验力限条件，具体如下：
(1)对于正弦试验，力限条件设计方法为，如果频率f不大于基频f0，力限条件定义为界面力谱最大值
Figure BDA0002712579210000034
如果频率f大于基频f0，则力限条件定义为
Figure BDA0002712579210000035
(2)对于随机振动试验，力限条件设计方法为，如果频率f不大于基频f0，力限条件定义为界面力谱最大值
Figure BDA0002712579210000036
如果频率f大于基频f0，则力限条件定义为
Figure BDA0002712579210000037
优选的，步骤(4)获取的卫星或部组件振动试验力限条件，能够解决目前工程中力限条件设计方法不准确的问题，可用于力限试验，缓解因为地面试验因卫星及部组件界面阻抗不匹配导致的欠试验或者过试验问题，从而提高地面试验的有效性和科学性。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明充分利用星箭耦合分析或者飞行遥测得到的高精度界面力谱信息，获取卫星或部组件振动试验力限条件，避免了现有简化方法和经验方法存在的误差较大的问题，方法更合理、数据更准确。
(2)本发明针对发射段星箭力学环境的非平稳特性，获得了非平稳信号的时频特征，从而提高了力谱的计算精度。
(3)本发明利用了半经验方法的类似公式，力限条件表达简单，物理概念清晰，便于工程应用。
附图说明
图1为本发明方法流程图
图2为本发明得到的时间-频率-幅值示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述。
本发明一种基于界面力谱的卫星及部组件振动试验力限条件获取方法，(1)根据星间耦合分析或飞行遥测数据，确定卫星或部组件的界面力谱；(2)确定卫星及部组件的基频；(3)根据步骤(1)确定的卫星或部组件的界面力谱，以及步骤(2)确定的卫星及部组件的基频f0，确定卫星或部组件界面力谱的最大值；(4)根据步骤(3)确定的卫星或部组件界面力谱的最大值，确定卫星或部组件振动试验力限条件，可用于卫星及部组件地面振动试验力限条件制定。
本发明的方法的应用领域为航天器振动试验，通过本发明设计得到的力限试验条件能够解决传统力限试验条件不准确的问题，缓解卫星及部组件地面振动试验的过试验和欠试验问题。
卫星及部组件振动试验，具体为：地面振动试验是为了模拟飞行过程中卫星及部组件经历的力学环境，保证经历发射过程中后卫星及部组件能够在轨安全可靠的工作。然而由于地面振动的边界条件与真实飞行边界条件不一致，会导致地面振动试验存在过试验和欠试验问题，使得卫星及部组件得不到有效和科学的考核。为了解决这个问题，工程中通常采用力限试验技术，即在试验过程中通过力限条件辅助试验，从而缓解地面振动试验存在的过试验和欠试验问题。
本发明一种基于界面力谱的卫星及部组件振动试验力限条件获取方法，如图1所示，优选方案具体如下：
(1)根据星间耦合分析或飞行遥测数据，确定卫星或部组件的界面力谱；
首先基于星箭耦合分析或者飞行遥测数据获得界面力数据，具体为：对于星箭耦合分析，建立卫星和火箭的耦合有限元模型，将飞行过程中的外载荷(如气动、发动机推力)等施加在耦合模型上，通过时域分析获得卫星及部组件界面的力数据；对于飞行遥测数据，具体为：通过安装在卫星与火箭安装界面、部组件安装界面处的力传感器，实时采集并通过遥测信号传回发射过程中卫星及部组件承受的界面力数据。
然后确定卫星或部组件的界面力谱，优选方案具体为：
1)首先确定瞬时频率
非平稳力信号的幅值和频率一般相对时间变化，如何确定实际信号的瞬时频率是非平稳信号处理的一项重要研究内容。瞬时频率通过局部相位微分方法定义。
对于实际信号x(t)，其解析信号
z(t)＝x(t)+jy(t)＝a(t)exp(jθ(t)) (1)
其中，j为虚数单位，exp为自然指数，z(t)为原始信号x(t)的解析信号，y(t)为
Figure BDA0002712579210000051
其中：p为Cauchy主值，a(t)为瞬时幅值，
a(t)＝(x(t)2+y(t)2)1/2 (3)
瞬时相位θ(t)为
Figure BDA0002712579210000061
对于单分量信号，瞬时频率f(t)的定义为
Figure BDA0002712579210000062
在瞬时频率的基础上，可以应用波间频率调制解释波形的非线性变化，应用波内频率调制解释波形的散射传播。
2)选择模式函数，优选方案如下：
实际信号为复杂的多分量信号，不能直接根据(5)式计算瞬时频率。在以往的应用中，为使瞬时频率具有实际意义，要求信号满足窄带条件。为了推广窄带条件的要求，需要定义了适合计算瞬时频率的模式函数，具体而言，模式函数需要满足以下两个条件：在整个数据集中，极值点和过零点数目相等或至多相差1个；在任意时刻，由局部极大值和局部极小值定义的上下包络的均值为0。其中，条件1类似于平稳Gauss过程的传统窄带要求；条件2将传统的全局性要求修改为局部性要求，避免了非对称波形导致的瞬时频率波动。
3)模式分解，优选方案如下：
模式分解根据信号的局部时间尺度，自适应地筛选生成模式函数，将信号展开为若干模式函数和的形式，以便由模式函数计算瞬时频率。类似于Fourier和小波分解，模式分解以模式函数作为基函数，分解是完备的，自适应的，而且在实际应用中是几乎正交的。
模式分解要求信号满足以下假设条件：信号至少包含2个极值点，1个极大值和1个极小值，即信号中含有波动成分；特征时间尺度由极值点之间的时间间隔确定，这样可以得到具有较高分辨率的振荡模式，而且适用于均值非零，无过零点的情况；若数据中只有拐点，没有极值点，则可以通过微分提取极值点，最终结果通过积分得到，但是实际数据中均含有噪声，微分将放大噪声的干扰作用，实际应用经验建议：首先基于极值点进行筛选，若结果中包含暗含尺度，再进行微分筛选。
对于实际信号x(t)，模式分解的优选方案如下：
(1)初始化：令r0(t)＝x(t)，令i＝1
(2)筛选第i个模式函数
(2.1)初始化：令j＝0，hij(t)＝ri-1(t)，hij(t)表示第j次筛选的第i个模式函数的筛选结果
(2.2)确定hij(t)的局部极大值和局部极小值
(2.3)应用三次样条进行插值，分别由局部极大值和局部极小值构造hij(t)的上下包络
(2.4)计算上下包络的瞬时均值mij(t)
(2.5)令hij(t)-mij(t)后赋给hij(t)
(2.6)若hij(t)满足模式函数筛选终止条件，则令第i个模式函数为ci(t)＝hij(t)，否则，将j+1赋给j，并返回步骤(2.2)
(2.7)令ri-1(t)-ci(t)后赋给ri(t)
(2.8)若ri(t)满足模式分解终止条件，分解过程结束，否则，将i+1赋给i，返回步骤(2)。
根据模式分解结果，信号优选表示为
Figure BDA0002712579210000071
即信号分解为n个模式函数ci(t)和1个残余rn(t)。其中，残余rn(t)可能是信号中的趋势项或常数项。若剔除残余rn(t)，则重构信号优选表示为
Figure BDA0002712579210000072
模式分解涉及两个算法终止判断条件，即单个模式函数筛选终止条件和整个模式分解终止条件。
对于单个模式函数筛选，其目的是根据信号的局部特征时间尺度，将最细微的局部振荡模式最先从数据中分离出来，该过程有两个作用：消除畸波、平滑幅值波动。为了保证模式函数具有足够的调频调幅信息，需要给出适当的筛选终止条件。一般通过限制连续两次筛选结果之间标准差的方式来控制模式函数筛选：
Figure BDA0002712579210000081
其中σ为标准差，优选σ＝[0.2,0.3]。T表示模式函数的数量，hi(j-1)(t)表示j-1次筛选的第i个模式函数的筛选结果；
4)获得时间-频率-幅值/能量谱
对信号进行变换，构造解析信号，表示为极坐标形式，并取实部，得界面力的幅值谱为
Figure BDA0002712579210000082
ai(t)为幅值，fi(t)为频率；
其中，Re为取实部，H(t,f)为幅值谱。由该式可见，若将模式函数视为基函数，由于其幅值和频率是时变的，相对传统的Fourier分析而言，本文给出的幅值谱可以视为傅里叶频谱的推广形式，能够识别非平稳信号幅值和频率时变特征。
图2为某信号的时间-频率-幅值谱。
5)提取指定频率处的界面力幅值谱
将界面力在指定频率处的界面力幅值谱取为幅值谱随时间变化的最大值。即：
Figure BDA0002712579210000091
其中ta和tb为界面力数据的时间起始时刻和时间终止时刻，max为取极大值函数。
(2)确定卫星及部组件的基频f0；优选方案具体如下：
采用有限元分析方法或者模态试验，设定卫星或者部组件安装界面固支，获得卫星及部组件的基频f0。
(3)根据步骤(1)确定的卫星或部组件的界面力谱，以及步骤(2)确定的卫星及部组件的基频f0，确定卫星或部组件界面力谱的最大值；优选方案具体如下：
利用通过星箭耦合分析或者飞行遥测得到的界面力谱结果，找到卫星或部组件界面力谱的最大值(f≤f0)。
Figure BDA0002712579210000092
其中，
Figure BDA0002712579210000093
为频率f处的界面力谱(幅值)，对于正弦振动试验即为界面力的频谱幅值，对于随机振动试验而言为界面力的功率谱密度函数。
(4)根据步骤(3)确定的卫星或部组件界面力谱的最大值，确定卫星或部组件振动试验力限条件。优选方案具体如下：
对于正弦振动试验，根据半经验方法试验条件的确定方式，力限条件为：
Figure BDA0002712579210000094
对于随机振动试验，根据半经验方法试验条件的确定方式，力限条件为：
Figure BDA0002712579210000095
其中：SF为设计得到的力限条件。
本发明的一种基于界面力谱的卫星及部组件振动试验力限条件获取方法，优选方案如下：
(1)根据星间耦合分析或飞行遥测数据，确定卫星或部组件的界面力谱；
首先基于星箭耦合分析或者飞行遥测数据获得界面力数据，具体为：对于星箭耦合分析，建立卫星和火箭的耦合有限元模型，将飞行过程中的外载荷(如气动、发动机推力)等施加在耦合模型上，通过时域分析获得卫星及部组件界面的力数据；对于飞行遥测数据，具体为：通过安装在卫星与火箭安装界面、部组件安装界面处的力传感器，实时采集并通过遥测信号传回发射过程中卫星及部组件承受的界面力数据。
然后确定卫星或部组件的界面力谱，具体为：
由于发射段的力学环境呈现明显的非平稳特性，其数据处理是非常困难的。本发明基于时频方法建立非平稳瞬态力数据的力频谱方法。时频分析的关键在于确定信号的瞬时频率，而实际信号大多为复杂的多分量信号，计算瞬时频率时需要将其分解为单分量，因而利用模式分解方法，将信号分解为单分量的模式函数，在模式函数的基础上计算瞬时频率并构造时间-频率-幅值/能量的三维时频谱。
1)首先确定瞬时频率
非平稳力信号的幅值和频率一般相对时间变化，如何确定实际信号的瞬时频率是非平稳信号处理的一项重要研究内容。瞬时频率通过局部相位微分方法定义。
对于实际信号x(t)，其解析信号
z(t)＝x(t)+jy(t)＝a(t)exp(jθ(t)) (14)
其中，j为虚数单位，exp为自然指数，z(t)为原始信号x(t)的解析信号，y(t)为
Figure BDA0002712579210000111
其中：p为Cauchy主值，a(t)为瞬时幅值
a(t)＝(x(t)2+y(t)2)1/2 (16)
瞬时相位θ(t)为
Figure BDA0002712579210000112
对于单分量信号，瞬时频率f(t)的定义为
Figure BDA0002712579210000113
在瞬时频率的基础上，可以应用波间频率调制解释波形的非线性变化，应用波内频率调制解释波形的散射传播。
2)选择模式函数
实际信号一般为复杂的多分量信号，不能直接根据(5)式计算瞬时频率。在以往的应用中，为使瞬时频率具有实际意义，一般要求信号满足窄带条件。为了推广窄带条件的要求，需要定义了适合计算瞬时频率的模式函数，具体而言，模式函数需要满足以下两个条件：在整个数据集中，极值点和过零点数目相等或至多相差1个；在任意时刻，由局部极大值和局部极小值定义的上下包络的均值为0。其中，条件1类似于平稳Gauss过程的传统窄带要求；条件2将传统的全局性要求修改为局部性要求，避免了非对称波形导致的瞬时频率波动。
模式函数不限于窄带信号，可以是非平稳的调频调幅过程。每个模式函数表示信号中包含的一种振荡模式，实际信号可能会分解为多个模式函数。
3)模式分解
模式分解根据信号的局部时间尺度，自适应地筛选生成模式函数，将信号展开为若干模式函数和的形式，以便由模式函数计算瞬时频率。类似于Fourier和小波分解，模式分解以模式函数作为基函数，分解是完备的，自适应的，而且在实际应用中是几乎正交的。
模式分解要求信号满足以下假设条件：信号至少包含2个极值点，1个极大值和1个极小值，即信号中含有波动成分；特征时间尺度由极值点之间的时间间隔确定，这样可以得到具有较高分辨率的振荡模式，而且适用于均值非零，无过零点的情况；若数据中只有拐点，没有极值点，则可以通过微分提取极值点，最终结果通过积分得到，但是实际数据中均含有噪声，微分将放大噪声的干扰作用，实际应用经验建议：首先基于极值点进行筛选，若结果中包含暗含尺度，再进行微分筛选。
对于实际信号x(t)，模式分解的具体算法如下：
(3)初始化：令r0(t)＝x(t)，i＝1
(4)筛选第i个模式函数
(2.9)初始化：令j＝0，hij(t)＝ri-1(t)
(2.10)确定hij(t)的局部极大值和局部极小值
(2.11)应用三次样条进行插值，分别由局部极大值和局部极小值构造hij(t)的上下包络
(2.12)计算上下包络的瞬时均值mij(t)
(2.13)令hij(t)＝hij(t)-mij(t)
(2.14)若hij(t)满足模式函数筛选终止条件，则令第i个模式函数为ci(t)＝hij(t)，否则，将j+1赋给j，并返回步骤(2.2)
(2.15)令ri(t)＝ri-1(t)-ci(t)
(2.16)若ri(t)满足模式分解终止条件，则ri(t)，分解过程结束，否则，将i+1赋给i，返回步骤(2)。
根据模式分解结果，信号优选表示为
Figure BDA0002712579210000131
即信号分解为n个模式函数ci(t)和1个残余rn(t)。其中，残余rn(t)可能是信号中的趋势项或常数项。若剔除残余rn(t)，则重构信号可以表示为
Figure BDA0002712579210000132
模式分解涉及两个算法终止判断条件，即单个模式函数筛选终止条件和整个模式分解终止条件。
对于单个模式函数筛选，其目的是根据信号的局部特征时间尺度，将最细微的局部振荡模式最先从数据中分离出来，该过程有两个作用：消除畸波、平滑幅值波动。为了保证模式函数具有足够的调频调幅信息，需要给出适当的筛选终止条件。一般通过限制连续两次筛选结果之间标准差的方式来控制模式函数筛选：
Figure BDA0002712579210000133
其中σ为标准差，推荐σ＝[0.2,0.3]。该终止准则类似于Cauchy收敛准则，连续筛选之间的差异主要决定于新产生的极值点，只强调筛选结果之间的近似程度，与模式函数定义无关，在应用过程中应该慎重。
对于整个模式分解过程，当模式函数分量ci(t)或残余ri(t)小于预先定义的数值，或者残余ri(t)是单调函数，不能再提取模式函数时，分解即可终止。
4)获得时间-频率-幅值/能量谱
对信号进行变换，构造解析信号，表示为极坐标形式，并取实部，得界面力的幅值谱优选为
Figure BDA0002712579210000134
其中，Re为取实部，H(t,f)为幅值谱。由该式可见，若将模式函数视为基函数，由于其幅值和频率是时变的，相对传统的Fourier分析而言，本文给出的幅值谱可以视为傅里叶频谱的推广形式，能够识别非平稳信号幅值和频率时变特征。
图2为某信号的时间-频率-幅值谱。
5)提取指定频率处的界面力幅值谱
将界面力在指定频率处的界面力幅值谱取为幅值谱随时间变化的最大值。即：
Figure BDA0002712579210000141
其中ta和tb为界面力数据的时间起始时刻和时间终止时刻，max为取极大值函数。
(2)确定卫星及部组件的基频f0；优选方案具体如下：
采用有限元分析方法或者模态试验，设定卫星或者部组件安装界面固支，获得卫星及部组件的基频f0。
(3)根据步骤(1)确定的卫星或部组件的界面力谱，以及步骤(2)确定的卫星及部组件的基频f0，确定卫星或部组件界面力谱的最大值；优选方案具体如下：
利用通过星箭耦合分析或者飞行遥测得到的界面力谱结果，找到卫星或部组件界面力谱的最大值(f≤f0)。
Figure BDA0002712579210000142
其中，
Figure BDA0002712579210000143
为频率f处的界面力谱(幅值)，对于正弦振动试验即为界面力的频谱幅值，对于随机振动试验而言为界面力的功率谱密度函数。
(4)根据步骤(3)确定的卫星或部组件界面力谱的最大值，确定卫星或部组件振动试验力限条件。优选方案具体如下：
对于正弦振动试验，根据半经验方法试验条件的确定方式，优选的力限条件为：
Figure BDA0002712579210000151
对于随机振动试验，根据半经验方法试验条件的确定方式，优选的力限条件为：
Figure BDA0002712579210000152
其中：SF为设计得到的力限条件。
本发明利用星箭耦合分析或者飞行遥测得到的界面力谱结果获取卫星或部组件振动试验力限条件，且本发明针对发射力学环境的非平稳特性，利用时频分析方法获得了非平稳信号的时频特征，最终获取了力限条件
本发明充分利用星箭耦合分析或者飞行遥测得到的高精度界面力谱信息，获取卫星或部组件振动试验力限条件，避免了现有简化方法和经验方法存在的误差较大的问题，方法更合理、数据更准确，本发明针对发射段星箭力学环境的非平稳特性，获得了非平稳信号的时频特征，从而提高了力谱的计算精度。
本发明利用了半经验方法的类似公式，力限条件表达简单，物理概念清晰，便于工程应用。

Claims (5)

1.一种基于界面力谱的卫星及部组件振动试验力限条件获取方法，其特征在于步骤如下:
(1)根据星间藕合分析或飞行遥测数据，确定卫星或部组件的界面力谱；
(2)确定卫星及部组件的基频f0；
(3)根据步骤(1)确定的卫星或部组件的界面力谱，以及步骤(2)确定的卫星及部组件的基频f0，确定卫星或部组件界面力谱的最大值；
(4)根据步骤(3)确定的卫星或部组件界面力谱的最大值，确定卫星或部组件振动试验力限条件；
步骤(1)根据星间藕合分析或飞行遥测数据，确定卫星或部组件的界面力谱，具体如下:
(1)基于有限元分析或者飞行遥测数据，获得时域下的卫星及部组件的界面力数据；
(2)由于力数据具有非平稳特性，采用模式分解法建立界面数据的时间-频率-幅值/能量三维谱；
(3)基于时间-频率-幅值/能量，将界面力在指定频率处的幅值取为时间-频率-幅值/能量随之间变化的最大值
Figure FDA0003927369110000011
其中f代表频率，下标F代表力，上标IF代表界面；
所述确定卫星及部组件的基频f0，具体如下:采用有限元分析方法或者模态试验，设定卫星或者部组件安装界面固支，获得卫星及部组件的基频f0；
所述根据步骤(1)确定的卫星或部组件的界面力谱，以及步骤(2)确定的卫星及部组件的基频f0，确定卫星或部组件界面力谱的最大值，具体如下:以基频f0为截止频率，以频率f为变量，遍历
Figure FDA0003927369110000021
确定卫星或部组件界面力谱的最大值
Figure FDA0003927369110000022
所述根据步骤(3)确定的卫星或部组件界面力谱的最大值，确定卫星或部组件振动试验力限条件，具体如下:
(1)对于正弦试验，力限条件设计方法为，如果频率f不大于基频f0，力限条件定义为界面力谱最大值
Figure FDA0003927369110000023
如果频率f大于基频f0，则力限条件定义为
Figure FDA0003927369110000024
(2)对于随机振动试验，力限条件设计方法为，如果频率f不大于基频f0，力限条件定义为界面力谱最大值
Figure FDA0003927369110000025
如果频率f大于基频f0，则力限条件定义为
Figure FDA0003927369110000026
2.根据权利要求1所述的一种基于界面力谱的卫星及部组件振动试验力限条件获取方法，其特征在于:飞行遥测数据，具体为:为获得卫星飞行过程中承受的真实载荷，在卫星与火箭的安装界面、部组件在卫星上的安装界面安装加速度传感器或者力传感器，用于实时采集并通过遥测信号传回发射过程中卫星及部组件承受的力学环境，用于指导地面力学环境试验条件设计。
3.根据权利要求1所述的一种基于界面力谱的卫星及部组件振动试验力限条件获取方法，其特征在于:卫星及部组件，具体为:卫星即指航天器本身，部组件指航天器上重要载荷，包括太阳翼、天线及重要设备。
4.根据权利要求1所述的一种基于界面力谱的卫星及部组件振动试验力限条件获取方法，其特征在于:振动试验，具体为:为考核卫星及部组件能否承受发射段的力学环境，在航天器设计与研制阶段，需要依据卫星及部组件经历的真实力学环境，设计地面试验条件，采用振动台对卫星及部组件的抗力学环境能力进行考核，确保卫星及部组件能够在轨正常工作。
5.根据权利要求1所述的一种基于界面力谱的卫星及部组件振动试验力限条件获取方法，其特征在于:步骤(4)获取的卫星或部组件振动试验力限条件，能够解决目前工程中力限条件设计方法不准确的问题，可用于力限试验，缓解因为地面试验因卫星及部组件界面阻抗不匹配导致的欠试验或者过试验问题，从而提高地面试验的有效性和科学性。
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