CN112444365B - 一种卫星太阳翼基板展开低频模态测试方法 - Google Patents

一种卫星太阳翼基板展开低频模态测试方法 Download PDF

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Abstract

本发明是一种基于力锤摆动法及激光多普勒法的卫星太阳翼基板展开低频模态测试方法。本发明涉及太阳翼展开低频模态测试技术领域，本发明对太阳翼基板进行外观检查，确定卫星帆板的技术状态，设定试验场地环境，对太阳翼进行吊装和固定；采用力锤摆动法及激光多普勒法，对太阳翼基板进行模态测试；当太阳翼几班的偏移量保持不变时，进行试验前期状态检查，检查完成后，启动测试试验运行，并采集试验数据；根据采集到的试验数据，进行模态参数计算分析，确定各阶固有频率响应。本发明相比于传统的力锤敲击法，摆动法可以激发太阳翼基板的低频振动，从而更好地模拟展开太阳翼基板在太空中失重环境下的弹性振动状态。

Description

一种卫星太阳翼基板展开低频模态测试方法
技术领域
本发明涉及太阳翼展开低频模态测试技术领域，是一种基于力锤摆动法及激光多普勒法的卫星太阳翼基板展开低频模态测试方法。
背景技术
太阳翼是卫星的能量来源。即太阳能帆板，是一种收集太阳能的装置，通常应用于卫星、国际空间站的功能。由于受到航天器运载整流罩尺寸的限制，在卫星被发射时太阳翼处于折叠状态，星箭分离后电控解锁一维展开，并在卫星飞行过程中通过SADA电机驱动不断调整方向，使太阳能电池对准太阳，为整星工作提供能量。太阳翼监视相机可以拍摄太阳翼展开过程及工作状态，判断太阳翼工作状态是否正常；通过在轨姿态调整，还可以拍摄地球和月球图像。为使获得的地月图像像质较好，该相机采用一款长焦镜头。太阳能帆板有充电和供电两大功能，相当于一个小型发电站。太阳能帆板和太阳帆并不是同一种事物，太阳能帆板是一种收集太阳能的装置，而太阳帆是利用太阳光的光压进行宇宙航行的一种航天器。
太阳翼帆板在太空中是以失重的环境进行一维展开的，因此，在地面上进行各种模拟展开试验时，必须将其进行柔性吊挂，否则太阳翼帆板便无法正常的运行和工作；太阳翼基板和铰链等连接机构都是按照失重环境下设计的，如果不解决重力的问题太阳翼将无法在地面进行工作，所以在地球上做试验时，必须保证太阳翼处于标准姿态进行质心吊挂，从而抵消重力对其造成的影响，模拟太空失重环境进行一系列动作；在地面进行太阳翼模拟展开试验中，太阳翼的展开通常需要绕旋转轴心转动90°才能完成展开动作，而整个太阳翼帆板长度往往在3米左右，单片太阳翼基板的质量在2.9kg左右。
航天器总体设计在根据运载火箭的整流罩尺寸、航天器的功率需求以及轨道特性等约束条件确定太阳翼设计方案的同时，也需要对展开后的太阳翼模态基频进行分析，以避免展开后的太阳翼与卫星姿态控制分系统之间在频率上产生耦合现象(柔性航天器刚柔耦合效应)。新一代的航天器为了具有更强的功能和更长的寿命，需要太阳翼的尺寸不断增大，这导致系统刚柔耦合效应愈发显著，不可避免地就会发生太阳翼弹性振动与航天器姿态运动相互耦合；这类航天器在物理特性上体现出的新特点是：太阳翼结构的质量和转动惯量在航天器整体中所占比重不断上升，即航天器的柔性不断增大，其基频一般低于1.0Hz，且具有非常小的结构阻尼。由航天器外部扰动(如空间碎片撞击、空间辐射造成材料力学性能改变、热交变等)和姿态机动激起的太阳翼的振动将对航天器姿态产生显著影响，轻则影响航天器机动性能，重则导致航天器损坏，因此，探寻针对于一维展开状态下太阳翼结构的低频模态测试方法就显得尤为重要了。
发明内容
本发明为了避免展开后的太阳翼与卫星姿态控制分系统之间在频率上产生耦合现象，本发明提供了以下技术方案：
一种基于力锤摆动法及激光多普勒法的卫星太阳翼基板展开低频模态测试方法，包括以下步骤：
步骤1：对太阳翼基板进行外观检查，确定卫星帆板的技术状态；
步骤2：设定试验场地环境，设定气压为一个大气压，温度为15℃～35℃，相对湿度为30％～60％；
步骤3：对太阳翼进行吊装和固定，太阳翼基板通过柔性吊挂系统吊装于桁架之下，并安装在模拟墙上；
步骤4：采用力锤摆动法及激光多普勒法，对太阳翼基板进行模态测试；
步骤5：当太阳翼几班的偏移量保持不变时，进行试验前期状态检查，检查完成后，启动测试试验运行，并采集试验数据；
步骤6：根据采集到的试验数据，进行模态参数计算分析，确定各阶固有频率响应。
优选地，卫星太阳翼系统由两翼一维展开的太阳翼构成，每翼太阳翼由两块基板组成，基板结构与电池电路组合体，参试基板共计2块基板，其中，内基板1块，外基板1块，整星共四块基板。
优选地，所述太阳翼基板为铝蜂窝芯碳纤维面板的刚性基板，基板正面贴有聚酰亚胺膜。
优选地，太阳翼基板的尺寸为1500mm×1030mm×36mm和1500mm×1056.2mm×30.5mm；单块太阳翼基板质量约2.9kg。
优选地，所述步骤1具体为：确认帆板技术状态，对太阳翼基板进行外观检查，检查基板碳纤维网格面板粘接情况；对组合试验件进行表面状态检查，确保太阳翼基板表面不受污染，当有局部区域受到污染，应进行清洗；清洗方法为：用洁净的脱脂纱布蘸化学纯的无水乙醇进行清洗，避免损伤热控涂层。
优选地，所述步骤4具体为：
所述力锤摆动法采用单点激励的力锤激励模态测试方法，根据测得的拾振点尺寸输入对应坐标，将各个坐标点通过短线相连，建立模态几何模型，其中，坐标点综合反映采样点振动模态分布；在选定的拾振点位粘贴聚酰亚胺胶带，将电容式加速度计固定于胶带表面；采用聚酰亚胺胶带将力锤固定在太阳翼外侧基板的外侧边缘中心点位置，力传感器方向与太阳翼基板垂直，即展开后太阳翼基板的摆动方向；用一段长1.5m的凯夫拉纤维丝穿过基板锁定孔并固定住，水平牵引凯夫拉丝使太阳翼基板偏移零位点5-10mm，将凯夫拉丝另一端系紧在桁架上，维持住基板的偏移量不变；
所述激光多普勒法采用激光多普勒测振仪对太阳翼基板进行展开模态测量，在太阳翼外侧基板边缘中点处粘贴不透光胶带；待扫描头完成自动对焦后，调整三角架的横向位置与高度，使激光点刚好投射到胶带上；进行微姿态调整，使信号条强度超过2/3；用一段长1.5m的凯夫拉纤维丝穿过基板锁定孔并固定住，水平牵引凯夫拉丝使太阳翼基板偏移零位点5-10mm，将凯夫拉丝另一端系紧在桁架上，维持住基板的偏移量不变。
优选地，所述步骤5具体为：检查仪器间是否正常连接；检查加速度计是否松动脱落；检查密钥U盘是否插好；检查扫描头距离基板是否大于0.5m；检查扫描头出光方向是否垂直于基板；
测试试验启动运行，运行计算分析软件，待信号采集仪初始化完成后，瞬间剪断凯夫拉纤维丝激发太阳翼帆板低频摆动，同时记录采集试验数据。
优选地，所述步骤6具体为：根据采集的试验数据，根据计算分析软件LMSTest.Lab Impact Testing(力锤摆动法)\VibSoft(激光多普勒法)进行数据处理得到展开后太阳翼帆板一阶幅频特性曲线，由左至右在曲线中选取S点大于5个的稳定峰，峰值处一条蓝线延伸至横坐标轴即频率，最左侧一条即为一阶固有频率值；根据剩余稳定峰相对应的频率值，从而得到各阶固有频率响应。
本发明具有以下有益效果：
本发明相比于传统的力锤敲击法，摆动法可以激发太阳翼基板的低频振动，从而更好地模拟展开太阳翼基板在太空中失重环境下的弹性振动状态，同时，电容式加速度传感器相较于压电式其具有频率响应范围宽、灵敏度高等特点，更适用于微弱低频信号的测量；激光多普勒法可以更加有效地测出展开后太阳翼的低频振动模态，整个测试过程无须在太阳翼基板表面粘贴任何加速度传感器，实现无接触光学测量，较大程度地降低对太阳翼试验件的机械损伤和人为污染；其具有采样精度高、试验周期短、操作简便、重复性好等特点，提高了整机的测试效率，降低了测试成本。
本发明提出两种新方法用于测试展开后的太阳翼基板低频模态，第一种测试方法是力锤摆动法，第二种测试方法是激光多普勒法。相比于传统的力锤敲击法，摆动法可以激发太阳翼基板的低频振动，从而更好地模拟展开太阳翼基板在太空中失重环境下的弹性振动状态，同时，电容式加速度传感器相较于压电式其具有频率响应范围宽、灵敏度高等特点，更适用于微弱低频信号的测量；激光多普勒法可以更加有效地测出展开后太阳翼的低频振动模态，整个测试过程无须在太阳翼基板表面粘贴任何加速度传感器，实现无接触光学测量，较大程度地降低对太阳翼试验件的机械损伤和人为污染；其具有采样精度高、试验周期短、操作简便、重复性好等特点，提高了整机的测试效率，降低了测试成本。
附图说明
图1为低频模态测试方法流程图。
具体实施方式
以下结合具体实施例，对本发明进行了详细说明。
具体实施例一：
根据图1所示，本发明提供一种基于力锤摆动法及激光多普勒法的卫星太阳翼基板展开低频模态测试方法，包括以下步骤：
步骤1：对太阳翼基板进行外观检查，确定卫星帆板的技术状态；所述步骤1具体为：确认帆板技术状态，对太阳翼基板进行外观检查，检查基板碳纤维网格面板粘接情况；对组合试验件进行表面状态检查，确保太阳翼基板表面不受污染，当有局部区域受到污染，应进行清洗；清洗方法为：用洁净的脱脂纱布蘸化学纯的无水乙醇进行清洗，避免损伤热控涂层。
步骤2：设定试验场地环境，设定气压为一个大气压，温度为15℃～35℃，相对湿度为30％～60％；
步骤3：对太阳翼进行吊装和固定，太阳翼基板通过柔性吊挂系统吊装于桁架之下，并安装在模拟墙上；
步骤4：采用力锤摆动法及激光多普勒法，对太阳翼基板进行模态测试；
所述步骤4具体为：
所述力锤摆动法采用单点激励的力锤激励模态测试方法，根据测得的拾振点尺寸输入对应坐标，将各个坐标点通过短线相连，建立模态几何模型，其中，坐标点综合反映采样点振动模态分布；在选定的拾振点位粘贴聚酰亚胺胶带，将电容式加速度计固定于胶带表面；采用聚酰亚胺胶带将力锤固定在太阳翼外侧基板的外侧边缘中心点位置，力传感器方向与太阳翼基板垂直，即展开后太阳翼基板的摆动方向；用一段长1.5m的凯夫拉纤维丝穿过基板锁定孔并固定住，水平牵引凯夫拉丝使太阳翼基板偏移零位点5-10mm，将凯夫拉丝另一端系紧在桁架上，维持住基板的偏移量不变；
所述激光多普勒法采用激光多普勒测振仪对太阳翼基板进行展开模态测量，在太阳翼外侧基板边缘中点处粘贴不透光胶带；待扫描头完成自动对焦后，调整三角架的横向位置与高度，使激光点刚好投射到胶带上；进行微姿态调整，使信号条强度超过2/3；用一段长1.5m的凯夫拉纤维丝穿过基板锁定孔并固定住，水平牵引凯夫拉丝使太阳翼基板偏移零位点5-10mm，将凯夫拉丝另一端系紧在桁架上，维持住基板的偏移量不变。
步骤5：当太阳翼几班的偏移量保持不变时，进行试验前期状态检查，检查完成后，启动测试试验运行，并采集试验数据；
所述步骤5具体为：检查仪器间是否正常连接；检查加速度计是否松动脱落；检查密钥U盘是否插好；检查扫描头距离基板是否大于0.5m；检查扫描头出光方向是否垂直于基板；
测试试验启动运行，运行计算分析软件，待信号采集仪初始化完成后，瞬间剪断凯夫拉纤维丝激发太阳翼帆板低频摆动，同时记录采集试验数据。
步骤6：根据采集到的试验数据，进行模态参数计算分析，确定各阶固有频率响应。
所述步骤6具体为：根据采集的试验数据，根据计算分析软件LMS Test.LabImpact Testing(力锤摆动法)\VibSoft(激光多普勒法)进行数据处理得到展开后太阳翼帆板一阶幅频特性曲线，由左至右在曲线中选取S点大于5个的稳定峰，峰值处一条蓝线延伸至横坐标轴即频率，最左侧一条即为一阶固有频率值；根据剩余稳定峰相对应的频率值，从而得到各阶固有频率响应。
卫星太阳翼系统由两翼一维展开的太阳翼构成，每翼太阳翼由两块基板组成，基板结构与电池电路组合体，参试基板共计2块基板，其中，内基板1块，外基板1块，整星共四块基板。所述太阳翼基板为铝蜂窝芯碳纤维面板的刚性基板，基板正面贴有聚酰亚胺膜。太阳翼基板的尺寸为1500mm×1030mm×36mm和1500mm×1056.2mm×30.5mm；单块太阳翼基板质量约2.9kg。
以上所述仅是一种基于力锤摆动法及激光多普勒法的卫星太阳翼基板展开低频模态测试方法的优选实施方式，一种基于力锤摆动法及激光多普勒法的卫星太阳翼基板展开低频模态测试方法的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于该思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和变化，这些改进和变化也应视为本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种基于力锤摆动法及激光多普勒法的卫星太阳翼基板展开低频模态测试方法，其特征是：包括以下步骤：
步骤1：对太阳翼基板进行外观检查，确定卫星帆板的技术状态；
步骤2：设定试验场地环境，设定气压为一个大气压，温度为15℃～35℃，相对湿度为30％～60％；
步骤3：对太阳翼进行吊装和固定，太阳翼基板通过柔性吊挂系统吊装于桁架之下，并安装在模拟墙上；
步骤4：采用力锤摆动法及激光多普勒法，对太阳翼基板进行模态测试；
所述步骤4具体为：
所述力锤摆动法采用单点激励的力锤激励模态测试方法，根据测得的拾振点尺寸输入对应坐标，将各个坐标点通过短线相连，建立模态几何模型，其中，坐标点综合反映采样点振动模态分布；在选定的拾振点位粘贴聚酰亚胺胶带，将电容式加速度计固定于胶带表面；采用聚酰亚胺胶带将力锤固定在太阳翼外侧基板的外侧边缘中心点位置，力传感器方向与太阳翼基板垂直，即展开后太阳翼基板的摆动方向；用一段长1.5m的凯夫拉纤维丝穿过基板锁定孔并固定住，水平牵引凯夫拉丝使太阳翼基板偏移零位点5-10mm，将凯夫拉丝另一端系紧在桁架上，维持住基板的偏移量不变；
所述激光多普勒法采用激光多普勒测振仪对太阳翼基板进行展开模态测量，在太阳翼外侧基板边缘中点处粘贴不透光胶带；待扫描头完成自动对焦后，调整三角架的横向位置与高度，使激光点刚好投射到胶带上；进行微姿态调整，使信号条强度超过2/3；用一段长1.5m的凯夫拉纤维丝穿过基板锁定孔并固定住，水平牵引凯夫拉丝使太阳翼基板偏移零位点5-10mm，将凯夫拉丝另一端系紧在桁架上，维持住基板的偏移量不变；
步骤5：当太阳翼基板的偏移量保持不变时，进行试验前期状态检查，检查完成后，启动测试试验运行，并采集试验数据；
步骤6：根据采集到的试验数据，进行模态参数计算分析，确定各阶固有频率响应；
所述步骤5具体为：检查仪器间是否正常连接；检查加速度计是否松动脱落；检查密钥U盘是否插好；检查扫描头距离基板是否大于0.5m；检查扫描头出光方向是否垂直于基板；
测试试验启动运行，运行计算分析软件，待信号采集仪初始化完成后，瞬间剪断凯夫拉纤维丝激发太阳翼帆板低频摆动，同时记录采集试验数据。
2.根据权利要求1所述的一种基于力锤摆动法及激光多普勒法的卫星太阳翼基板展开低频模态测试方法，其特征是：卫星太阳翼系统由两翼一维展开的太阳翼构成，每翼太阳翼由两块基板组成，基板结构与电池电路组合体，参试基板共计2块基板，其中，内基板1块，外基板1块，整星共四块基板。
3.根据权利要求2所述的一种基于力锤摆动法及激光多普勒法的卫星太阳翼基板展开低频模态测试方法，其特征是：所述太阳翼基板为铝蜂窝芯碳纤维面板的刚性基板，基板正面贴有聚酰亚胺膜。
4.根据权利要求2所述的一种基于力锤摆动法及激光多普勒法的卫星太阳翼基板展开低频模态测试方法，其特征是：太阳翼基板的尺寸为1500mm×1030mm×36mm和1500mm×1056.2mm×30.5mm；单块太阳翼基板质量约2.9kg。
5.根据权利要求1所述的一种基于力锤摆动法及激光多普勒法的卫星太阳翼基板展开低频模态测试方法，其特征是：所述步骤1具体为：确认帆板技术状态，对太阳翼基板进行外观检查，检查基板碳纤维网格面板粘接情况；对组合试验件进行表面状态检查，确保太阳翼基板表面不受污染，当有局部区域受到污染，应进行清洗；清洗方法为：用洁净的脱脂纱布蘸化学纯的无水乙醇进行清洗，避免损伤热控涂层。
6.根据权利要求1所述的一种基于力锤摆动法及激光多普勒法的卫星太阳翼基板展开低频模态测试方法，其特征是：所述步骤6具体为：根据采集的试验数据，根据计算分析软件LMSTest.LabImpactTesting\VibSoft进行数据处理得到展开后太阳翼帆板一阶幅频特性曲线，从而得到各阶固有频率响应。
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