CN203519154U - 一种太阳翼驱动机构微振动测试系统 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种太阳翼驱动机构微振动测试系统，包括支架、气浮台、扭矩传感器、直线轴承、法兰、微振动六分量测试台、数据采集和处理系统、辅助系统及模拟负载。本实用新型通过气浮台的气压支撑作用，克服了地面重力对太阳翼驱动机构的影响；将测试系统和被测试件分离，不需要在被测试件上安装附加设备和传感器，不影响被测试件的动态特性，不损伤被测试件结构，试验完毕后试件还可以正常使用，保证了太阳翼驱动机构的安全性。
Description
技术领域
本实用新型涉及一种微振动测试系统，尤其涉及一种太阳翼驱动机构微振动测试系统，属于振动测试技术领域，可用于太阳翼驱动机构模拟在轨动态测量。
背景技术
影响卫星抖动和姿态稳定度的主要因素包括环境外力干扰、姿态机动、星上活动部件的扰动力矩等。卫星成像器件和星上活动部件引起的抖动时始终存在的，对成像质量的影响较大，因此有必要通过相应的控制手段加以抑制或隔离。星上活动部件主要指卫星太阳翼驱动机构，如图1所示，在卫星太阳翼3远离卫星本体结构1的末端安装一个转轴，然后在转轴上安装滚珠轴承，转轴与滚珠轴承配合实现卫星太阳翼3以太阳翼驱动机构（SADA）2为轴自由转动。为了研究在SADA（太阳翼驱动机构）等旋转部件激励下卫星结构抖动和挠性振动传播特性，以及对有效载荷指向的影响，需要对卫星太阳翼的扰动特性（不同边界条件下的扰动频谱特性）进行测量和数据分析，为展开抖动抑制方案研究奠定基础。当前，模拟太阳翼驱动机构在轨环境并直接测量仍不失为一种可行和有效的方案。目前，国内外尚未见有关此类太阳翼驱动机构微振动测试系统的文献报导。
实用新型内容
本实用新型要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种太阳翼驱动机构微振动测试系统，本实用新型通过气浮台的气压支撑作用，克服了地面重力对太阳翼驱动机构的影响，测试装置和被测试件分离，保证了被测试件的安全性。
本实用新型要解决其技术问题所采用的技术方案是：一种太阳翼驱动机构微振动测试系统，包括：支架、气浮台、扭矩传感器、直线轴承、法兰、 微振动六分量测试台、数据采集和处理系统、辅助系统及模拟负载，气浮台通过螺栓固定在支架上，气浮台的转轴同扭矩传感器固连，扭矩传感器通过直线轴承与法兰固连并使三者的轴线成一条直线，微振动六分量测试台设置在支架内并通过框架与支架连接在一起，微振动六分量测试台将太阳翼驱动机构的下端进行固定，法兰将太阳翼驱动机构的上端进行固定，微振动六分量测试台中布置有四个沿水平方向安装的压电传感器和四个沿竖直方向安装的压电传感器用于测量太阳翼驱动机构产生的振动信号，八个压电传感器的输出信号由数据采集和处理系统进行采集处理，辅助系统由空气压缩机及输送管组成，空气压缩机产生的高压气体通过输送管输送到气浮台中用于气浮台进行重力卸载；模拟负载与气浮台固连且保证同心，用于气浮台重力卸载后向太阳翼驱动机构施加作用力。
所述支架为由四根底板、四根上板、四根垂直立柱组成的立体结构。
所述气浮台安装在支架上板的中心位置。
所述气浮台包含有一个光栅角位移传感器用于测量太阳翼驱动机构Z方向的转角位移，光栅角位移传感器的输出信号由数据采集和处理系统进行采集处理，光栅角位移传感器的型号为RESM20USA200，外径200mm，内径180mm，栅距20m，刻线数31488。
所述直线轴承用于传递太阳翼驱动机构Z方向的扭矩。
所述微振动六分量测试台内有一个空腔用于安装太阳翼驱动机构。
所述模拟负载由钢管梁与方钢通过螺栓固定连接组成。
本实用新型与现有技术相比具有以下优点：
（1）本实用新型通过气浮台的气压支撑作用，克服了地面重力对太阳翼驱动机构的影响；
（2）本实用新型测试系统和被测试件分离，不需要在被测试件上安装附加设备和传感器，不影响被测试件的动态特性，不损伤被测试件结构，试验完毕后试件还可以正常使用，保证了太阳翼驱动机构的安全性。
附图说明
图1为太阳翼驱动机构的组成结构图；
图2为本实用新型的组成结构图。
具体实施方式
如图2所示，本实用新型设计的一种太阳翼驱动机构微振动测试系统，包括：支架1、气浮台2、扭矩传感器3、直线轴承4、法兰5、微振动六分量测试台7、数据采集和处理系统8、辅助系统9及模拟负载10，气浮台2通过螺栓固定在支架1上，气浮台2的转轴201同扭矩传感器3固连，扭矩传感器3通过直线轴承4与法兰5固连并使三者的轴线成一条直线，直线轴承4用于传递太阳翼驱动机构6Z方向的扭矩，微振动六分量测试台7设置在支架1内并通过框架11与支架1连接在一起，微振动六分量测试台7将太阳翼驱动机构6的下端进行固定，法兰5将太阳翼驱动机构6的上端进行固定，微振动六分量测试台7中布置有四个沿水平方向安装的压电传感器和四个沿竖直方向安装的压电传感器，当太阳翼驱动机构产生振动时压电传感器产生电压信号，用于测量太阳翼驱动机构6产生的振动，八个压电传感器的输出信号由数据采集和处理系统8进行采集处理转化为三个微小振动力信号和三个微小振动力矩信号，用于分析出太阳翼驱动机构的安装界面的振动特性，辅助系统9由空气压缩机及输送管组成，空气压缩机产生的高压气体通过输送管输送到气浮台2中，保证气浮台（2）中的气压足够支持重力卸载；模拟负载10与气浮台2固连且保证同心，用于气浮台2重力卸载后向太阳翼驱动机构施加作用力。进行振动试验时，气浮台通过扭矩传感器、直线轴承、法兰依次成一直线并由螺栓连接，同时与位于支架底部的刚性六分量测试台中的太阳翼驱动机构输出轴连成一体，模拟负载通过气浮台、支架结构传至地面，不对太阳翼驱动机构产生影响，太阳翼驱动机构作为扰动源，安装界面扰动由微振动六分量测试台测得，转轴输出扰动由扭矩传感器及位于气浮台中的光栅角位移传感器测得。数据采集设备为比利时LMS公 司的LMS Testlab及电脑设备，辅助系统为空气压缩机，为重力卸载系统提供气源支持，试验通过加载不同级别的模拟负载，可模拟太阳翼驱动机构在轨环境的扰动特性。
支架1为由四根底板、四根上板、四根垂直立柱组成的立体结构。气浮台2安装在支架1上板的中心位置。气浮台2包含有一个光栅角位移传感器202，与扭矩传感器同步测量测量太阳翼驱动机构6Z方向的转角位移和扭矩；光栅角位移传感器202的输出信号由数据采集和处理系统8进行采集处理，光栅角位移传感器的型号为RESM20USA200，外径200mm，内径180mm，栅距20m，刻线数31488。扭矩传感器采用型号XSM/A-HIMT2A3B3V0N，量程200NM，精度0.1%FS的扭矩传感器；四个沿竖直方向安装的压电传感器、四个沿水平方向安装的压电传感器均为压电陶瓷元件，必须在强度允许的范围内尽量拧紧，以提高压电传感器的测量精度。微振动六分量测试台7内有一个空腔用于安装太阳翼驱动机构6。模拟负载10由钢管梁与方钢通过螺栓固定连接组成。
本实用新型未详细描述内容为本领域技术人员公知技术。
Claims (7)
1.一种太阳翼驱动机构微振动测试系统，其特征在于包括：支架（1）、气浮台（2）、扭矩传感器（3）、直线轴承（4）、法兰（5）、微振动六分量测试台（7）、数据采集和处理系统（8）、辅助系统（9）及模拟负载（10），气浮台（2）通过螺栓固定在支架（1）上，气浮台（2）的转轴（201）同扭矩传感器（3）固连，扭矩传感器（3）通过直线轴承（4）与法兰（5）固连并使三者的轴线成一条直线，微振动六分量测试台（7）设置在支架（1）内并通过框架（11）与支架（1）连接在一起，微振动六分量测试台（7）将太阳翼驱动机构（6）的下端进行固定，法兰（5）将太阳翼驱动机构（6）的上端进行固定，微振动六分量测试台（7）中布置有四个沿水平方向安装的压电传感器和四个沿竖直方向安装的压电传感器用于测量太阳翼驱动机构（6）产生的振动信号，八个压电传感器的输出信号由数据采集和处理系统（8）进行采集处理，辅助系统（9）由空气压缩机及输送管组成，空气压缩机产生的高压气体通过输送管输送到气浮台（2）中用于气浮台（2）进行重力卸载；模拟负载（10）与气浮台（2）固连且保证同心，用于气浮台（2）重力卸载后向太阳翼驱动机构施加作用力。
2.根据权利要求1所述的一种太阳翼驱动机构微振动测试系统，其特征在于：所述支架（1）为由四根底板、四根上板、四根垂直立柱组成的立体结构。
3.根据权利要求1所述的一种太阳翼驱动机构微振动测试系统，其特征在于：所述气浮台（2）安装在支架（1）上板的中心位置。
4.根据权利要求1所述的一种太阳翼驱动机构微振动测试系统，其特征在于：所述气浮台（2）包含有一个光栅角位移传感器（202）用于测量太阳翼驱动机构（6）Z方向的转角位移，光栅角位移传感器（202）的输出信号由数据采集和处理系统（8）进行采集处理。
5.根据权利要求1所述的一种太阳翼驱动机构微振动测试系统，其特征在于：所述直线轴承（4）用于传递太阳翼驱动机构（6）Z方向的扭矩。
6.根据权利要求1所述的一种太阳翼驱动机构微振动测试系统，其特征在于：所述微振动六分量测试台（7）内有一个空腔用于安装太阳翼驱动机构（6）。
7.根据权利要求1所述的一种太阳翼驱动机构微振动测试系统，其特征在于：所述模拟负载（10）由钢管梁与方钢通过螺栓固定连接组成。
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|---|---|---|---|
| CN201320598885.0U CN203519154U (zh) | 2013-09-26 | 2013-09-26 | 一种太阳翼驱动机构微振动测试系统 |
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Publications (1)
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103471706A (zh) * | 2013-09-26 | 2013-12-25 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种太阳翼驱动机构微振动测试系统 |
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2013
- 2013-09-26 CN CN201320598885.0U patent/CN203519154U/zh not_active Expired - Fee Related
Cited By (2)
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| CN103471706A (zh) * | 2013-09-26 | 2013-12-25 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种太阳翼驱动机构微振动测试系统 |
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