航天器微振动环境分析与测量技术发展

文章分析了航天器在轨运行时出现的准稳态加速度、瞬变加速度、振动加速度的来源及对航天器产生的影响。介绍了美国、欧空局及我国的航天器微振动测试技术现状。并就Olympus卫星、Oicets卫星和我国“神舟”号飞船的情况,深入讨论了微振动测试的方法与结果。     

用于航天器微振动试验的高静刚度-低动刚度隔振器研究进展

随着高精度航天器有效载荷的发展,对隔振的要求越来越高。在航天器地面微振动试验中测试微振动时,要求在支撑航天器重力的情况下,模拟航天器在轨自由状态,并隔离来自地面的低频振动。为此,可以引入具有高静刚度–低动刚度特性的隔振器。文章综述了用于航天器微振动隔离的高静刚度–低动刚度隔振器,包括实际应用中的常用类型和近年来具有应用前景的类型,对各类型隔振器的研发热点进行分析,并就此种隔振器的结构特点限制提出下一步研究方向。     

高精度航天器微振动力学环境分析

高精度航天器由于其指向精度和分辨率水平极高,需要考虑微振动的影响。文章给出了微振动的定义,分析了微振动特性、国外研究现状、建模特点及方法,总结归纳了高精度航天器星体内部的主要扰动源。给出了反作用轮、斯特林低温制冷器、星载敏感器以及太阳翼等典型扰动源扰动的时域或频域模型及微振动隔离模型,并进行了相应的仿真,从系统层面评估了微振动对高精度航天器性能的影响,可供高精度航天器设计时参考。     

模拟自由边界对卫星动力学特性的影响

为了研究高精度航天器微振动试验中模拟自由边界附加质量对卫星动力学特性的影响，建立考虑附加质量的卫星地面微振动试验模拟自由边界理论模型，与卫星结构动力学模型仿真结合，分析附加质量对卫星模态频率和频率响应的影响规律。在此基础上，以施加不同附加质量的卫星结构模拟试验件为实验对象，测试验证了附加质量对卫星结构动力学特性的影响。结果表明，附加质量对结构模态频率和频率响应产生明显影响，附加质量越大，对卫星动力学特性影响越大，且对频率响应峰值的影响更加突出。据此，提出附加质量应控制在卫星总质量的5%以内，以避免其在地面微振动试验中给卫星的动力学特性及微振动响应带来严重影响。     

航天器微振动信号的地面测试方法

文章从现阶段航天器故障诊断的测试需求出发,分析了航天器常见微振动信号的来源和特征,阐述了航天器微振动信号的地面测试方法,并对该方法的准确性进行了校验。最后将该方法应用于实际的型号测试中,取得了较好的效果。     

航天器微振动工装动力学特性 仿真分析与试验验证

微振动试验中为了模拟航天器的在轨自由边界,需要建立具备大承载低刚度的试验工装。文章提出一种简化的航天器与微振动工装组合体模型,引入考虑初始变形的模态分析理论对组合体模态频率特性进行仿真分析,并将某型号卫星微振动试验工装设计指标与试验测试指标进行对比。结果表明:用简化后的组合体模型计算得到的准刚体模态频率与实测值相近,简化模型提供的第六阶频率计算误差仅为0.3%,从而验证了分析模型与校核方法的有效性。     

基于主被动一体隔振指向平台的柔性航天器高精高稳指向方法

面向天文卫星、遥感卫星越来越高的指向精度和稳定度需求,解决指向控制和振动抑制相互制约的矛盾,文章提出了采用同时具备振动隔离和指向调节能力的Stewart平台以实现柔性航天器高精高稳指向的方法。建立了整星柔性动力学模型,设计了主被动一体隔振指向控制器,并基于该模型对传递率进行仿真,验证了理论分析结果。通过数字仿真验证了主被动一体隔振指向平台的振动抑制性能和指向控制性能,结果表明:能同时满足振动隔离和指向调节需求,可为具有高精度指向航天器的发展提供参考。     

石英挠性加速度计测量航天器微振动的方法

利用高精度石英挠性加速度计可以测量航天器低频微振动,同时也可实现航天器在轨微角振动的间接测量。针对航天器特点,结合石英挠性加速度计工作特性,提出用高精度石英挠性加速度计测量航天器微振动的方法,给出微振动加速度、角加速度、角速度和角位移的不确定度分析,根据测量原理给出了各影响因素对测量合成不确定度的计算方法和分析结果。针对卫星敏感载荷的刚体平面测试环境,设计8个加速度计测点布局,开展了整星试验。试验数据分析表明:石英挠性加速度计可准确测量航天器的低频微振动(200 Hz以内),其直接测量和间接测量结果满足测量应用需求,线加速度测量分辨率为5μg,角位移测量分辨率为0.015″。     

FY-4卫星微振动抑制技术研究

根据装载干涉式大气垂直探测仪对微振动抑制的要求,对风云四号(FY-4)卫星的微振动抑制技术进行了研究。通过统计星上振源,规划整星级频谱,研究微振动传播机理,设计了振源隔离和载荷隔振的双级隔振系统。给出了动量轮的隔振设计,将动量轮的安装支架由刚性变为基于六角架(Hexapod)构型的非线性变刚度柔性支架,隔离动量轮传递至卫星平台的振动干扰,从源头控制振动。分析了发射段幅频特性和在轨段隔振性能,结果表明试验结果与理论分析一致。在此基础上,采用隔振组件和解锁组件并联使用方式,实现干涉式大气垂直探测仪的二次隔振设计,以进一步抑制卫星平台传递至探测仪的微振动干扰。地面微振动试验和在轨微振动实测结果表明:隔振系统能使卫星平台传递至载荷安装面的微振动量级控制在0.1×10-3g以下,满足指标要求。FY-4卫星微振动抑制技术可为其他卫星的微振动抑制提供参考。     

光学航天器中继天线微振动测试与分析

以光学设备为主要载荷的航天器对于微振动极为敏感,因此需要对其上面安装的中继天线微振动特性进行评估.文章从中继天线微振动激励来源和传递特性出发,介绍了天线驱动电机、驱动单元、机构三个层级的微振动测试情况.通过对步进电机及直流力矩电机的微振动测试,确定了中继天线微振动激励应该选取的电机类型;通过对驱动单元的微振动测试,获取...     

航天器微振动稳态时域响应分析方法

由于航天器在轨工作时处于无约束状态,采用传统的时程积分法分析微振动响应会受到刚体"漂移"和弹性体瞬态效应的影响,难以获得满足实际工程需要的分析结果。文章提出了基于复频理论的航天器稳态时域响应分析方法,介绍了该方法的实现途径,并应用于某航天器微振动问题。研究结果表明:该方法对于航天器在谐波形式干扰源作用下的微振动时域响应计算,可以完全消除刚体"漂移"和弹性体瞬态效应的影响,直接获得稳态时域响应。     

高灵敏度空间光学载荷在轨微振动隔振系统设计与验证

卫星在轨飞行由于有动量轮等活动部件导致有微振动。一般载荷对微振动不敏感,但是高灵敏度的空间光学载荷,比如说亚米分辨率相机、时间调制干涉光谱仪等对微振动非常敏感。微振动会造成性能下降,甚至任务失败,因此微振动隔振系统设计是在轨高灵敏度载荷的关键技术之一。文章以某型号干涉仪为研究背景,系统研究了微振动对敏感载荷的影响、微振动振源的特性分析、微振动的隔振设计、地面试验验证等一系列问题。微振动对干涉仪敏感载荷影响的研究表明,干涉仪能够承受的加速度量级为1.0×10~(–2)g_n。采用考虑卫星传递影响的全链路仿真方法对卫星微振动振源的幅值进行了分析,结果表明干涉仪安装位置的微振动幅值为2.4×10~(–2)g_n,超过了其承受能力,需要采用隔振系统保证干涉仪在轨工作环境。进一步的扰振源扰振特性测试明确了微振动的频率,并以此为依据开展了隔振系统的设计;最终的地面微振动试验结果表明,隔振系统有效地保证了干涉仪的星上振动环境,从而验证了隔振系统设计的正确性和有效性。     

基于故障树模型的航天器故障诊断研究

本文建立了基于故障树模型的航天器故障诊断框架，提出了航天器故障诊断的知识组织和表示方法及相应的推理控制策略，并通过对某卫星能源系统故障实验台的故障诊断验证了方法的正确性。     

航天器在轨微振动测量单元设计及地面标定技术

针对航天器在轨微振动环境测量,文章分析了微振动的来源及其对空间科学实验和对地成像载荷的影响,设计了典型微振动测量单元,提出了微振动测量单元标度因数和偏值的地面标定方法,利用精测设备进行了地面测试验证,结果表明微振动测量单元各轴测量误差小于5×10~(-3)g0,验证了微振动测量单元的设计和地面标定方法的正确性。     

用于航天器微振动分析的扰源解耦加载方法

微振动源与航天器主结构之间存在耦合作用,其建模与加载方法直接影响系统级微振动分析结果。文章通过理论推导和证明,提出了一种新的微振动源精确解耦加载方法,使扰源的加载处理不受微振动源与航天器主结构耦合作用的影响,实现了扰动外载荷与航天器结构的解耦,所获取的微振动响应与系统级耦合分析结果完全相同。理论研究和数值算例表明:此方法避免了微振动源与航天器主结构的耦合分析,结果准确可靠,适用于动量轮、控制力矩陀螺等常见的扰源加载,且易于工程实施。     

一种微振动条件下金属网天线反射面的PIM测试方法

为了研究金属网反射面在空间中展开受到微振动是否对无源互调效应产生影响，在工程应用的基础上，设计了一种测试金属网反射面样件微振动下测试无源互调性能的方法，测试结果表明，不同张力的金属网样件在微振动下，无源互调结果浮动小于2 dB， 试验数据为卫星工程应用提供了参考。     

某卫星微振动建模与仿真

针对某卫星微振动力学环境,参考IME颤振分析建模方法,建立了一种卫星刚柔耦合多体动力学微振动仿真模型,并通过地面试验验证了利用微振动仿真模型预测卫星在轨微振动响应的有效性,阐述了卫星在轨微振动响应仿真计算预测方法。利用该微振动仿真模型能较准确地预测卫星在轨微振动响应以及微振动传递特性。     

航天器动力学环境试验故障诊断专家系统

文章概述了对卫星及星上组件进行振动环境试验现有的故障诊断方法,并阐述了建立经济、有效的航天器故障诊断专家系统的重要性。提出了航天器故障诊断专家系统的研究方案,并通过对卫星结构模型的应用,验证了将小波系数作为故障诊断特征向量的可行性。利用此系统可在航天器研发过程中提高航天器结构的可靠性,缩减用于排查故障的时间与财力,缩短卫星研制周期。     

国内微推力测试技术发展现状

随着航天技术的不断发展,对用于深空探测航天器以及微小卫星的姿态控制、轨道控制等方面的微推进系统的需求越来越明显。简述了国外微推力测量技术进展,分析了微推力测量的难点,并对国内几种典型微推力测量模式进行了介绍,分析了这几种模式的优缺点。综合分析表明全弹性模式结构稳定性较好,测试精度高,测试手段先进,是一种值得重点发展的微推力测量方式。     

动静隔离、主从协同控制双超卫星平台设计

为满足先进航天器超高指向精度(优于10-4(°))和超高姿态稳定度(优于10-6(°)/s)的需求,研究了一种"振源与载荷动静空间隔离、控制主从协同"的卫星平台设计方法。采用八杆非接触磁浮机构实现振源与载荷的动静空间隔离,消除平台微振动对载荷的干扰;采用载荷为主,平台为辅的协同控制策略,合理有效利用"死区"间隙非线性,实现了卫星的"超精超稳"控制。仿真验证了平台的双超性能。该方法解决了传统设计中平台微振动导致载荷指向精度和稳定度难以提升的瓶颈问题。