一种太阳翼驱动机构微振动测试方法
【专利摘要】本发明公开了一种太阳翼驱动机构微振动测试方法，本发明采用气浮台作为气压支撑，克服了地面重力对太阳翼驱动机构的影响，测试时测量装置和被测量试件分离，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，保证了被测试件的安全性；本发明通过八个普通压电传感器的合理布置，从而使得六个自由度的微扰动信号可以利用现有的单向压电力传感器来测量，克服了缺少高精度三向传感器的问题，使得测量精度大大提高。本发明的扰动源可以置于测量系统内部或外部，提高了测量系统的适应性。
【专利说明】一种太阳翼驱动机构微振动测试方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种微振动测试方法，尤其涉及一种不同重力环境太阳翼驱动机构微振动测试方法，属于振动试验【技术领域】，可用于太阳翼驱动机构模拟在轨振动特性动态测量。
【背景技术】
[0002]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I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方法的文献报导。
【发明内容】
[0003]本发明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方法，保证了被测试件的安全性，大大提高了测试精度。
[0004]本发明的技术解决方案是:一种太阳翼驱动机构微振动测试方法，步骤如下:
[0005](I)建立微振动测试系统，该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，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，用来测试负载对太阳翼驱动机构(6)微振动特性的影响；
[0006](2)对微振动六分量测试台进行标定；标定方法为:首先将标定盘固定安装在微振动六分量测试台上，采用标准力锤敲击标定盘上的16个标定点，每次敲击时，数据采集和处理系统分别采集六分量测试台的八个传感器的频响函数，利用模态理论和广义逆算法求出标定矩阵，得到八个传感器的输出电压与力锤输入力之间的转换关系，即微振动六分量测试台的标定系数。
[0007](3)将太阳翼驱动机构的下端安装在标定后的微振动六分量测试台上并使太阳翼驱动机构与微振动六分量测试台保持形心重合，法兰将太阳翼驱动机构的上端进行固定，模拟负载安装在气浮台的上部；
[0008](4)由辅助系统向气浮台充气，使气浮台开始工作，将模拟负载的重力进行卸载；
[0009](5)测试开始，控制太阳翼驱动机构产生微小扰动和转轴扰动，微振动六分量测试台上安装的八个压电传感器对微小扰动进行测量，扭矩传感器和光栅角位移传感器对转轴扰动进行测量；
[0010](6)数据采集和处理系统对压电传感器测量的微小扰动信号、扭矩传感器测量的扭矩信号和光栅角位移传感器测量的角位移信号进行采集处理，得到太阳翼驱动机构的微振动特性。
[0011]本发明与现有技术相比具有以下优点:
[0012](I)本发明采用气浮台作为气压支撑，克服了地面重力对太阳翼驱动机构的影响，测试时测量装置和被测量试件分离，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，保证了被测试件的安全性。
[0013](2)本发明通过八个普通压电传感器的合理布置，从而使得六个自由度的微扰动信号可以利用现有的单向压电力传感器来测量，克服了缺少高精度三向传感器的问题，使得测量精度大大提高。
[0014](3)本发明的扰动源可以置于测量系统内部或外部，提高了测量系统的适应性。
【专利附图】
【附图说明】
[0015]图1为本发明的测试流程图；
[0016]图2为测试系统的组成结构图；
[0017]图3为本发明微振动六分量测试台的标定原理图。
【具体实施方式】
[0018]如图1所示，本发明首先建立如图2所示微振动测试系统，该测试系统包括: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I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I内并通过框架11与支架I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。
[0019]支架I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I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-HMT2A3B3V0N，量程200匪，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。
[0020](2)对微振动六分量测试台进行标定:
[0021]根据模态分析理论，对于N自由度线性系统有:
[0022]X(Co)=H(CO)F(CO) (I)
[0023]上式中,Χ(ω)为响应谱向量(电压信号),维数为NX I ；Η(ω)为频响函数矩阵,维数为NXN;F(co)为载荷谱向量，维数为ΝΧ1。一般情况下，真实系统特别是连续结构，其自由度数N很大，不可能测得所有自由度上的响应来求解结构受到的载荷。通常情况下，由于待确定的载荷数P不会很大，所以希望用尽量少的响应数据来确定待识别的载荷，也就是通过结构的部分响应来识别载荷。假设待定的载荷数为P，响应的测点数为L，两者均小于系统的总自由度数N，因此:X(co)LX1=H(GJ)lxpF(CO)pxi (2)
[0024]由上式可知只要确定频响函数矩阵以及响应向量的频谱，就可以求解载谱，进而用傅立叶逆变换得到载荷的时域信号，即模态分析理论中的载荷识别频响函数矩阵求逆法。若式(2)中待定的载荷数P与响应的测点数L相等即L=P，则频响函数矩阵Η(ω)为方阵，此时载荷谱向量F(co)可由下式求得:
[0025]F ( ω ) =F1 (ω)Χ(ω) (3)
[0026]若待定的载荷数P与响应的测点数L不相等，通常是L >Ρ，则频响函数矩阵Η(ω)就不再是方阵，必须对频响函数求广义逆，这样，载荷识别的公式为:
[0027]Ρ(ω) = [ΗΗ(ω)Η(ω)]-1ΗΗ(ω)Χ(ω) (4)
[0028]式中，上标H表示矩阵的共轭转置。通常动响应Χ(ω)比较容易得到,而频响函数矩阵Η(ω)的确定则不是容易的，因为Η(ω)矩阵中各元素反映的是各个离散的激励点和响应点之间的关系，响应点对于各个不同的激励点及激励点对于各个不同的响应点之间的频响函数是互不相同的，也就是说，上式中的Η(ω)和F(co)是紧密联系在一起的，如果不知道载荷向量F(co)中各分量？」(《)的作用位置，也就无法确定Η(ω)中的各元素。因此，频响函数矩阵求逆法只能用于识别已知作用位置的动态载荷，对于作用位置未知或随时间变化的情况则不能用这种方法识别。
[0029]对于有些扰动源(如动量轮)，其扰动力作用点不能够准确确定。这时在应用前面所述的频响函数矩阵求逆法时会遇到两个问题:1)如何定义扰动力作用点；2)由于对于定义的扰动力作用点往往无法直接施加载荷，如何对该作用点进行传递矩阵标定。
[0030]针对上述两个问题，本发明的解决方法为:
[0031](I)加工一个相对刚硬的扰动源安装盘，安装盘本身固有频率大于检测频率3倍以上，这时可认为安装盘相对系统其它部分为刚体；
[0032](2)将所有扰动力等效为作用点在安装盘中的六个外力载荷，即三个平动力、两个弯矩和一个扭矩；
[0033](3)设安装盘上的标定力激励点与其中心点O之间为刚性连接，直接对该盘的不同作用点和不同方向施加标定力进行标定。
[0034]根据上述描述，首先将标定载荷转换到安装盘形心，即:
[0035]
【权利要求】
1.一种太阳翼驱动机构微振动测试方法，其特征在于步骤如下: (1)建立微振动测试系统，该微振动测试系统包括支架(I)、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(I)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(I)内并通过框架(11)与支架(I)连接在一起，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，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，用来测试负载对太阳翼驱动机构(6)微振动特性的影响； (2)对微振动六分量测试台(7)进行标定； (3)将太阳翼驱动机构(6)的下端安装在标定后的微振动六分量测试台(7)上并使太阳翼驱动机构(6)与微振动六分量测试台(7)保持形心重合，法兰(5)将太阳翼驱动机构(6)的上端进行固定，模拟负载(10)安装在气浮台(2)的上部； (4)由辅助系统(9)向气浮台(2)充气，使气浮台(2)开始工作，将模拟负载(10)的重力进行卸载； (5)测试开始，控制太阳翼驱动机构(6)产生微小扰动和转轴扰动，微振动六分量测试台(7)上安装的八个压电传感器对微小扰动进行测量，扭矩传感器(3)和光栅角位移传感器(202)对转轴扰动进行测量； (6)数据采集和处理系统(8)对压电传感器测量的微小扰动信号、扭矩传感器测量的扭矩信号和光栅角位移传感器(2)测量的角位移信号进行采集处理，得到太阳翼驱动机构的微振动特性。
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方法，其特征在于:所述步骤(2)的标定方法为:首先将标定盘固定安装在微振动六分量测试台(7)上，采用标准力锤敲击标定盘上的16个标定点，每次敲击时，数据采集和处理系统(8)分别采集六分量测试台(7)的八个传感器的频响函数，利用模态理论和广义逆算法求出标定矩阵，得到八个传感器的输出电压与力锤输入力之间的转换关系，即微振动六分量测试台(7)的标定系数。
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方法，其特征在于:所述气浮台(2 )安装在支架(I)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方法，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方法，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。
【文档编号】G01H11/08GK103674224SQ201310446691
【公开日】2014年3月26日 申请日期:2013年9月26日 优先权日:2013年9月26日
【发明者】刘凤晶, 夏明一, 李果, 程伟, 杨文涛, 陈江攀, 王成伦, 赵煜, 王光远, 沈中 申请人:北京空间飞行器总体设计部, 北京航空航天大学