一种高阻尼微幅隔振器的性能测试方法
【专利摘要】本发明的高阻尼微幅隔振器的性能测试方法，其利用激振器通过加载杆将激励载荷施加到高阻尼微幅隔振器上；力传感器I将施加到高阻尼微幅隔振器上的激励载荷实时反馈给控制系统；加速度传感器I和加速度传感器II实时测量高阻尼微幅隔振器两端的加速度值；力传感器II实时测量高阻尼微幅隔振器输出的力值；数据采集与分析系统实时采集并记录加速度传感器I、加速度传感器II和力传感器II的测量数据；利用数据采集与分析系统获得激励频率下高阻尼微幅隔振器的迟滞环曲线，即恢复力Fd?相对位移x曲线；控制系统则根据力传感器I反馈的激励载荷，结合恢复力Fd?相对位移x曲线控制控制驱动器对激振器输出载荷进行实时调控，以进行性能测试。
【专利说明】
一种高阻尼微幅隔振器的性能测试方法
技术领域
[0001] 本发明属于航天器件性能测试领域，尤其涉及一种高阻尼微幅隔振器的性能测试 方法。
【背景技术】
[0002] 随着遥感卫星技术的发展，对地光学成像相机、对地测绘相机、测绘雷达等载荷的 成像精度越来越高，对微振动干扰更加敏感。为有效抑制微振动的干扰，保证成像精度，这 类卫星一般都采用了具有大阻尼、微变形（即微振幅)特点的隔振器，比如"一种微幅高承载 高阻尼微动隔振器"发明的微动隔振器。
[0003] 准确的性能参数值（即阻尼系数和刚度系数)是隔振器优化与选型、卫星系统设计 与评估的重要依据。因此，为保证隔振器设计的正确性和卫星微振动抑制的有效性，需要对 高阻尼微幅隔振器的性能进行准确的测试。常用的测试方法有半功率带宽法、自由衰减法 等，这些方法的前提假设均为小阻尼，对于高阻尼的隔振器，其测试误差较大。此外，工程中 常用的测试设备为疲劳试验机、材料试验机、凸轮试验系统等，这些设备适用于常规的大变 形（即大振幅）隔振器测定，而对于振幅通常为微米量级的高阻尼微幅隔振器，其测试误差 往往很大，有时测试误差甚至能够将隔振器自身工作变形湮没，因此难以满足使用要求。此 外，对于隔振器的性能测试数据，传统处理方法是直接根据最大阻尼力对应的位移值得到 隔振器刚度系数，并对测得的阻尼力和位移数据进行数值积分得到迟滞环的面积，计算得 到隔振器阻尼系数，该方法要求测得的阻尼力-位移值为整圈数据，通常需要专用程序将测 试数据按整圈分组并删除非整圈部分，这就会带来较大的工作量并造成数据浪费，而且该 方法无法得到阻尼系数和刚度系数的置信限估计值，无法对航天器开展精确的隔振设计。
【发明内容】
[0004] 为解决上述问题，本发明提供一种高阻尼微幅隔振器的性能测试方法。
[0005] 本发明的高阻尼微幅隔振器的性能测试方法，其包括以下步骤：
[0006] 步骤1，设计并安装高阻尼微幅隔振器的性能测试装置，设计的性能测试装置包 括:安装座I、激振器、加载杆、力传感器I、加速度传感器I、加速度传感器II、力传感器II、安 装座II、测试平台、数据采集与分析系统、控制系统和控制驱动器;测试对象为高阻尼微幅 隔振器；
[0007] 并进行安装：
[0008] 安装座I和安装座II固定于测试平台上;激振器、加载杆、力传感器I、高阻尼微幅 隔振器、力传感器II依次连接并夹持于安装座I和安装座II之间，且安装座I与激振器固连， 力传感器II与安装座II固连;加速度传感器I、加速度传感器II分别设于高阻尼微幅隔振器 的两端;激振器输出端轴线、加载杆、高阻尼微幅隔振器同轴;数据采集与分析系统分别与 加速度传感器I、加速度传感器Π和力传感器II连接，控制系统分别与控制驱动器、力传感 器I连接，控制驱动器与激振器连接；
[0009] 步骤2,进行测试：
[0010] 利用激振器通过加载杆将激励载荷施加到高阻尼微幅隔振器上；力传感器I将施 加到高阻尼微幅隔振器上的激励载荷实时反馈给控制系统;加速度传感器I和加速度传感 器II实时测量高阻尼微幅隔振器两端的加速度值;力传感器II实时测量高阻尼微幅隔振器 输出的力值;数据采集与分析系统实时采集并记录加速度传感器I、加速度传感器II和力传 感器II的测量数据；
[0011] 步骤3,数据处理：
[0012] 数据采集与分析系统通过对加速度传感器I和加速度传感器II的测量数据分别进 行两次积分，分别获得激励频率下高阻尼微幅隔振器输入端和输出端的位移，由输出端位 移减去输入端位移即可得到高阻尼微幅隔振器输出端的相对位移X;并利用高阻尼微幅隔 振器输出端的相对位移X，结合力传感器II的测量数据，得到激励频率下高阻尼微幅隔振器 的迟滞环曲线，即恢复力Fd-相对位移X曲线；
[0013] 控制系统则根据力传感器I反馈的激励载荷，结合恢复力Fd-相对位移X曲线控制 控制驱动器对激振器输出载荷进行实时调控，以进行性能测试。
[0014] 效果较佳的，所述步骤3中性能测试的指标包括:高阻尼微幅隔振器的刚度系数K (ω )及其置信下限KL( ω )和置信上限Κυ( ω )、高阻尼微幅隔振器的阻尼系数C( ω )及其置信 下限CL( ω )和置信上限Cu( ω );其中，ω为激励频率，下标L、U分别表示下限和上限。
[0015] 效果较佳的，高阻尼微幅隔振器的刚度系数Κ( ω )及其置信下限KL( ω )和置信上 限Κυ(ω)分别为
其中，
为自由度(η-3)的t分布的
分位数，丫表示置信度，为设定值；
[0017] 设在激振器的激励频率为ω的情况下，力传感器II测量得到η组高阻尼微幅隔振 器的η组输出力值即阻尼力F d，数据采集与分析系统得到的η组相对位移X，记为(Fdl，Xl)(i =1，2,…，n);
[0018] 设中间量y、X分别为
[0021 ]则根据多元回归分析理论有
[0022] b = (XTX)_1XTy
[0023] 其中b为3 X 1向量，令b = (bo，h，b2)τ，则隔振器对应于激励频率ω的刚度系数K (ω )和阻尼系数C( ω )的点估计分别为
[0025]令sn和s22分别为矩阵(XTX"的第2行、第2列元素和第3行、第3列元素，且
[0027]效果较佳的，高阻尼微幅隔振器的阻尼系数C( ω )及其置信下限CL( ω )和置信上 限Cu(co)分别为
[0030]
为自由度(n-3)的t分布的
-分位数，γ表示置信度，为设定值；
[0031 ]设在激振器的激励频率为ω的情况下，力传感器II测量得到高阻尼微幅隔振器的 η组输出力值即阻尼力Fd，数据采集与分析系统得到的η组相对位移X，记为(Fdl，Xl)(i = l， 2,…，η);
[0032]设中间量y、X分别为
[0035]则根据多元回归分析理论有
[0036] b = (XTX)_1XTy
[0037] 其中b为3\1向量，令匕=(13〇，131，132)\则隔振器对应于激励频率《的刚度系数1( (ω )(单位:N/m)和阻尼系数C( ω )的点估计分别为
[0039]令sn和s22分别为矩阵(ΧΤΧ"的第2行、第2列元素和第3行、第3列元素，且
[0041 ] 效果较佳的，γ =90%。
[0042]效果较佳的，激振器采用电磁激励装置结合闭环控制装置，其输出位移范围应达 到0~100μπι、位移精度应达到0. Ιμπι、激励频率带宽应满足0.1Hz~3000Hz。
[0043]效果较佳的，加载杆内设直线轴承，以保证测试过程中高阻尼微幅隔振器受到的 激励载荷方向始终保持不变。
[0044]效果较佳的，力传感器I、力传感器II所测量载荷的最大值在其量程的10%~80% 范围内，且测量精度优于0.2%。
[0045] 效果较佳的，加速度传感器I、加速度传感器II的灵敏度系数优于lOOOmv/g、测量 精度优于lXl(T3g·
[0046] 效果较佳的，数据采集与分析系统的采样精度不低于16位、最高采样频率不低于 100kHz、最低频率分辨率优于0.01Hz。
[0047]本发明的有益效果在于：
[0048] 本发明的有益效果是测试装置具有系统简单、控制容易、精度高等优点，通过隔振 器两端的加速度传感器获得两端位移，计算可得到高阻尼微幅隔振器输出端的精确相对位 移值，可大大简化测试方案，降低控制难度，保证测量精度。同时，所发明的测试数据处理方 法，无需将数据进行分组也无需舍去测试数据，分析精度高，能够得到阻尼系数和刚度系数 的置信限曲线，在此基础上可以对航天器开展精确的隔振设计。
【附图说明】
[0049] 图1为本发明示意图图中:AA为高阻尼微幅隔振器轴线。
[0050] 图2为一种典型的迟滞环曲线。
【具体实施方式】
[0051] -种高阻尼微幅隔振器的性能测试方法，其包括以下步骤：
[0052]步骤1，设计并安装高阻尼微幅隔振器的性能测试装置，如图1所示，设计的性能测 试装置包括：安装座II、激振器2、加载杆3、力传感器14、加速度传感器15、加速度传感器 117、力传感器118、安装座119、测试平台10、数据采集与分析系统11、控制系统12和控制驱 动器13;测试对象为高阻尼微幅隔振器6;
[0053]并进行安装：
[0054] 将安装座11和安装座119固定于测试平台10上;激振器2、加载杆3、力传感器14、高 阻尼微幅隔振器6、力传感器118依次连接并夹持于安装座II和安装座119之间，且安装座II 与激振器2固连，力传感器118与安装座119固连;加速度传感器15、加速度传感器117分别设 于高阻尼微幅隔振器6的两端;激振器2输出端轴线、加载杆3、高阻尼微幅隔振器6同轴;将 数据采集与分析系统11分别与加速度传感器15、加速度传感器117和力传感器118连接;控 制系统12分别与控制驱动器13、力传感器14连接;控制驱动器13与激振器2连接；
[0055]步骤2,进行测试：
[0056] 利用激振器2通过加载杆3将激励载荷施加到高阻尼微幅隔振器6上；力传感器14 将施加到高阻尼微幅隔振器6上的激励载荷实时反馈给控制系统12;加速度传感器15和加 速度传感器117实时测量高阻尼微幅隔振器6两端的加速度值;力传感器118实时测量高阻 尼微幅隔振器6输出的力值;数据采集与分析系统11实时采集并记录加速度传感器15、加速 度传感器117和力传感器118的测量数据；
[0057] 步骤3,数据处理：
[0058]数据采集与分析系统11通过对加速度传感器15和加速度传感器117的测量数据分 别进行两次积分，分别获得激励频率下高阻尼微幅隔振器6输入端和输出端的位移，由输出 端位移减去输入端位移即可得到高阻尼微幅隔振器输出端的相对位移X;并利用高阻尼微 幅隔振器输出端的相对位移X，结合力传感器118的测量数据，得到激励频率下高阻尼微幅 隔振器6的迟滞环曲线，即恢复力Fd_相对位移X曲线，如图2所示。
[0059]控制系统12则根据力传感器14反馈的激励载荷，结合恢复力Fd_相对位移X曲线控 制控制驱动器13对激振器2输出载荷进行实时调控，以进行性能测试。
[0060] 所述步骤3中性能测试的指标包括:高阻尼微幅隔振器的刚度系数Κ( ω )及其置信 下限KL( ω )和置信上限Κυ( ω )、高阻尼微幅隔振器的阻尼系数C( ω )及其置信下限CL( ω )和 置信上限Cu( ω );其中，ω为激励频率，下标L、U分别表示下限和上限。
[0061] 高阻尼微幅隔振器的刚度系数Κ( ω )及其置信下限KL( ω )和置信上限Κυ( ω )分别 为
其中，
为自由度(η-3)的t分布的、
分位数，γ表示置信度，为设定值；
[0063] 设在激振器2的激励频率为ω的情况下，力传感器Π8测量得到高阻尼微幅隔振器 6的η组输出力值即阻尼力Fd，数据采集与分析系统11得到的η组相对位移X，记为(Fdl， Xl)(i =1，2,…，n);
[0064]设中间量y、X分别为
[0067]则根据多元回归分析理论有
[0068] b = (XTX)_1XTy
[0069] 其中b为3 X 1向量，令b = (bo，h，b2)τ，则隔振器对应于激励频率ω的刚度系数K (ω )(单位:N/m)和阻尼系数C( ω )的点估计分别为
[0071]令sn和S22分别为矩阵(ΧΤΧ)4的第2行、第2列元素和第3行、第3列元素，且
[0073]高阻尼微幅隔振器的阻尼系数C( ω )及其置信下限α( ω )和置信上限Cu( ω )分别 为
[0076]
为自由度(n-3)的t分布的
分位数，γ表示置信度，为设定值；
[0077] 设在激振器2的激励频率为ω的情况下，力传感器Π 8测量得到高阻尼微幅隔振器 6的η组输出力值即阻尼力Fd，数据采集与分析系统11得到的η组相对位移X，记为(Fdl， Xl)(i =1，2,…，n);
[0078] 设中间量y、X分别为
[0081]则根据多元回归分析理论有
[0082] b = (XTX)^XTy
[0083] 其中b为3\1向量，令匕=(13〇，131，132)\则隔振器对应于激励频率《的刚度系数1( (ω )(单位:N/m)和阻尼系数C( ω )的点估计分别为
[0085]令sn和s22分别为矩阵(ΧΤΧ"的第2行、第2列元素和第3行、第3列元素，且
[0087] 一般取置信度γ= 90%。
[0088] 其中，安装座II用于激振器2与测试平台10的固定连接，其基频一般应比高阻尼微 幅隔振器6主要工作频率高一个数量级以上，并有足够的强度，确保在测试过程中不出现损 伤。
[0089] 激振器2通过安装座II固定安装到测试平台10上，测试用来产生所需的激励载荷。 针对卫星微振动特性，激振器2通常采用电磁激励装置结合闭环控制装置，一般要求其输出 位移范围应达到0~100μπι、位移精度应达到Ο.?μπι、激励频率带宽应满足0.1Hz~3000Hz。激 振器2应能根据力传感器14反馈的激励载荷信号对输出载荷进行实时闭环控制，确保激励 载荷满足精度要求。
[0090] 加载杆3两端分别与激振器2和力传感器14固连，用来将激振器2产生的激励载荷 经力传感器14施加到高阻尼微幅隔振器6上。加载杆3应有足够的刚度和强度，确保在测试 过程中不发生变形或破坏。为使加载杆3加载方向满足要求，可以在加载杆3增加直线轴承， 以保证测试过程中高阻尼微幅隔振器6受到的激励载荷方向始终保持不变。
[0091] 力传感器14两端分别与加载杆3和高阻尼微幅隔振器6固连，用来测量施加到高阻 尼微幅隔振器6上的载荷信号，并实时反馈给激振器2的控制系统12,控制系统12根据反馈 信号调整输出载荷大小，确保高阻尼微幅隔振器6受到的激励载荷满足要求。力传感器14通 常采用的单向力传感器，只用以反馈激励方向的载荷信号。力传感器14所测量载荷的最大 值一般应在其量程的10%~80%范围内，且测量精度一般应优于0.2%。
[0092] 加速度传感器15固定到高阻尼微幅隔振器6上，用来实时测量高阻尼微幅隔振器6 输入端的加速度信号。根据卫星微振动的特性，一般要求其灵敏度系数优于l〇〇〇mV/g、测量 精度优于IX l〇_3g。加速度传感器15通常采用传感器组对称布置的方式，一般可采用4个加 速度传感器对称安装，分析时可以对传感器组的测试结果取平均值以减小测试误差和系统 干扰，保证测试的精度。
[0093] 高阻尼微幅隔振器6两端分别与力传感器14和力传感器118固连，高阻尼微幅隔振 器6是本测试装置的测试对象，具有高阻尼和微变形的特点，如"一种微幅高承载高阻尼微 动隔振器"发明的微动隔振器。测试过程中，需保证激振器2输出端轴线、加载杆3轴线均在 高阻尼微幅隔振器6的轴线AA上。实施过程中，可采用两个激光测平仪，从两个正交方向（一 般为水平和竖直方向）打出激光标线，根据激光表现调整激振器2、加载杆3和高阻尼微幅隔 振器6的相对位置，保证三者在同一轴线上。
[0094] 加速度传感器117通常采用与加速度传感器15相同型号、规格和精度的传感器，用 来实时测量高阻尼微幅隔振器6输出端的加速度信号，一般要求其灵敏度系数优于lOOOmv/ g、测量精度优于IX l〇_3g。加速度传感器117通常也采用传感器组对称布置的方式，分析时 可对传感器组的测试结果取平均值以减小测试误差和系统干扰，保证测试的精度。
[0095] 力传感器118两端分别与高阻尼微幅隔振器6输出端和安装座119固连，并通过安 装座119固定到测试平台上。力传感器118用来实时测量高阻尼微幅隔振器6的输出载荷(即 阻尼力Fd)，其所测量载荷的最大值一般应在其量程的10%~80%范围内，且测量精度一般 应优于0.2 %。为减小测试误差和系统干扰，力传感器118应采用传感器组对称布置的方式， 通常采用4个力传感器对称安装，分析时可以对传感器组的测试结果取平均值以，以保证测 试的精度。
[0096] 安装座119用于力传感器118与测试平台10的固定连接，其基频一般应比高阻尼微 幅隔振器6主要工作频率高一个数量级以上，并有足够的强度，确保在测试过程中不出现损 伤。
[0097] 测试平台10用于安装座II和安装座119的固定安装，其基频一般应比高阻尼微幅 隔振器6主要工作频率高一个数量级以上，并有足够的强度，确保在测试过程中不出现损 伤。
[0098] 数据采集与分析系统11用于对加速度传感器15、加速度传感器117和力传感器118 测量数据的采集、存储和处理，通常要求其采样精度不低于16位、最高采样频率不低于 100kHz、最低频率分辨率优于0.01Hz。
[0099] 控制系统12用来对控制驱动器13发出激励信号，由控制驱动器13驱动激振器2,输 出激励载荷，同时控制系统12根据力传感器17反馈的载荷信号实时调整输出载荷大小，保 证高阻尼微幅隔振器6受到的激励载荷满足要求。
[0100]整个测试装置安装后，系统基频应大于最大测试频率(通常应在500Hz以上），以避 免测试平台共振对测试过程带来干扰。
[0101] 采用所发明的高阻尼微幅隔振器性能测试的试验装置，对隔振器在不同激励频率 下进行性能测试，再根据本发明的隔振器性能测试数据处理方法，即可得到不同激励频率 ω下隔振器的刚度系数和阻尼系数的点估计及其置信上限和置信下限。绘制在直角坐标系 中，即可得到高阻尼微幅隔振器的阻尼系数及其置信限曲线（即(Χω)曲线、α(ω)曲线和Cu (ω )曲线），以及刚度系数及其置信限曲线（即Κ( ω )曲线、KL( ω )曲线和Κυ( ω )曲线），从而 为隔振器的优化选型和卫星系统的设计评估提供重要的依据。
[0102] 当然，本发明还可有其他多种实施例，在不背离本发明精神及其实质的情况下，熟 悉本领域的技术人员当可根据本发明作出各种相应的改变和变形，但这些相应的改变和变 形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。
【主权项】
1. 一种高阻尼微幅隔振器的性能测试方法，其特征在于，包括以下步骤： 步骤1，设计并安装高阻尼微幅隔振器的性能测试装置，设计的性能测试装置包括:安 装座1(1)、激振器(2)、加载杆(3)、力传感器1(4)、加速度传感器1(5)、加速度传感器11(7)、 力传感器11(8)、安装座11(9)、测试平台（10)、数据采集与分析系统（11)、控制系统（12)和 控制驱动器(13);测试对象为高阻尼微幅隔振器(6); 并进行安装： 安装座I(I)和安装座11(9)固定于测试平台（10)上;激振器(2)、加载杆(3)、力传感器I (4) 、高阻尼微幅隔振器(6)、力传感器11(8)依次连接并夹持于安装座I(I)和安装座11(9) 之间，且安装座I(I)与激振器(2)固连，力传感器11(8)与安装座11(9)固连;加速度传感器I (5) 、加速度传感器11(7)分别设于高阻尼微幅隔振器(6)的两端;激振器(2)输出端轴线、加 载杆(3)、高阻尼微幅隔振器(6)同轴;数据采集与分析系统（11)分别与加速度传感器1(5)、 加速度传感器II (7)和力传感器II (8)连接，控制系统（12)分别与控制驱动器（13 )、力传感 器1(4)连接，控制驱动器(13)与激振器(2)连接； 步骤2,进行测试： 利用激振器(2)通过加载杆(3)将激励载荷施加到高阻尼微幅隔振器(6)上;力传感器I (4)将施加到高阻尼微幅隔振器(6)上的激励载荷实时反馈给控制系统（12);加速度传感器 1(5)和加速度传感器11(7)实时测量高阻尼微幅隔振器(6)两端的加速度值;力传感器II (8)实时测量高阻尼微幅隔振器(6)输出的力值;数据采集与分析系统（11)实时采集并记 录加速度传感器I (5 )、加速度传感器II (7)和力传感器II (8)的测量数据； 步骤3,数据处理： 数据采集与分析系统（11)通过对加速度传感器1(5)和加速度传感器11(7)的测量数据 分别进行两次积分，分别获得激励频率下高阻尼微幅隔振器(6)输入端和输出端的位移，由 输出端位移减去输入端位移即可得到高阻尼微幅隔振器输出端的相对位移X;并利用高阻 尼微幅隔振器输出端的相对位移X，结合力传感器11(8)的测量数据，得到激励频率下高阻 尼微幅隔振器(6)的迟滞环曲线，即恢复力Fd-相对位移X曲线； 控制系统（12)则根据力传感器1(4)反馈的激励载荷，结合恢复力Fd-相对位移X曲线控 制控制驱动器(13)对激振器(2)输出载荷进行实时调控，以进行性能测试。2. 如权利要求1所述的一种高阻尼微幅隔振器的性能测试方法，其特征在于，所述步骤 3中性能测试的指标包括:高阻尼微幅隔振器的刚度系数Κ( ω )及其置信下限KL( ω )和置信 上限Κυ( ω )、高阻尼微幅隔振器的阻尼系数C( ω )及其置信下限CL( ω )和置信上限Cu( ω ); 其中，ω为激励频率，下标L、U分别表示下限和上限。3. 如权利要求2所述的一种高阻尼微幅隔振器的性能测试方法，其特征在于，高阻尼微 幅隔振器的刚度系数Κ( ω )及其置信下限KL( ω )和置信上限Κυ( ω )分别为设在激振器(2)的激励频率为ω的情况下，力传感器Π (8)测量得到高阻尼微幅隔振器 (6)的η组输出力值即阻尼力Fd，数据采集与分析系统（11)得到的η组相对位移x，记为(Fdl， xi)(i = l，2,…，η); 设中间量y、X分别为则根据多元回归分析理论有 b =(XtX)-Vy 其中b为3乂1向量，令匕=(13()，131，132)7，则隔振器对应于激励频率《的刚度系数1((?)和 阻尼系数C( ω )的点估计分别为令Sn和S22分别为矩阵(ΧΤΧ"的第2行、第2列元素和第3行、第3列元素，且4.如权利要求2所述的一种高阻尼微幅隔振器的性能测试方法，其特征在于，高阻尼 微幅隔振器的阻尼系数C( ω )及其置信下限α( ω )和置信上限Cu( ω )分别为设在激振器(2)的激励频率为ω的情况下，力传感器Π (8)测量得到高阻尼微幅隔振器 (6)的η组输出力值即阻尼力Fd，数据采集与分析系统（11)得到的η组相对位移X，记为(Fdl， xi)(i = l，2,…，η); 设中间量y、X分别为则根据多元回归分析理论有 b =(XtX)-Vy 其中b为3X1向量，令匕二^加上广则隔振器对应于激励频率^^的刚度系数以^^单 位:N/m)和阻尼系数C( ω )的点估计分别为第2列元素和第3行、第3列元素，且5. 如权利要求3或4所述的一种高阻尼微幅隔振器的性能测试方法，其特征在于，取置 信度γ =90%。6. 如权利要求1所述的高阻尼微幅隔振器的性能测试方法，其特征在于， 激振器(2)采用电磁激励装置结合闭环控制装置，其输出位移范围应达到0~100μπι、位 移精度应达到〇. Ιμπι、激励频率带宽应满足0.1 Hz~3000Hz。7. 如权利要求1所述的高阻尼微幅隔振器的性能测试方法，其特征在于， 加载杆(3)内设直线轴承，以保证测试过程中高阻尼微幅隔振器(6)受到的激励载荷方 向始终保持不变。8. 如权利要求1所述的高阻尼微幅隔振器的性能测试方法，其特征在于， 力传感器I(4)、力传感器11(8)所测量载荷的最大值在其量程的10%~80%范围内，且 测量精度优于0.2%。9. 如权利要求1所述的高阻尼微幅隔振器的性能测试方法，其特征在于， 加速度传感器I (5)、加速度传感器II (7)的灵敏度系数优于lOOOmv/g、测量精度优于1 X10-3g〇10. 如权利要求1所述的高阻尼微幅隔振器的性能测试方法，其特征在于， 数据采集与分析系统（11)的采样精度不低于16位、最高采样频率不低于100kHz、最低 频率分辨率优于〇. OlHz。
【文档编号】G01M7/02GK106017833SQ201610317894
【公开日】2016年10月12日
【申请日】2016年5月13日
【发明人】吴琼, 罗敏, 徐青华, 赵寿根
【申请人】北京空间飞行器总体设计部