一種太陽翼驅動機構微振動測試方法
2023-05-09 06:02:31 2
一種太陽翼驅動機構微振動測試方法
【專利摘要】本發明公開了一種太陽翼驅動機構微振動測試方法，本發明採用氣浮臺作為氣壓支撐，克服了地面重力對太陽翼驅動機構的影響，測試時測量裝置和被測量試件分離，不需要在被測試件上安裝附加設備和傳感器，不影響被測試件的動態特性，不損傷被測試件結構，保證了被測試件的安全性；本發明通過八個普通壓電傳感器的合理布置，從而使得六個自由度的微擾動信號可以利用現有的單向壓電力傳感器來測量，克服了缺少高精度三向傳感器的問題，使得測量精度大大提高。本發明的擾動源可以置於測量系統內部或外部，提高了測量系統的適應性。
【專利說明】一種太陽翼驅動機構微振動測試方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種微振動測試方法，尤其涉及一種不同重力環境太陽翼驅動機構微振動測試方法，屬于振動試驗【技術領域】，可用於太陽翼驅動機構模擬在軌振動特性動態測量。
【背景技術】
[0002]影響衛星抖動和姿態穩定度的主要因素包括環境外力幹擾、姿態機動、星上活動部件的擾動力矩等。衛星成像器件和星上活動部件引起的抖動時始終存在的，對成像質量的影響較大，因此有必要通過相應的控制手段加以抑制或隔離。星上活動部件主要指衛星太陽翼驅動機構，如圖1所示，在衛星太陽翼3遠離衛星本體結構I的末端安裝一個轉軸，然後在轉軸上安裝滾珠軸承，轉軸與滾珠軸承配合實現衛星太陽翼3以太陽翼驅動機構(SADA) 2為軸自由轉動。為了研究在SADA (太陽翼驅動機構)等旋轉部件激勵下衛星結構抖動和撓性振動傳播特性，以及對有效載荷指向的影響，需要對衛星太陽翼的擾動特性(不同邊界條件下的擾動頻譜特性)進行測量和數據分析，為展開抖動抑制方案研究奠定基礎。當前，模擬太陽翼驅動機構在軌環境並直接測量仍不失為一種可行和有效的方案。目前，國內外尚未見有關此類太陽翼驅動機構微振動測試方法的文獻報導。
【發明內容】
[0003]本發明要解決的技術問題是:克服現有技術的不足，提供一種太陽翼驅動機構微振動測試方法，保證了被測試件的安全性，大大提高了測試精度。
[0004]本發明的技術解決方案是:一種太陽翼驅動機構微振動測試方法，步驟如下:
[0005](I)建立微振動測試系統，該微振動測試系統包括支架、氣浮臺、扭矩傳感器、直線軸承、法蘭、微振動六分量測試臺、數據採集和處理系統、輔助系統及模擬負載，氣浮臺通過螺栓固定在支架上，氣浮臺的轉軸同扭矩傳感器固連，扭矩傳感器通過直線軸承與法蘭固連並使三者的軸線成一條直線，微振動六分量測試臺設置在支架內並通過框架與支架連接在一起，微振動六分量測試臺中布置有四個沿水平方向安裝的壓電傳感器和四個沿豎直方向安裝的壓電傳感器，輔助系統由空氣壓縮機及輸送管組成，空氣壓縮機產生的高壓氣體通過輸送管輸送到氣浮臺中用於氣浮臺進行重力卸載；模擬負載與氣浮臺固連且保證同心，用來測試負載對太陽翼驅動機構(6)微振動特性的影響；
[0006](2)對微振動六分量測試臺進行標定；標定方法為:首先將標定盤固定安裝在微振動六分量測試臺上，採用標準力錘敲擊標定盤上的16個標定點，每次敲擊時，數據採集和處理系統分別採集六分量測試臺的八個傳感器的頻響函數，利用模態理論和廣義逆算法求出標定矩陣，得到八個傳感器的輸出電壓與力錘輸入力之間的轉換關係，即微振動六分量測試臺的標定係數。
[0007](3)將太陽翼驅動機構的下端安裝在標定後的微振動六分量測試臺上並使太陽翼驅動機構與微振動六分量測試臺保持形心重合，法蘭將太陽翼驅動機構的上端進行固定，模擬負載安裝在氣浮臺的上部；
[0008](4)由輔助系統向氣浮臺充氣，使氣浮臺開始工作，將模擬負載的重力進行卸載；
[0009](5)測試開始，控制太陽翼驅動機構產生微小擾動和轉軸擾動，微振動六分量測試臺上安裝的八個壓電傳感器對微小擾動進行測量，扭矩傳感器和光柵角位移傳感器對轉軸擾動進行測量；
[0010](6)數據採集和處理系統對壓電傳感器測量的微小擾動信號、扭矩傳感器測量的扭矩信號和光柵角位移傳感器測量的角位移信號進行採集處理，得到太陽翼驅動機構的微振動特性。
[0011]本發明與現有技術相比具有以下優點:
[0012](I)本發明採用氣浮臺作為氣壓支撐，克服了地面重力對太陽翼驅動機構的影響，測試時測量裝置和被測量試件分離，不需要在被測試件上安裝附加設備和傳感器，不影響被測試件的動態特性，不損傷被測試件結構，保證了被測試件的安全性。
[0013](2)本發明通過八個普通壓電傳感器的合理布置，從而使得六個自由度的微擾動信號可以利用現有的單向壓電力傳感器來測量，克服了缺少高精度三向傳感器的問題，使得測量精度大大提高。
[0014](3)本發明的擾動源可以置於測量系統內部或外部，提高了測量系統的適應性。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0015]圖1為本發明的測試流程圖；
[0016]圖2為測試系統的組成結構圖；
[0017]圖3為本發明微振動六分量測試臺的標定原理圖。
【具體實施方式】
[0018]如圖1所示，本發明首先建立如圖2所示微振動測試系統，該測試系統包括:支架
1、氣浮臺2、扭矩傳感器3、直線軸承4、法蘭5、微振動六分量測試臺7、數據採集和處理系統8、輔助系統9及模擬負載10，氣浮臺2通過螺栓固定在支架I上，氣浮臺2的轉軸201同扭矩傳感器3固連，扭矩傳感器3通過直線軸承4與法蘭5固連並使三者的軸線成一條直線，直線軸承4用於傳遞太陽翼驅動機構6Z方向的扭矩，微振動六分量測試臺7設置在支架I內並通過框架11與支架I連接在一起，微振動六分量測試臺7將太陽翼驅動機構6的下端進行固定，法蘭5將太陽翼驅動機構6的上端進行固定，微振動六分量測試臺7中布置有四個沿水平方向安裝的壓電傳感器和四個沿豎直方向安裝的壓電傳感器，當太陽翼驅動機構產生振動時壓電傳感器產生電壓信號，用於測量太陽翼驅動機構6產生的振動,八個壓電傳感器的輸出信號由數據採集和處理系統8進行採集處理轉化為三個微小振動力信號和三個微小振動力矩信號，用於分析出太陽翼驅動機構的安裝界面的振動特性，輔助系統9由空氣壓縮機及輸送管組成，空氣壓縮機產生的高壓氣體通過輸送管輸送到氣浮臺2中，保證氣浮臺2中的氣壓足夠支持重力卸載；模擬負載10與氣浮臺2固連且保證同心，用於氣浮臺2重力卸載後向太陽翼驅動機構施加作用力。進行振動試驗時，氣浮臺通過扭矩傳感器、直線軸承、法蘭依次成一直線並由螺栓連接，同時與位於支架底部的剛性六分量測試臺中的太陽翼驅動機構輸出軸連成一體，模擬負載通過氣浮臺、支架結構傳至地面，不對太陽翼驅動機構產生影響，太陽翼驅動機構作為擾動源，安裝界面擾動由微振動六分量測試臺測得，轉軸輸出擾動由扭矩傳感器及位於氣浮臺中的光柵角位移傳感器測得。數據採集設備為比利時LMS公司的LMS Testlab及電腦設備，輔助系統為空氣壓縮機，為重力卸載系統提供氣源支持，試驗通過加載不同級別的模擬負載，可模擬太陽翼驅動機構在軌環境的擾動特性。
[0019]支架I為由四根底板、四根上板、四根垂直立柱組成的立體結構。氣浮臺2安裝在支架I上板的中心位置。氣浮臺2包含有一個光柵角位移傳感器202，與扭矩傳感器同步測量測量太陽翼驅動機構6Z方向的轉角位移和扭矩；光柵角位移傳感器202的輸出信號由數據採集和處理系統8進行採集處理，光柵角位移傳感器的型號為RESM20USA200，外徑200mm,內徑180mm，柵距20m，刻線數31488。扭矩傳感器採用型號XSM/A-HMT2A3B3V0N，量程200匪，精度0.1%FS的扭矩傳感器；四個沿豎直方向安裝的壓電傳感器、四個沿水平方向安裝的壓電傳感器均為壓電陶瓷元件，必須在強度允許的範圍內儘量擰緊，以提高壓電傳感器的測量精度。微振動六分量測試臺7內有一個空腔用於安裝太陽翼驅動機構6。模擬負載10由鋼管梁與方鋼通過螺栓固定連接組成。
[0020](2)對微振動六分量測試臺進行標定:
[0021]根據模態分析理論，對於N自由度線性系統有:
[0022]X(Co)=H(CO)F(CO) (I)
[0023]上式中,Χ(ω)為響應譜向量(電壓信號),維數為NX I ；Η(ω)為頻響函數矩陣,維數為NXN;F(co)為載荷譜向量，維數為ΝΧ1。一般情況下，真實系統特別是連續結構，其自由度數N很大，不可能測得所有自由度上的響應來求解結構受到的載荷。通常情況下，由於待確定的載荷數P不會很大，所以希望用儘量少的響應數據來確定待識別的載荷，也就是通過結構的部分響應來識別載荷。假設待定的載荷數為P，響應的測點數為L，兩者均小於系統的總自由度數N，因此:X(co)LX1=H(GJ)lxpF(CO)pxi (2)
[0024]由上式可知只要確定頻響函數矩陣以及響應向量的頻譜，就可以求解載譜，進而用傅立葉逆變換得到載荷的時域信號，即模態分析理論中的載荷識別頻響函數矩陣求逆法。若式(2)中待定的載荷數P與響應的測點數L相等即L=P，則頻響函數矩陣Η(ω)為方陣，此時載荷譜向量F(co)可由下式求得:
[0025]F ( ω ) =F1 (ω)Χ(ω) (3)
[0026]若待定的載荷數P與響應的測點數L不相等，通常是L >Ρ，則頻響函數矩陣Η(ω)就不再是方陣，必須對頻響函數求廣義逆，這樣，載荷識別的公式為:
[0027]Ρ(ω) = [ΗΗ(ω)Η(ω)]-1ΗΗ(ω)Χ(ω) (4)
[0028]式中，上標H表示矩陣的共軛轉置。通常動響應Χ(ω)比較容易得到,而頻響函數矩陣Η(ω)的確定則不是容易的，因為Η(ω)矩陣中各元素反映的是各個離散的激勵點和響應點之間的關係，響應點對於各個不同的激勵點及激勵點對於各個不同的響應點之間的頻響函數是互不相同的，也就是說，上式中的Η(ω)和F(co)是緊密聯繫在一起的，如果不知道載荷向量F(co)中各分量？」(《)的作用位置，也就無法確定Η(ω)中的各元素。因此，頻響函數矩陣求逆法只能用於識別已知作用位置的動態載荷，對於作用位置未知或隨時間變化的情況則不能用這種方法識別。
[0029]對於有些擾動源(如動量輪)，其擾動力作用點不能夠準確確定。這時在應用前面所述的頻響函數矩陣求逆法時會遇到兩個問題:1)如何定義擾動力作用點；2)由於對於定義的擾動力作用點往往無法直接施加載荷，如何對該作用點進行傳遞矩陣標定。
[0030]針對上述兩個問題，本發明的解決方法為:
[0031](I)加工一個相對剛硬的擾動源安裝盤，安裝盤本身固有頻率大於檢測頻率3倍以上，這時可認為安裝盤相對系統其它部分為剛體；
[0032](2)將所有擾動力等效為作用點在安裝盤中的六個外力載荷，即三個平動力、兩個彎矩和一個扭矩；
[0033](3)設安裝盤上的標定力激勵點與其中心點O之間為剛性連接，直接對該盤的不同作用點和不同方向施加標定力進行標定。
[0034]根據上述描述，首先將標定載荷轉換到安裝盤形心，即:
[0035]
【權利要求】
1.一種太陽翼驅動機構微振動測試方法，其特徵在於步驟如下: (1)建立微振動測試系統，該微振動測試系統包括支架(I)、氣浮臺(2)、扭矩傳感器(3)、直線軸承(4)、法蘭(5)、微振動六分量測試臺(7)、數據採集和處理系統(8)、輔助系統(9)及模擬負載(10)，氣浮臺(2)通過螺栓固定在支架(I)上，氣浮臺(2)的轉軸(201)同扭矩傳感器(3)固連，扭矩傳感器(3)通過直線軸承(4)與法蘭(5)固連並使三者的軸線成一條直線，微振動六分量測試臺(7 )設置在支架(I)內並通過框架(11)與支架(I)連接在一起，微振動六分量測試臺(7)中布置有四個沿水平方向安裝的壓電傳感器和四個沿豎直方向安裝的壓電傳感器，輔助系統(9)由空氣壓縮機及輸送管組成，空氣壓縮機產生的高壓氣體通過輸送管輸送到氣浮臺(2)中用於氣浮臺(2)進行重力卸載；模擬負載(10)與氣浮臺(2)固連且保證同心，用來測試負載對太陽翼驅動機構(6)微振動特性的影響； (2)對微振動六分量測試臺(7)進行標定； (3)將太陽翼驅動機構(6)的下端安裝在標定後的微振動六分量測試臺(7)上並使太陽翼驅動機構(6)與微振動六分量測試臺(7)保持形心重合，法蘭(5)將太陽翼驅動機構(6)的上端進行固定，模擬負載(10)安裝在氣浮臺(2)的上部； (4)由輔助系統(9)向氣浮臺(2)充氣，使氣浮臺(2)開始工作，將模擬負載(10)的重力進行卸載； (5)測試開始，控制太陽翼驅動機構(6)產生微小擾動和轉軸擾動，微振動六分量測試臺(7)上安裝的八個壓電傳感器對微小擾動進行測量，扭矩傳感器(3)和光柵角位移傳感器(202)對轉軸擾動進行測量； (6)數據採集和處理系統(8)對壓電傳感器測量的微小擾動信號、扭矩傳感器測量的扭矩信號和光柵角位移傳感器(2)測量的角位移信號進行採集處理，得到太陽翼驅動機構的微振動特性。
2.根據權利要求1所述的一種太陽翼驅動機構微振動測試方法，其特徵在於:所述步驟(2)的標定方法為:首先將標定盤固定安裝在微振動六分量測試臺(7)上，採用標準力錘敲擊標定盤上的16個標定點，每次敲擊時，數據採集和處理系統(8)分別採集六分量測試臺(7)的八個傳感器的頻響函數，利用模態理論和廣義逆算法求出標定矩陣，得到八個傳感器的輸出電壓與力錘輸入力之間的轉換關係，即微振動六分量測試臺(7)的標定係數。
3.根據權利要求1所述的一種太陽翼驅動機構微振動測試方法，其特徵在於:所述氣浮臺(2 )安裝在支架(I)上板的中心位置。
4.根據權利要求1所述的一種太陽翼驅動機構微振動測試方法，其特徵在於:所述氣浮臺(2)包含有一個光柵角位移傳感器(202)用於測量太陽翼驅動機構(6) Z方向的轉角位移，光柵角位移傳感器(202)的輸出信號由數據採集和處理系統(8)進行採集處理。
5.根據權利要求1所述的一種太陽翼驅動機構微振動測試方法，其特徵在於:所述直線軸承(4 )用於傳遞太陽翼驅動機構(6 ) Z方向的扭矩。
【文檔編號】G01H11/08GK103674224SQ201310446691
【公開日】2014年3月26日 申請日期:2013年9月26日 優先權日:2013年9月26日
【發明者】劉鳳晶, 夏明一, 李果, 程偉, 楊文濤, 陳江攀, 王成倫, 趙煜, 王光遠, 沈中 申請人:北京空間飛行器總體設計部, 北京航空航天大學