[发明专利]卫星挠性部件的在轨模态辨识的实现系统及方法

说明书

技术领域

本发明涉及卫星挠性部件的在轨模态试验方法，具体地，涉及卫星挠性部件的在 轨模态辨识的实现系统及方法。

背景技术

当前的卫星平台为适应高功率以及高分辨率的任务要求，普遍采用了大尺度大挠性 的太阳电池阵或展开天线，这些挠性附件使得卫星结构动力特性尤其是低频特性复杂 化。在某些有效载荷转动机构的影响下，由于地面模态预估不足，极有可能引发明显的 姿态振荡。这必然将降低星载遥感设备的探测精度甚至可能引起卫星姿态角出现较大的 变化，因此有必要对在轨模态进行监测分析。

目前卫星模态参数辨识，存在以下问题：

1)受地面试验条件和仿真参数设置的限制，不能准确可靠的展现整星在轨运行状 态，导致整星设计过程中可靠性偏高或者偏低，使得设计过程中参数与在轨实际情况不 一致，导致姿轨控出现控制偏差；

2)另一方面使得某些部件与整星的模态产生振动耦合，导致姿态稳定度下降，影 响载荷和整星的工作和寿命，存在着可靠性问题、薄弱环节以及事故隐患；

3)缺乏有效地在轨模态试验方法，尤其是在轨模态试验激励方式的选择，一直是 个空白。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种卫星挠性部件的在轨模态辨识 的实现系统及方法。

根据本发明提供卫星挠性部件的在轨模态辨识的实现系统，包括：脉冲激励模块、 信号采集模块、数据传输模块、卫星在轨振动监测与模态识别模块、数据处理模块；

-所述脉冲激励模块，用于对卫星挠性部件进行脉冲激励；

-所述信号采集模块，包括若干传感器，所述若干传感器被设置在卫星挠性部件上 构成测点，用于采集卫星挠性部件上各个测点所在位置的脉冲响应信号；

-所述数据传输模块，用于将各个测点的脉冲响应信号传送到地面；

-所述卫星在轨振动监测与模态识别模块，用于接收和监测各个测点的脉冲响应信 号；

-所述数据处理模块，用于根据各个测点的脉冲响应信号进行模态频率及模态振型 的辨识。

优选地，所述脉冲激励模块利用卫星姿轨控的推力器点火对卫星挠性部件造成脉冲 激励。

优选地，所述推力器点火的方式是正、负向推力器先后顺序工作的工况，且根据实 际要求，通过动力学仿真分析确定推力器的点火时间，正喷和反喷时两次点火时间的间 隔，以及推力器点火的工况。

优选地，所述信号采集模块还包括：数据采集卡、传输线，所述数据采集卡能够将 压电信号转变为数字信号，所述传输线为抗干扰屏蔽传输线。

一种卫星挠性部件的在轨模态辨识的实现方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1：对整星进行动力学刚柔耦合分析，建立整星的有限元模型；

步骤2：经过动力学刚柔耦合分析后，通过使用EffectiveIndependence，简称EI 法确定挠性部件上模态测试所需最佳测点，并在所述最佳测点处布置传感器；

步骤3：在卫星稳态控制过程中，通过使姿态控制用和轨道控制用的推力器点火的 方法对卫星挠性部件进行脉冲激励；

步骤4：通过传感器测得各个测点振动响应信号，并通过数传通道传送到地面；

步骤5：振动响应信号输入在轨振动监测与模态辨识系统，进行模态频率及模态振 型的辨识。

优选地，所述卫星挠性部件包括太阳电池阵、卫星SAR天线等，其中所述步骤3中 利用推力器点火的方法对卫星挠性部件进行脉冲激励时，所述脉冲足够激起挠性部件的 模态变化，所述模态包括挠性部件的频率和振型

优选地，所述步骤3中的推力器点火的方式是正、负向推力器先后顺序工作的工况， 且根据实际要求，通过动力学仿真分析确定推力器的点火时间，正喷和反喷时两次点火 时间的间隔，以及推力器点火的工况。

优选地，所述步骤3中的脉冲激励为300ms的脉冲宽度，且所述推力器正喷和反喷 两次点火时间间隔需大于5s。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明提供的方法能够为在轨模态试验提供切实有效地激励，得到可靠的数 据结果，真实反应卫星挠性部件在轨状态下的真实模态。

2、本发明提供的系统及方法通用性强，适用于其它扰动部件在轨模态试验。