卫星在轨自由边界条件模拟装置

摘要

本发明公开了一种卫星在轨自由边界条件模拟装置，主要包括卫星对接板、支撑弹簧、卫星平衡调节装置、限位保护装置以及支撑板，上部和下部的卫星对接板和支撑板根据卫星机械结构对应设置，常见为圆环形，多个支撑弹簧两端分别固定连接在卫星对接板和支撑板之间的环形部分上并围绕该环形部分均匀分布，以对卫星进行弹性支撑；数量与支撑弹簧数量对应的卫星平衡调节装置固定设置在支撑弹簧底部和支撑板之间，以通过对支撑弹簧的支撑来调整卫星偏心引起的卫星与模拟装置的倾斜，使卫星对接到模拟装置后保持水平。本发明的模拟装置提高卫星动力学试验技术水平，满足卫星特别是高精度对地观测卫星研制过程中在轨动力学特性和在轨微振动环境试验验证需求。

说明书

技术领域

本发明属于卫星动力学试验技术领域，具体涉及一种卫星在轨自由边界条 件的地面模拟装置。

背景技术

自由边界条件是卫星等航天器在轨道飞行时所处的力学边界条件，在卫星 等航天器的地面研制过程中，为获取卫星在轨飞行时的结构动力学特性，并验 证卫星在轨飞行执行任务时的高精度技术指标和可靠性，必须在地面对卫星进 行模态试验和微振动试验等动力学试验。当在地面对卫星进行试验时，需要模 拟卫星在轨飞行时的自由边界条件，理想情况是在支撑卫星重量的同时，不对 卫星施加任何约束力，也就是使卫星在空中处于自由悬浮状态，然而，地面为 有重力的环境，这种理想的自由边界条件无法在地面实现，需要采用近似的方 法来实现卫星在轨飞行时自由边界条件的模拟。

国外对自由边界条件模拟方法的研究比较早，20世纪70年代美国国家航 空航天局(NASA)在对无人飞机进行振动测试时，利用橡皮绳和吊车对无人飞 机进行悬吊，以模拟飞机飞行时的自由边界条件，然而橡皮绳具有蠕变特性， 不能长时间在试验中使用，同时吊车的动力学特性也影响了模拟效果。美国 NASA兰利研究中心在20世纪80-90年代进行了近零刚度悬挂技术和装置的 研究，近零刚度装置通过不同弹簧的组合和预加载，产生正、负刚度，从而得 到零刚度实现自由边界条件的模拟。然而，该装置本身具有非线性特性，只有 当试验件处于平衡位置时才能得到期望的自由边界条件，远离平衡位置时自由 模拟条件模拟效果较差。20世纪90年代，美国CSA工程公司开展了气动/ 电磁结合悬挂装置的研制，用于结构自由边界条件的模拟，它由两套平行子系 统组成，即被动气动系统和主动电磁系统。被动气动系统通过特殊设计的无摩 擦力的活塞-气缸支撑试件全部重量，主动子系统用一个长行程、非接触的通 电线圈产生电磁力来主动补偿悬挂装置增加的微小质量，该装置涉及气动和电 磁装置，构成较复杂且承载能力有限。

在国内随着我国航天技术的飞速发展，用于空间结构地面动力学试验的自 由边界条件模拟的方法和装置不断丰富，如卫星太阳翼展开用吊架、卫星大型 可展开天线悬吊式自由边界模拟装置，同时对美国CSA公司的气动/电磁式自 由边界条件模拟装置也进行了类似研究。整体而言，与美国等航天强国相比， 我国在卫星自由边界条件模拟方法和装置的研究方面仍存在一定的差距。目前 还不具备成熟的用于卫星特别是大型卫星整星的在轨自由边界条件模拟的方 法和装置。

因此，为了实现卫星地面微振动和模态等动力学试验中在轨自由边界条件 的模拟，必须研制相应的装置，解决卫星在轨动力学特性和微振动环境验证的 地面试验需求。

发明内容

为了满足现有技术中存在的技术需求，本发明的目的在于提供一种在地面 模拟卫星在轨飞行时的自由边界条件的装置，用于卫星地面微振动和模态等动 力学试验中的试验边界条件的模拟。

本发明采用的技术方案如下：

一种卫星在轨自由边界条件模拟装置，主要包括用于为卫星提供支撑接口 的上部的卫星对接板、支撑弹簧、卫星平衡调节装置、限位保护装置以及用于 提供与地面固定连接接口并对模拟装置整体提供支撑的下部的支撑板，上部和 下部的卫星对接板和支撑板根据卫星机械结构对应设置，优选为圆环形或多边 形，多个支撑弹簧两端分别固定连接在卫星对接板和支撑板之间的环形部分上 并围绕环形部分均匀分布，以对卫星进行弹性支撑；数量与支撑弹簧数量对应 的卫星平衡调节装置固定设置在支撑弹簧底部和支撑板之间，以通过对支撑弹 簧的支撑来调整卫星偏心引起的卫星与模拟装置的倾斜，使卫星对接到模拟装 置后保持水平；限位保护装置按圆周均布方式设置在卫星对接板和支撑板之间 的环形部分上并对卫星进行安全保护，其中，支撑弹簧分别设置在相邻两个限 位保护装置之间，卫星平衡调节装置包括支撑螺纹、其上对支撑弹簧底部进行支 撑的高度调节螺母和锁死螺母，锁死螺母设置在高度调节螺母的相邻底部，支撑 螺杆为实心金属圆杆，圆杆的外壁设有螺纹，高度调节螺母和锁死螺母分别通过 与螺纹支撑杆的螺纹配合来调节支撑弹簧底部的高度，支撑螺杆与所述支撑板机 械固定连接，支撑螺杆直径小于弹簧内径，与弹簧重合部分不接触。

进一步地，所述限位保护装置包括依次连接的限位导向杆、限位调节螺杆、 锁死螺母以及螺纹支撑杆，限位导向杆与螺纹支撑杆分别支撑在卫星对接板的底 表面和支撑板的上表面上，螺纹支撑杆为实心金属圆杆，其外壁设有螺纹，限 位调节螺杆为空心圆杆，内部设有螺纹，旋拧在螺纹支撑杆上，锁死螺母也旋拧 在螺纹支撑杆上并设置在限位调节螺杆下端以调节到适当位置对其锁定；限位导 向杆通过螺栓固定在卫星对接板上，导向杆向下指向螺纹支撑杆，以当限位调节 螺杆向上调节时对其进行横向限位。

进一步地，所述支撑弹簧的数量最少选取3个，建议选取为4～8个。弹簧 按照在圆环周向每隔45°～120°设置一个进行布置。

进一步地，所述卫星对接板采用金属材料，常见为铝合金或不锈钢。

进一步地，所述支撑板采用金属材料，常见为铝合金或不锈钢。

与现有技术，本发明建立一种在地面模拟卫星在轨飞行时的自由边界条件 的装置，实现卫星地面动力学试验中卫星在轨自由边界条件的模拟，提高卫星 动力学试验技术水平，满足卫星特别是高精度对地观测卫星研制过程中在轨动 力学特性和在轨微振动环境试验验证需求。

附图说明

图1为本发明的卫星在轨自由边界条件模拟装置的结构示意图。

其中，1为卫星对接板；2为支撑弹簧；3为卫星平衡调节装置；4为限 位保护装置；5为支撑板。

图2为本发明的卫星在轨自由边界条件模拟装置中使用的限位保护装置 示意图。

其中，21为螺纹支撑杆；22为限位调节螺杆；23为锁死螺母；24为限 位导向杆。

图3为本发明的卫星在轨自由边界条件模拟装置中使用的卫星平衡调节 装置示意图。

其中，31为支撑螺杆，32为高度调节螺母；33为锁死螺母。

具体实施方式

以下对本发明的卫星在轨自由边界条件模拟装置进行详细说明，但该描述仅 仅示例性的，并不旨在对本发明的保护范围进行任何限制。

图1是本发明的卫星在轨自由边界条件模拟装置的结构示意图。该模拟装置 主要包括用于为卫星提供支撑接口的上部的卫星对接板1、支撑弹簧2、卫星 平衡调节装置3、限位保护装置4以及用于提供与地面固定连接接口并对模拟 装置整体提供支撑的下部的支撑板5，上部和下部的卫星对接板1和支撑板5 根据卫星机械结构对应设置，优选为圆环形或多边形，多个支撑弹簧2两端分 别固定连接在卫星对接板1和支撑板5之间的环形部分上并围绕环形部分均 匀分布，以对卫星进行弹性支撑；数量与支撑弹簧数量对应的卫星平衡调节装 置3固定设置在支撑弹簧2底部和支撑板5之间，以通过对支撑弹簧的支撑 来调整卫星偏心引起的卫星与模拟装置的倾斜，使卫星对接到模拟装置后保持 水平；限位保护装置4按圆周均布方式设置在卫星对接板和支撑板之间的环形 部分上并对卫星进行安全保护，其中，支撑弹簧2分别设置在相邻两个限位保 护装置4之间，如图3所示，卫星平衡调节装置3包括支撑螺杆31、其上对支 撑弹簧2底部进行支撑的高度调节螺母32和第一锁死螺母33，第一锁死螺母33 设置在高度调节螺母32的相邻底部，支撑螺杆31为实心金属圆杆，圆杆的外壁 设有螺纹，高度调节螺母32和第一锁死螺母33分别通过与支撑螺杆31的螺纹 配合来调节支撑弹簧2底部的高度，支撑螺杆31与所述支撑板5机械固定连接， 支撑螺杆31直径小于弹簧内径，与弹簧重合部分不接触。

在一实施方式中，如图2所示，限位保护装置4包括依次连接的限位导向杆 24、限位调节螺杆22、第二锁死螺母23以及螺纹支撑杆21，限位导向杆24与 螺纹支撑杆21分别支撑在卫星对接板1的底表面和支撑板5的上表面上，螺 纹支撑杆21为实心金属圆杆，其外壁设有螺纹，限位调节螺杆22为空心圆杆， 内部设有螺纹，旋拧在螺纹支撑杆21上，第二锁死螺母23也旋拧在螺纹支撑杆 21上并设置在限位调节螺杆22下端以调节到适当位置对其锁定；限位导向杆24 通过螺栓固定在卫星对接板1上，限位导向杆24向下指向螺纹支撑杆21，以当 限位调节螺杆22向上调节时对其进行横向限位。

在一实施方式中，支撑弹簧的数量最少选取3个。在另一实施方式中，， 选取为4～8个。

在一实施方式中，支撑弹簧按照在圆环周向每隔45°～120°设置一个进行 布置。

在一实施方式中，卫星对接板采用金属材料，优选为铝合金或不锈钢。

在一实施方式中，支撑板采用金属材料，优选为铝合金或不锈钢。

具体来说：

（1）卫星对接板

卫星对接板的主要作用是提供与卫星对接安装的接口，对接板采用板状机械 结构，几何形状与卫星接口一致，常见为圆环形板，也可以是多边形，采用金属 材料，常见为不锈钢或铝合金。对接板的尺寸根据卫星对接接口设计，对接板内 径小于卫星对接直径，对接板外径大于卫星对接直径。

（2）支撑弹簧

支撑弹簧是模拟装置的核心部件，多个弹簧以并联方式通过卫星对接板对卫 星进行弹性支撑，支撑卫星后，卫星与模拟装置组成的系统具有较低的固有频率， 实现卫星在轨自由边界条件的模拟。支撑弹簧可使用机械螺旋弹簧或空气弹簧等 弹性部件，以机械螺旋弹簧为例说明实施方式，共分五大步骤：

第一步，选取弹簧个数，卫星对接板为圆环形结构，按照在圆环周向每隔45 °～120°设置一个弹簧，弹簧个数最少3个，一般选取为4～8个。

第二步，确定单个弹簧的工作载荷范围。综合考虑模拟装置的力学稳定性和 机械尺寸，建议选取弹簧个数范围为4～8个。根据卫星重量，并考虑弹簧承载安 全系数，按下述公式确定单个弹簧的工作载荷范围：

弹簧最小工作载荷

弹簧最大工作载荷

其中M为卫星质量，n为弹簧个数，k为安全系数。

例如，卫星质量2500kg，弹簧个数为8个，安全系数为2.0，则弹簧工作载 荷范围为f_max=2.0×f_min=6000N。

第三步，确定弹簧刚度需求。卫星在轨自由边界条件模拟通过弹簧提供的低 频率支撑实现，支撑频率由卫星质量特性和弹簧刚度确定，卫星为试验对象，其 质量特性固定，此时需选取合适的弹簧刚度才能实现对卫星的低频率支撑。弹簧 刚度确定方法分两小步：

1）轴向刚度上限确定。根据结构动力学原理，按下述公式确定弹簧轴向刚 度上限值：

$K_{a\_\max }=\frac{4{\pi }^2{f}^{2}M}{n}$

式中K_{a_max}为弹簧轴向刚度上限值，f为支撑频率，M为卫星质量，n为弹簧 个数。

例如，支撑频率2Hz，卫星质量2500kg，弹簧个数8个，则弹簧轴向刚度 需求为$K\le \frac{4\times {\pi }^2\times 2^2\times 2500}{8}=50000N/m.$

2）横向刚度和弯曲刚度上限确定。横向刚度和弯曲刚度难以采用理论公式 计算，采用有限元分析和优化方法确定横向刚度和弯曲刚度需求，步骤如下：

i.使用通用有限元建模软件如MSC.Patran，使用质量单元建立卫星模型， 并将卫星的质量和转动惯量值赋予该质量单元；

ii.使用通用有限元建模软件如MSC.Patran，使用弹簧单元建立弹簧模型， 并将弹簧轴向刚度值、横向刚度和弯曲刚度的假设初始值赋予弹簧单元；

iii.使用通用有限元建模软件如MSC.Patran，将质量单元与弹簧单元的一端 刚性连接，将弹簧单元另一端施加固定约束，得到有限元分析模型；

iv.使用通用有限元建模软件如MSC.Patran，设置优化变量为弹簧的横向刚 度和弯曲刚度，设置优化目标为支撑频率，优化目标值与轴向刚度确定 步骤中的支撑频率相同；

v.使用通用有限元优化软件如MSC.Nastran，优化计算得到弹簧横向刚度上 限值和弯曲刚度上限值。

例如，卫星质量2500kg，转动惯量I_x=4700Nm²，I_y=3300Nm²，I_z=2600Nm²， 横向刚度假设初值40000，弯曲刚度假设初值1000，优化目标支撑频率2Hz， 通过建立有限元模型和优化计算，得到横向刚度上限值为24000N/m，弯曲刚度上 限值为1000Nm/rad。

第四步，弹簧初步选型。利用第二步中确定的弹簧最大工作载荷，按弹簧设 计一般要求：0.2倍弹簧试验载荷≤弹簧最大工作载荷≤0.8倍弹簧试验载荷，计算弹簧试 验载荷：根据国标GB/T2089-1994（圆柱螺旋压缩弹 簧尺寸及参数）中给出的标准弹簧的试验载荷值，初步选取出符合条件的弹簧。

第五步，弹簧选型确认。弹簧选型确认对初步选取的弹簧进行筛选和确认， 方法是通过计算验证弹簧的稳定性、弹簧的横向刚度和弹簧弯曲刚度，当上述三 个参数验证均符合时，确认弹簧选型，具体实施步骤如下：

i.弹簧的稳定性计算验证。

根据初步选型的弹簧的单圈刚度和第三步确定的弹簧刚度需求，按下式计算 弹簧有效圈数：

式中弹簧单圈刚度在国标GB/T2089-1994给出。

根据弹簧节距和圈数计算弹簧自由长度：

L=P×n₁+d

式中L为弹簧自由长度，n₁为弹簧总圈数（即有效圈数与支撑圈数之和），d为 弹簧丝直径。

按照下述公式进行弹簧稳定性验算

$\frac{L}{D}<b_0$

式中D为所选弹簧的中径，b₀为稳定性要求值，对本发明的装置，弹簧状态为 一端固定一端回转，此时b₀=3.7，当上述公式满足时，弹簧稳定性要求满足。

ii.弹簧的横向刚度估算验证

按下式估算弹簧横向刚度

其中F_轴向为弹簧轴向载荷，为弹簧等效弯曲 刚度，为弹簧等效剪切刚度，E为弹簧材料的弹性模量，d为簧条直径， μ为弹簧材料的泊松比。

当K_q小于第三步横向刚度上限要求值时，满足要求。

iii.弹簧的弯曲刚度估算验证

按下式计算弹簧弯曲刚度

$K_b=\frac{M}{\gamma }=\frac{E{d}^4}{32\mathrm{nD}(2+\mu )}$

其中M为弹簧一端所受弯矩，γ为弹簧端部转角，其他变量意义与弹簧横向刚 度估算公式相同。

当K_b小于第三步弯曲刚度上限要求值时，满足要求。

iv.弹簧选型确认

检查弹簧稳定性、弹簧横向刚度、弹簧弯曲刚度，当三者同时满足要求时， 所选择的弹簧型号为最终型号。

（3）卫星平衡调节装置

当卫星质心偏心时，模拟装置的一侧弹簧受力大，另一侧弹簧受力小，受力 大的弹簧变形大，受力小的弹簧变形小，导致卫星处于倾斜状态。卫星平衡调节 装置针对这种状态对弹簧高低位置进行调节，使卫星处于水平状态。

实施方式为：平衡调节装置由三个部件组成，分别是螺纹支撑杆、高度调节 螺母和锁死螺母，螺纹支撑杆为实心金属圆杆，外壁设有螺纹，通过螺栓固定连 接在模拟装置的支撑板上，高度调节螺母与弹簧下端平面接触，锁死螺母在高度 调节螺母和螺纹支撑杆中间（参见图3）。螺纹支撑杆直径小于弹簧内径，与弹簧 重合部分不接触，不引入摩擦力。

将弹簧向上调节时，直接向上旋高度调节螺母，然后将锁死螺母也向上旋， 与高度调节螺母接触，提供更大的螺纹摩擦力以自锁，防止弹簧底部下移。

将弹簧向下调节时，先将锁死螺母向下旋，然后将高度调节螺母向下旋，与 锁死螺母接触，通过锁死螺母提供更大的螺纹摩擦力以自锁，防止弹簧底部下移。

上述实施方式为最基本的方法，可以使用千斤顶将上述螺纹支撑杆、高度调 节螺母和锁死螺母替代，实现同样的功能。

（4）限位保护装置

如果在卫星自由边界模拟装置使用过程中发生支撑弹簧失效的意外故障，卫 星将跌落到地面造成损坏，为此设置限位保护装置，防止卫星损坏。

实施方式为：限位保护装置包括四个部件，分别是螺纹支撑杆，限位调节螺 杆，锁死螺母以及限位导向杆。螺纹支撑杆为实心金属圆杆，外壁设有螺纹，沿 支撑板圆周上均匀布置，通过螺栓固定连接在模拟装置的支撑板上；螺纹支撑杆 为空心圆杆，内部设有螺纹，旋拧在螺纹支撑杆上；锁死螺母也旋拧在螺纹支撑 杆上，在限位调节螺杆下端；限位导向杆通过螺栓固定在卫星对接板上，导向杆 向下指向螺纹支撑杆，当限位调节螺杆向上调节时对其进行横向限位（参见图2）。

使用时，当卫星在支撑弹簧上处于静平衡状态时，限位调节螺杆向下旋，与 卫星对界面脱离接触，但不超过限位导向杆下端，对卫星进行限位保护。

上述实施方式为最基本的方法，可以使用千斤顶将上述螺纹支撑杆，限位调 节螺杆，锁死螺母替代，实现同样的功能。

（5）支撑板

支撑板的主要作用是提供模拟装置与地面固定的接口，提供卫星平衡调节装 置固定接口，提供限位保护装置接口，采用板状机械结构，采用金属材料，常见 为不锈钢或铝合金。

尽管上文对本发明的具体实施方式给予了详细描述和说明，但是应该指明的 是，我们可以依据本发明的构想对上述实施方式进行各种等效改变和修改，其所 产生的功能作用仍未超出说明书及附图所涵盖的精神时，均应在本发明的保护范 围之内。