卫星挠性部件的在轨模态辨识的实现系统及方法
卫星挠性部件的在轨模态辨识的实现系统及方法
【技术领域】
[0001]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】
[0002]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。
[0003]目前卫星模态参数辨识，存在以下问题:
[0004]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；
[0005]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；
[0006]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】
[0007]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。
[0008]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；
[0009]-所述脉冲激励模块，用于对卫星挠性部件进行脉冲激励；
[0010]-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；
[0011]-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；
[0012]-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；
[0013]-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。
[0014]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。
[0015]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。
[0016]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。
[0017]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:
[0018]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；
[0019]步骤2:经过动力学刚柔親合分析后，通过使用Effective Independence，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；
[0020]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；
[0021]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；
[0022]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。
[0023]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
[0024]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。
[0025]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。
[0026]与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果:
[0027]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。
[0028]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。
[0029]3、利用本发明提供的方法能够得到卫星挠性部件在轨模态参数，所述在轨模态参数输入到卫星耦合振动特性分析系统后可以用于对平台结构设计及卫星控制系统模型修正。
【附图说明】
[0030]通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显:
[0031 ]图1为本发明提供的针对卫星挠性部件的在轨模态辨识系统框图；
[0032]图2为本发明提供的针对卫星挠性部件的在轨模态辨识系统结构示意图。
【具体实施方式】
[0033]下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
[0034]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；
[0035]-所述脉冲激励模块，用于对卫星挠性部件进行脉冲激励；
[0036]-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；
[0037]具体地，所传感器为加速度传感器，当受到点火器的脉冲激励时，会测得相应测点位置的振动响应。
[0038]-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；
[0039]-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；
[0040]-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。
[0041]具体地，如图1所示，本发明通过卫星在轨振动监测与模态测试系统的信号采集器，获取卫星在轨稳态运行过程中，卫星挠性部件受脉冲激励所产生的加速度响应信号，然后利用基于时域响应的模态辨识技术将传感器测得的信号进行模态辨识，从而确定在轨状态下挠性部件的模态频率成分，解决了挠性部件地面上模态频率测不准的问题。本发明提出了一种卫星挠性部件在轨模态辨识可行、可靠的激励处理方法，通过推力器点火进行脉冲激励，由在轨振动监测与模态辨识系统对采集信号进行分析、识别，从而完成卫星在轨模态分析的功能。
[00 42]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。
[0043]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，且根据需求，通过动力学仿真分析设置推力器的点火时间，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。
[0044]具体地，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被测挠性部件进行脉冲激励，作为该挠性部件在轨模态试验的激励。推力器点火的方式是正、负向推力器先后顺序工作的工况，点火时间长短也就是脉冲激励宽度对频率识别的影响主要体现在幅值上，脉冲宽度越长，响应越明显，因此选用300ms的脉冲宽度。正喷和反喷两次点火时间间隔需大于5s，又不宜过长，推荐10s，推力器点火的工况需确保对挠性部件引起的脉冲激励足够激起挠性部件至少前三阶模态，优先推荐偏航+滚转，或者偏航+俯仰通道。
[0045]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。
[0046]—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:
[0047]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；
[0048]具体地，以太阳电池阵为例，太阳电池阵为柔性体，因此在建立整星的有限元模型时，可以对模型作适当简化。
[0049]步骤2:经过动力学刚柔親合分析后，通过使用Effective Independence，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；
[0050]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；
[0051 ] 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；
[0052]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。
[0053]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模态变化，所述模态包括其模态频率及振型。
[0054]具体地，推力器点火的工况的选择可由动力学仿真分析完成，通过仿真分析获取能激励出前三阶模态的推理其点火方式，包括推力器点火组合模式，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。
[0055]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。
[0056]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。
[0057]具体地，如图2所示，地面设备通过数传通道获取脉冲响应信号，从而对在轨状态下太阳电池阵的模态参数进行辨识。卫星挠性部件上布置的传感器和数据采集卡，数据采集卡可将压电信号转变为数字信号，其中包括传输线是实现信号的抗干扰屏蔽传输，数据采集卡是对信号的高精度A/D转换。
[0058]以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。
【主权项】
1.一种卫星挠性部件的在轨模态辨识的实现系统，其特征在于，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。2.根据权利要求1所述的卫星挠性部件的在轨模态辨识的实现系统，其特征在于，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。3.根据权利要求2所述的卫星挠性部件的在轨模态辨识的实现系统，其特征在于，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，且根据实际需求，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。4.根据权利要求1所述的卫星挠性部件的在轨模态辨识的实现系统，其特征在于，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。5.一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:经过动力学刚柔親合分析后，通过使用Effective Independence，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。6.根据权利要求5所述的卫星挠性部件的在轨模态辨识的实现方法，其特征在于，所述卫星挠性部件包括太阳电池阵、卫星SAR天线。7.根据权利要求5所述的卫星挠性部件的在轨模态辨识的实现方法，其特征在于，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，且需求，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。8.根据权利要求7所述的卫星挠性部件的在轨模态辨识的实现方法，其特征在于，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5s0
【专利摘要】本发明提供了一种卫星挠性部件的在轨模态辨识的实现系统及方法，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。脉冲激励模块用于对卫星挠性部件进行脉冲激励；信号采集模块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；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；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并采集卫星在轨稳态运行过程中，卫星挠性部件所产生的加速度响应信号；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。本发明解决了挠性部件地面上模态频率测不准的问题，系统可靠，通用性强。
【IPC分类】G01M7/02
【公开号】CN105486474
【申请号】CN201510860957
【发明人】周宇, 赵发刚, 姚赛金, 杜三虎
【申请人】上海卫星工程研究所
【公开日】2016年4月13日
【申请日】2015年11月30日
【技术领域】
[0001]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】
[0002]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。
[0003]目前卫星模态参数辨识，存在以下问题:
[0004]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；
[0005]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；
[0006]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】
[0007]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。
[0008]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；
[0009]-所述脉冲激励模块，用于对卫星挠性部件进行脉冲激励；
[0010]-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；
[0011]-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；
[0012]-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；
[0013]-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。
[0014]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。
[0015]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。
[0016]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。
[0017]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:
[0018]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；
[0019]步骤2:经过动力学刚柔親合分析后，通过使用Effective Independence，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；
[0020]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；
[0021]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；
[0022]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。
[0023]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
[0024]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。
[0025]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。
[0026]与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果:
[0027]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。
[0028]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。
[0029]3、利用本发明提供的方法能够得到卫星挠性部件在轨模态参数，所述在轨模态参数输入到卫星耦合振动特性分析系统后可以用于对平台结构设计及卫星控制系统模型修正。
【附图说明】
[0030]通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显:
[0031 ]图1为本发明提供的针对卫星挠性部件的在轨模态辨识系统框图；
[0032]图2为本发明提供的针对卫星挠性部件的在轨模态辨识系统结构示意图。
【具体实施方式】
[0033]下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
[0034]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；
[0035]-所述脉冲激励模块，用于对卫星挠性部件进行脉冲激励；
[0036]-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；
[0037]具体地，所传感器为加速度传感器，当受到点火器的脉冲激励时，会测得相应测点位置的振动响应。
[0038]-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；
[0039]-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；
[0040]-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。
[0041]具体地，如图1所示，本发明通过卫星在轨振动监测与模态测试系统的信号采集器，获取卫星在轨稳态运行过程中，卫星挠性部件受脉冲激励所产生的加速度响应信号，然后利用基于时域响应的模态辨识技术将传感器测得的信号进行模态辨识，从而确定在轨状态下挠性部件的模态频率成分，解决了挠性部件地面上模态频率测不准的问题。本发明提出了一种卫星挠性部件在轨模态辨识可行、可靠的激励处理方法，通过推力器点火进行脉冲激励，由在轨振动监测与模态辨识系统对采集信号进行分析、识别，从而完成卫星在轨模态分析的功能。
[00 42]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。
[0043]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，且根据需求，通过动力学仿真分析设置推力器的点火时间，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。
[0044]具体地，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被测挠性部件进行脉冲激励，作为该挠性部件在轨模态试验的激励。推力器点火的方式是正、负向推力器先后顺序工作的工况，点火时间长短也就是脉冲激励宽度对频率识别的影响主要体现在幅值上，脉冲宽度越长，响应越明显，因此选用300ms的脉冲宽度。正喷和反喷两次点火时间间隔需大于5s，又不宜过长，推荐10s，推力器点火的工况需确保对挠性部件引起的脉冲激励足够激起挠性部件至少前三阶模态，优先推荐偏航+滚转，或者偏航+俯仰通道。
[0045]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。
[0046]—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:
[0047]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；
[0048]具体地，以太阳电池阵为例，太阳电池阵为柔性体，因此在建立整星的有限元模型时，可以对模型作适当简化。
[0049]步骤2:经过动力学刚柔親合分析后，通过使用Effective Independence，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；
[0050]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；
[0051 ] 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；
[0052]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。
[0053]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模态变化，所述模态包括其模态频率及振型。
[0054]具体地，推力器点火的工况的选择可由动力学仿真分析完成，通过仿真分析获取能激励出前三阶模态的推理其点火方式，包括推力器点火组合模式，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。
[0055]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。
[0056]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。
[0057]具体地，如图2所示，地面设备通过数传通道获取脉冲响应信号，从而对在轨状态下太阳电池阵的模态参数进行辨识。卫星挠性部件上布置的传感器和数据采集卡，数据采集卡可将压电信号转变为数字信号，其中包括传输线是实现信号的抗干扰屏蔽传输，数据采集卡是对信号的高精度A/D转换。
[0058]以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。
【主权项】
1.一种卫星挠性部件的在轨模态辨识的实现系统，其特征在于，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。2.根据权利要求1所述的卫星挠性部件的在轨模态辨识的实现系统，其特征在于，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。3.根据权利要求2所述的卫星挠性部件的在轨模态辨识的实现系统，其特征在于，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，且根据实际需求，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。4.根据权利要求1所述的卫星挠性部件的在轨模态辨识的实现系统，其特征在于，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。5.一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:经过动力学刚柔親合分析后，通过使用Effective Independence，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。6.根据权利要求5所述的卫星挠性部件的在轨模态辨识的实现方法，其特征在于，所述卫星挠性部件包括太阳电池阵、卫星SAR天线。7.根据权利要求5所述的卫星挠性部件的在轨模态辨识的实现方法，其特征在于，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，且需求，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。8.根据权利要求7所述的卫星挠性部件的在轨模态辨识的实现方法，其特征在于，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5s0
【专利摘要】本发明提供了一种卫星挠性部件的在轨模态辨识的实现系统及方法，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。脉冲激励模块用于对卫星挠性部件进行脉冲激励；信号采集模块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；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；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并采集卫星在轨稳态运行过程中，卫星挠性部件所产生的加速度响应信号；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。本发明解决了挠性部件地面上模态频率测不准的问题，系统可靠，通用性强。
【IPC分类】G01M7/02
【公开号】CN105486474
【申请号】CN201510860957
【发明人】周宇, 赵发刚, 姚赛金, 杜三虎
【申请人】上海卫星工程研究所
【公开日】2016年4月13日
【申请日】2015年11月30日
最新回复(0)