一种大型空间结构热致振动等效外推试验方法

摘要

本申请提供一种大型空间结构热致振动等效外推试验方法，所述方法包括：在大气环境下测量水平放置的大型空间结构全尺寸试验件的基频和长度；设计研制与大型空间结构全尺寸结构截面结构一致的截断试验件，在大气下测量水平放置的截断试验件的基频和长度；在真空环境下，对水平放置的截断试验件施加瞬态外热流，开展热致振动试验；在热致振动试验过程中，测量截断试验件的热致振动准静态位移及热致振动振幅；根据所测得的准静态位移，外推得到全尺寸试验件在轨热致振动准静态位移；根据所测得的热致振动准静态位移及热致振动振幅，外推得到全尺寸试验件在轨热致振动振幅。该方法简单可靠，有利于航天器结构的研制，降低研制风险、提高研制效率。

权利要求

1.一种大型空间结构热致振动等效外推试验方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：

在大气环境下测量水平放置的大型空间结构全尺寸试验件的基频f1和长度L1；

设计研制与大型空间结构全尺寸结构截面结构一致的截断试验件，在大气环境下测量水平放置的截断试验件的基频f2和长度L2；

在真空环境下，对水平放置的截断试验件施加瞬态外热流，开展热致振动试验；

在热致振动试验过程中，测量截断试验件的热致振动准静态位移vst2以及热致振动振幅A2；

根据所测得的准静态位移vst2，外推得到全尺寸试验件在轨热致振动准静态位移vst1：根据所测得的热致振动准静态位移vst2以及热致振动振幅A2，外推得到全尺寸试验件在轨热致振动振幅A1：

2.根据权利要求1所述的大型空间结构热致振动等效外推试验方法，其特征在于，在大气环境下测量全尺寸试验件时，需要对全尺寸试验件进行重力卸载处理；在大气环境下测量截断试验件以及在真空环境下测量截断试验件时，均需要对截断试验件的一端固定，另一端附加配重，并对截断试验件进行重力卸载处理。

3.根据权利要求1所述的大型空间结构热致振动等效外推试验方法，其特征在于，在真空环境下，对水平放置的截断试验件施加瞬态外热流之前，通过低温热沉系统建立低温环境。

4.根据权利要求1所述的大型空间结构热致振动等效外推试验方法，其特征在于，在真空环境下，对水平放置的截断试验件所施加的瞬态外热流与大型空间结构在轨状态所受到的瞬态外热流是一致的。

5.根据权利要求1所述的大型空间结构热致振动等效外推试验方法，其特征在于，在热致振动试验过程中，测量截断试验件的热致振动准静态位移vst2以及热致振动振幅A2的方法包括：

通过激光位移计测量截断试验件的端部位移随时间的变化曲线；

根据变化曲线得到截断试验件的热致振动准静态位移vst2以及热致振动振幅A2。

说明书

一种大型空间结构热致振动等效外推试验方法

技术领域

[0001] 本申请涉及航空、航天环境测量、地面试验技术领域，尤其涉及一种大型空间结构热致振动等效外推试验方法。

背景技术

[0002] 大型空间结构包括桁架、支撑臂、超大型在轨构建结构等，一般用于遥感卫星、光学卫星等需要高稳定的航天器。由于大型空间结构具有尺寸大、柔性高、热容小的特点，因
此在进出地影时容易出现热致振动现象，热致振动对卫星的稳定性影响很大，进而影响卫
星的工作性能。因此需要在地面验证大型空间结构引起的热致振动特性，并进行相应的优
化设计，来降低大型空间结构的热致振动程度。

[0003] 大型空间结构一般在几十米以上，基频0.5Hz以下，目前我国最大的空间环境模拟设备的直径仅为15米，因此无法将大型空间结构放入真空容器内开展试验，另外，在大气压
环境下由于空气对流的存在也无法开展热致振动试验。针对这一难点，本发明基于热致振
动特性研究提出了一种大型空间结构热致振动等效外推试验方法。

发明内容

[0004] 本申请的目的是针对以上问题，提供一种大型空间结构热致振动等效外推试验方法。

[0005] 本申请提供一种大型空间结构热致振动等效外推试验方法，所述包括如下步骤：

[0006] 在大气环境下测量水平放置的大型空间结构全尺寸试验件的基频f1和长度L1；

[0007] 设计研制与大型空间结构全尺寸结构截面结构一致的截断试验件，在大气环境下测量水平放置的截断试验件的基频f2和长度L2；

[0008] 在真空环境下，对水平放置的截断试验件施加瞬态外热流，开展热致振动试验；

[0009] 在热致振动试验过程中，测量截断试验件的热致振动准静态位移vst2以及热致振动振幅A2；

[0010] 根据所测得的准静态位移vst2，外推得到全尺寸试验件在轨热致振动准静态位移vst1：

[0011]

[0012] 根据所测得的热致振动准静态位移vst2以及热致振动振幅A2，外推得到全尺寸试验件在轨热致振动振幅A1：

[0013]

[0014] 根据本申请某些实施例提供的技术方案，在大气环境下测量全尺寸试验件时，需要对全尺寸试验件进行重力卸载处理；在大气环境下测量截断试验件以及在真空环境下测
量截断试验件时，均需要对截断试验件的一端固定，另一端附加配重，并对截断试验件进行
重力卸载处理。

[0015] 根据本申请某些实施例提供的技术方案，在真空环境下，对水平放置的截断试验件施加瞬态外热流之前，通过低温热沉系统建立低温环境。

[0016] 根据本申请某些实施例提供的技术方案，在真空环境下，对水平放置的截断试验件所施加的瞬态外热流与大型空间结构在轨状态所受到的瞬态外热流是一致的。

[0017] 根据本申请某些实施例提供的技术方案，在热致振动试验过程中，测量截断试验件的热致振动准静态位移vst2以及热致振动振幅A2的方法包括：

[0018] 通过激光位移计测量截断试验件的端部位移随时间的变化曲线；

[0019] 根据变化曲线得到截断试验件的热致振动准静态位移vst2以及热致振动振幅A2。

[0020] 与现有技术相比，本申请的有益效果：该大型空间结构热致振动等效外推试验方法简单、可靠性高，可以模拟大型空间结构快速进出地影时所受到的瞬态外热流的变化，对
大型空间结构的热致动态响应特性进行测量，从而较为准确地预测大型空间结构的在轨热
致振动特性，达到验证、评估大型空间结构热致振动航天器本体的影响的目的，解决了在地
面由于真空容器尺寸受限不能对大型空间结构热致振动进行试验的问题；该方法有利于航
天器结构的研制，降低研制风险、提高研制效率。

附图说明

[0021] 图1为本申请实施例提供的大型空间结构热致振动等效外推试验方法的方法流程图；

[0022] 图2为本申请实施例提供的大型空间结构热致振动等效外推试验装置的俯视结构示意图；

[0023] 图3为本申请实施例提供的大型空间结构热致振动等效外推试验装置的侧视结构示意图。

[0024] 图中所述文字标注表示为：

[0025] 1、真空容器；2、低温热沉系统；3、试验件固定工装；4、绳系悬吊工装；5、悬吊绳系；6、激光位移计；7、热流模拟装置；8、热流遮挡装置；9、隔振导轨；10、配重块；11、截断试验
件。

具体实施方式

[0026] 为了使本领域技术人员更好地理解本申请的技术方案，下面结合附图对本申请进行详细描述，本部分的描述仅是示范性和解释性，不应对本申请的保护范围有任何的限制
作用。

[0027] 请参考图1，本实施例提供一种大型空间结构热致振动等效外推试验方法，所述包括如下步骤：

[0028] S100、在大气环境下测量水平放置的大型空间结构全尺寸试验件的基频f1和长度L1。

[0029] 在大气环境下对全尺寸试验件进行测量时，需要将全尺寸试验件进行重力卸载处理，以消除重力对全尺寸试验件基频测量的影响，从而确保大型空间结构的全尺寸试验件
在地面和在轨的基频一致。

[0030] S200、设计研制与大型空间结构全尺寸结构截面结构一致的截断试验件，在大气环境下测量水平放置的截断试验件的基频f2和长度L2。

[0031] 截断试验件与大型空间结构全尺寸试验件的截面相同，区别仅仅是长度不同，在进行截断试验件设计加工时，在满足试验空间的情况下，截断试验件的长度要尽可能长，在
大气环境下对截断试验件进行测量时，需要将截断试验件的一端固定，另一端附加配重，比
如在其上固定一个质量块M，以等效全尺寸试验件的力学特性，同时对截断试验件进行重力
卸载处理，以消除重力对截断试验件基频测量的影响，并确保截断试验件水平放置。

[0032] S300、在真空环境下，对水平放置的截断试验件施加瞬态外热流，开展热致振动试验。

[0033] 在施加瞬态外热流之前，先通过低温热沉系统来建立低温环境，再对截断试验件施加瞬态外热流，截断试验件在瞬态外热流的激励下，会发生振动现象。此外，所施加的瞬
态外热流与大型空间结构在轨状态所受到的瞬态外热流是一致的，由于在轨外热流仿真计
算方法比较成熟，且精度可信，大型空间结构在轨状态的瞬态外热流采用仿真计算的方法
得到。

[0034] 开展热致振动试验所采用的试验装置如图2和图3所示。该试验装置包括真空容器1以及设置在真空容器1内部的低温热沉系统2、试验件固定工装3、绳系悬吊工装4、悬吊绳
系5、激光位移计6、热流模拟装置7以及热流遮挡装置8。

[0035] 真空容器1用于提供稳定的真空环境；低温热沉系统2属于现有技术，故此处不再详细介绍。

[0036] 试验件固定工装3安装在隔振导轨9上，保证试验支架不受环境振动干扰，试验件固定工装3用于对截断试验件11的一端进行固定，将截断试验件11与试验件固定工装3的连
接处称之为固支点，固支点处采用聚酰亚胺进行隔绝，以达到对截断试验件11绝缘和隔热
的目的，保证截断试验件11与大地的电绝缘、与试验件固定工装3高热阻连接。

[0037] 截断试验件11的自由端固定连接有配重块10，以等效全尺寸试验件的力学特性，保证截断试验件11的基频和空间结构全尺寸试验件的基频一致或接近。

[0038] 绳系悬吊工装4呈杆状，其倾斜设置在截断试验件11的上方并与截断试验件11呈一定角度设置，即绳系悬吊工装4的一端与试验件固定工装3上靠近固支点的位置相固定；
绳系悬吊工装4上等间隔设有多根悬吊绳系5；悬吊绳系5的自由端垂直向下并与截断试验
件11的相应部位固定连接，以实现对截断试验件11的重力卸载，由于距离固支点越远，截断
试验件11的热致振动准静态位移和热致振动振幅越大，因此，距离固支点越远的悬吊绳系5
的长度越长，悬吊绳系5选择导热系数低、直径较小的绳系。

[0039] 激光位移计6安装在试验件固定工装3，其采用PoE供电接口，在激光位移计6的外壳粘贴加热片和热电偶或热敏电阻等温度传感器，通过测量得到的温度数据来控制加热片
的加热功率，从而保证激光位移计6在低温环境时的温度仍保持在工作温度范围。

[0040] 热流模拟装置7包括多个等间隔水平排列在截断试验件11一侧的红外加热灯，红外加热灯的反射罩采用抛物面型设计，且在表面进行镀金处理。此外，在本申请的其他实施
例中，也可采用太阳模拟器来代替红外加热灯。

[0041] 热流遮挡装置8设置在热流模拟装置7与之间截断试验件11之间，包括挡板以及可驱动挡板运动的驱动装置；在不影响激光位移计6测量的前提下，挡板为带有多层隔热组件
的框架结构，用以阻挡红外加热灯的光线照射激光位移计6表面和进入激光位移计6窗口；
驱动装置包括电机、链条等，电机为速度可控的步进电机，挡板通过链条与电机的输出轴相
连接，通过电机转动来带动挡板相对于试验件做上下运动，从而遮挡或者打开红外灯的照
射，以模拟空间结构进出地影时所受到的热流照射变化速率。

[0042] 需要说明的是，在大气环境下对全尺寸试验件的基频f1和长度L1进行测量，以及在大气环境下对截断试验件的基频f2和长度L2进行测量时，对全尺寸试验件/截断试验件的重
力卸载处理可参考如图2和图3所示装置中的绳系悬吊工装4和悬吊绳系5，具体地实现方式
参见上文，此处不再赘述。

[0043] S400、在热致振动试验过程中，测量截断试验件的热致振动准静态位移vst2以及热致振动振幅A2。具体地包括：

[0044] 通过激光位移计测量截断试验件的端部位移随时间的变化曲线；

[0045] 根据变化曲线得到截断试验件的热致振动准静态位移vst2以及热致振动振幅A2。

[0046] S500、根据所测得的准静态位移vst2，外推得到全尺寸试验件在轨热致振动准静态位移vst1：

[0047]

[0048] S600、根据所测得的热致振动准静态位移vst2以及热致振动振幅A2，外推得到全尺寸试验件在轨热致振动振幅A1：

[0049]

[0050] 本申请实施例提供的大型空间结构热致振动等效外推试验方法，操作简单、可靠性高，可以模拟大型空间结构快速进出地影时所受到的瞬态外热流的变化，对大型空间结
构的热致动态响应特性进行测量，从而较为准确地预测大型空间结构的在轨热致振动特
性，达到验证、评估大型空间结构热致振动航天器本体的影响的目的，解决了在地面由于真
空容器尺寸受限不能对大型空间结构热致振动进行试验的问题；该方法有利于航天器结构
的研制，降低研制风险、提高研制效率。

[0051] 本文中应用了具体个例对本申请的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本申请的方法及其核心思想。以上所述仅是本申请的优选实施方式，
应当指出，由于文字表达的有限性，而客观上存在无限的具体结构，对于本技术领域的普通
技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进、润饰或变化，也可以
将上述技术特征以适当的方式进行组合；这些改进润饰、变化或组合，或未经改进将发明的
构思和技术方案直接应用于其他场合的，均应视为本申请的保护范围。