一种用于卫星高精度载荷地面失重状态的模拟方法技术领域
本发明涉及卫星领域，特别涉及卫星载荷地面失重状态的模拟方法。
背景技术
微振动是指航天器运行过程中因活动部件转动或空间冷热交变所引起的宽频、低
强度的振动，一般不会引起结构破坏但影响有效载荷工作。为确保光学相机等高精度有效
载荷的成像精度，通常在有效载荷光机头部和卫星本体之间安装隔振装置来抑制微振动。
为验证隔振装置的性能，需要卫星在轨工作状态，即需要分别模拟卫星本体和载
荷光机头部的微重力状态，两者之间只通过隔振装置连接。现有的气浮法、悬挂法、气球法
等微重力状态模拟方法均无法满足上述要求。因此，本文提出了一种全新的卫星高精度载
荷地面失重状态模拟方法。
发明内容
本发明解决的问题是现有的微重力状态模拟方法不适用于模拟卫星本体和载荷
光机头部的微重力状态；为解决所述问题，本发明提供一种卫星载荷地面失重状态的模拟
方法。
本发明提供的卫星载荷地面失重状态的模拟方法，包括：步骤一、调整卫星姿态；
步骤二、解锁隔振装置；步骤三、卸载载荷光机头部；步骤四、柔性悬吊卫星；步骤五、水平调
节卫星；步骤六、静置卫星；步骤七、水平复调卫星；步骤八、复调载荷光机头部卸载力。
进一步，所述步骤一包括采用机械装置将卫星姿态调整至有效载荷隔振装置朝竖
直向上的状态。竖直向上指的是隔振装置与卫星连接面朝上，轴线垂直于水平面。
进一步，所述步骤二包括：解除载荷光机头部与卫星本体之间的固定约束，使载荷
光机头部与卫星本体只通过隔振装置连接。
进一步，所述步骤三包括：采用桁架悬挂卸载的方式卸载载荷光机头部，每个吊点
的悬吊力根据载荷光机头部的重量、质心和吊点位置确定，采用手拉葫芦来调节每个吊点
的悬吊力，采用弹力绳作为吊绳，弹力绳连接力传感器用于悬吊力监测。
进一步，所述步骤四包括：采用行车将卫星起吊，每个吊点的悬吊力根据载荷光机
头部的重量、质心和吊点位置确定，采用弹力绳作为吊绳，弹力绳连接力传感器用于悬吊力
监测，同时连接花篮螺栓；卫星起吊后距离停放工装200mm以上。
进一步，所述步骤五包括：卫星水平调节采用花篮螺栓来实现卫星水平度微调，使
水平度优于0.1°。
进一步，所述步骤六静置时间为30min。
进一步，所述步骤七包括采用采用花篮螺栓对卫星水平度微调，使卫星水平度优
于0.1°。
进一步，所述步骤八包括采用手拉葫芦来微调悬吊力，使悬吊力达到步骤三传感
器的测量值。
本发明的优点包括：
(1)、可以实现多种卫星微重力状态的模拟，包括隔振装置解锁状态和非解锁状
态；
(2)、通用性好，不受被测产品的吊点数量、吊点位置和产品质心位置的限制；
(3)、可实现被测产品自平衡悬吊，通过微调即可获得较高的水平度。
(4)、悬吊系统固有频率低，可有效隔绝外界振源影响，悬吊状态稳定。
(5)、操作方便，安全可靠。
附图说明
图1为红外高光谱质心与吊点位置关系示意图；
图2为整星的悬吊接口及其简化示图；
图3(a)为隔振前载荷振动情况，图3(b)为隔振后载荷振动情况。
具体实施方式
下面以某型号卫星微振动试验中的柔性双悬吊工况为例详细说明柔性双悬吊系
统的应用。
1微振动试验简介
某型号卫星上安装有对微振动较为敏感的载荷，为确保载荷的在轨性能，为其专
门研制了微振动抑制子系统，为了获取整星微振动环境、验证微振动抑制系统性能，需开展
整星级微振动试验。
微振动抑制子系统按构成可分为微振动隔振装置(隔振器)和微振动解锁装置。隔
振装置共有4组，解锁装置共有6组，分布在对地板上，载荷光机头部通过隔振装置和解锁装
置与星体连接。按其工作状态可分为压紧状态(主动段)和解锁状态(在轨段)。压紧状态为：
微振动抑制子系统与对地板和探测仪之间通过六个压紧点和四个隔振器连接，其中隔振器
在压紧状态时隔振器被解锁螺栓的压紧力压缩2mm。解锁状态为：微振动抑制子系统与对地
板和探测仪之间通过四个隔振器连接，六个压紧点解锁螺栓解锁，隔振器完全释放，载荷与
星体通过隔振器连接。
卫星在轨运行后，载荷解锁，隔振器释放，星上用于调姿的飞轮以及其他运动部件
的转动对形体产生微振动环境，对载荷的指向精度造成影响进而影像成像质量，隔振器的
作用是将星体的微振动环境隔绝，保证载荷的指向精度。微振动试验柔性双悬吊工况中需
要将卫星进行重力卸载，同时星上运动部件开机运行对整星产生微振动环境，通过载荷解
锁前后的振动环境对比检验隔振器的隔振性能，其中载荷解锁后需要对载荷提供微重力环
境。隔振器的固有频率为15Hz，为了确保整星及载荷柔性悬吊系统对隔振器的隔振性能不
产生影响，要求柔性悬吊系统的基频≤0.5Hz。
2柔性双悬吊系统建立
2.1载荷柔性悬吊系统建立
根据载荷接口数据可知其质心与载荷悬吊点之间的位置关系如图1、表1所示。M2
为红外高光谱质心，E、F、G、H为四个载荷悬吊点。
表1红外高光谱质心与吊点位置关系数据
根据载荷重量、质心以及悬吊点的位置关系可以得到其平衡方程如上式(1)所示，
由于四点悬吊，载荷各悬吊点之间力的匹配有无数组解，根据上述匹配原则，选取柔性绳的
承载区域为[20Kg，22Kg](保证柔性悬吊基频)，可得载荷柔性悬吊的承载匹配参数如表2所
示：
表2载荷悬吊点的承载力匹配以及柔性绳承载点匹配结果
根据以上匹配结果，选取对应数量的柔性绳，搭建载荷柔性悬吊系统。其中称重传
感器量程为100kg，测量精度优于50g；柔性绳长度调节装置选择手动葫芦，手动葫芦可在
2.5米行程范围内任意调节伸长高度，并且单点承载≥100kg，可以在行程范围内任意调节
对应吊点处的载荷柔性绳长度。将柔性绳安装在对应的承载点上，四组手动葫芦一起拉伸，
拉伸至载荷距离地面1m左右停止，分别单独调整各手动葫芦的升降高度至载荷水平，用水
平仪测试其水平度，静置30min后再次测量各悬吊点力值，再次调整柔性绳伸长量至载荷水
平。试验数据如下表3所示。
表3载荷柔性悬吊系统试验测试数据
2.2整星柔性悬吊系统建立
整星的悬吊接口及其简化示图如图2所示，以工艺环的几何中心为基准建立整星
坐标系，根据整星质量特性测试结果，卫星的质心坐标为：(1688.0，19.527，53.53)，卫星的
质量2318.1Kg。承载点在(X,Y)方向坐标如下：H(120，1035)、I(1504，1035)、J(3219，1035)、
M(3219，-1035)、L(1504，-1035)、K(120，-1035)。
整星为6点起吊，其中自由变量有3个，为了确保承载匹配能得到唯一解，整星柔性
绳匹配过程中利用整星悬吊点左右对称的结构优势，使得整星悬吊点左右两侧的悬吊力满
足以质心成比例的关系，即：H/M＝I/L＝J/K＝(XM-X质心)/(X质心-XH)。
选取柔性绳的承载区域为[20Kg，22Kg]，可得整星柔性悬吊的承载匹配参数如表4
所示
表4整星柔性悬吊承载匹配结果
根据以上匹配结果，选取对应数量的柔性绳，搭建整星柔性悬吊系统。其中称重传
感器量程为1000kg，测量精度优于0.5kg；柔性绳长度调节装置选择花篮螺栓，花篮螺栓可
在0.5米行程范围内任意调节柔性绳伸长量。利用行车将整星起吊至距离水平支撑面高度
约400mm处停止，然后调整整星水平度，静置30min后再次测量各悬吊点力值，再次调整柔性
绳伸长量至卫星水平。试验数据如下表5所示。
表5整星柔性悬吊力测试数据
2.3微振动试验
上述整星及载荷柔性悬吊系统匹配完毕之后将载荷柔性悬吊系统及整星柔性悬
吊系统之间的相对位置关系调整到位，先将载荷按照表3调平后的各悬吊点承载进行重力
卸载，之后整星双钩起吊一定高度(不小于400mm)并按照表5对整星各悬吊卸载力值进行调
整，再按照表3各悬吊点卸载值力值进行调整。然后按照微振动试验要求进行测试，解锁前
后载荷的振动情况如图3所示。通过对比可知，微振动子系统都发挥了良好的微振动抑制作
用，其中图3(a)为隔振前载荷振动情况，图3(b)为隔振后载荷振动情况。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域
技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发
明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明
的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案
的保护范围。