航天系统力学环境试验

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航天系统力学环境试验

航天系统力学环境试验

基于Simcenter测试系统安全高效地进行航天器的试验鉴定
内容提要




本白皮书简要叙述了与航天器密切相关的振动及声学环境试验，模态试验以及微振动试验等多种结构动力学试验技术，并讨论了如何基于全面的数字孪生技术，降低试验风险、优化试验流程。
Simcenter 能够为航天器鉴定试验提供一整套全面、安全、高效的解决方案。Simcenter是西门子数字工业软件 Xcelerator 的一个重要组成部分（Xcel- erator 代表一个融合软件、服务和应用开发平台于一体的产品组合，旨在根据各行业中企业的特定需求，协助其实现数字化转型）。
摘要




在科技高速发展的今天，航天工业也正经历着巨大的变革。航天工业正由各国政府之间的竞赛，而转向公司之间的竞争。无论是只有几厘米大小的微型立方体卫星（CubeSats），还是长达数米的科学卫星，航天器制造商已经在远程通信、货运及载人航天等各个领域展开了激烈的竞争。
未来的空间飞行任务给航天器的生产研发带来了许多新的挑战，沿用传统的开发设计流程会存在很大的风险。致力于航天事业的企业要想成功，必须要做好准备，敢于质疑和改进当前的设计开发流程。
本白皮书侧重于航天器的鉴定及验收试验。在航天器中，从组件到整机，所有结构都必须通过力学环境试验，试验的目的是为了验证航天器能否能够承受运载火箭在发射、升空过程中产生的各种动力学环境。
致力于航天事业的企业要想成功， 必须要做好准备，敢于质疑和改进当前的设计开发流程。
转型中的航天工业




技术和商业模式的不断创新，商业航天公司之间的竞争，会使得航天旅行不再遥不可及，成本更低。
目前，民用创新型的航天公司引入了新的行业模式，为航天工业注入新的活力。这些公司计划开发廉价的运载火箭和航天器来实现民用载人航天(重返月球或火星)。不久之后，乘坐航天器进入太空，入住环地轨道的酒店，像这样的太空旅行很快就会成为现实。
航天工业不同于其它行业，在航天工业中，安全可靠是较重要的，新技术就意味着风险。所以航天工业的技术相对保守。比如，有些试验至今仍然沿用着40年前的标准！
致力于航天事业的企业要想成功，必须要做好准备，敢于质疑和改进当前的设计开发流程。采用数字孪生技术进行航天器的设计和研发，可以帮助企业充满信心地做出决策。数字孪生技术可以帮助企业通过CAE（Computer-Aided Engineering，计算机辅助工程），系统工程以及试验技术来研究航天器的物理特性。

航天系统力学环境试验

航天器为什么要进行振动及噪声环境试验？
在正式发射之前，必须在地面验证航天器能否承受运载火箭发射过程中的动力学载荷。航天器在实际发射过程中会处于一个非常恶劣的动力学环境，在这种动力学环境下，航天器会承受非常极端的动力学载荷，比如运载火箭一二级分离时产生的冲击、火箭发动机产生的振动以及整流罩摩擦空气产生的噪声。只有在航天器进入轨道后，其所处的动力学环境才会得以改善。
为了验证卫星是否能够承受发射时的环境载荷，发射部门将提供一套完整的力学环境试验的要求。图1展示了运载火箭的飞行时序图，以及联盟号（Soyuz）运载火箭用户手册中的试验要求示例。
如图2所示，航天器动力学环境试验覆盖的频率范围很广，涉及多种不同的试验类型，如正弦、随机振动、声学和冲击。动力学环境试验使用的设备包括：振动台、滑台、混响室、扬声器、跌落台和热冲击试验台等。这些试验的特点不尽相同，所以给试验部门带来了很大的压力。首先，试验部门需要有足够的试验人员和技术能力以掌握所有试验的流程和方法。此外，试验部门还要考虑试验设备的投资成本，因为每种试验都有特定的测试和分析要求。
除了环境试验外，模态试验和微振动试验也是航天试验的重要组成部分。模态试验有助于验证卫星或运载火箭的有限元模型，以便进行更准确的仿真分析。由飞轮等扰振源所引起的微振动会影响精密设备的运行，如光学或激光设备。图3展示了航天器设计开发中所涉及的各种试验。

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图1. 左：运载火箭的飞行时序图；右：联盟号运载火箭试验要求

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图2. 各种力学环境试验及其所对应频率范围

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图3. 航天器认证试验包括：力学环境试验、模态试验以及微振动试验
振动环境试验
振动控制是环境试验中较重要也是最严格的一类试验。振动控制试验包括正弦控制、随机控制和冲击控制。振动环境试验需要对振动信号进行精确的闭环控制，其目的是为了避免发射过程中可能出现的事故，提高发射成功率。振动环境试验的成本相对较高，所以试验部门需要更大限度地利用已有硬件来满足试验需求。首先，要尽量在同一个数采平台上并行采集数据。其次，需要具备同时采集数百路信号的大通道采集能力。
挑战
航天器原型机或待发射航天器的造价昂贵，在进行振动环境试验时，需要避免航天器由于过于严苛的动力学载荷作用而发生破坏。如果由于试验而导致待发射航天器发生了损坏， 那么就有可能错过发射的时间窗口，造成重大的财务损失。
目前航天器的发展趋势是尺寸越来越大，设计越来越复杂， 需要监测保护航天器上的敏感仪器越来越多，因此就需要更大通道数的数采系统，以更好地了解航天器的动力学表现。此外，对于这样的大型试验，仍要充分保证试验的安全性，不能影响控制系统。
对于安全高效的鉴定试验而言，试验人员需要实时把控试验进度，监测控制精度，而且测试系统必须具备远程中止试验的功能。除此之外，在试验结束后试，验团队需要将试验结果尽快提交给分析团队，以进行进一步的数据验证和后处理分析。
下一节中，将介绍我们如何应对上述这些挑战，从而提供一套高效、安全、灵活的先进航天器鉴定试验系统。
可靠的振动环境试验
卫星振动试验（包括正弦或随机）的目的，是在振动台上复现运载火箭发射过程中，航天器所处的振动环境。试验中，由控制系统发出驱动信号，然后由功率放大器将驱动信号放大， 并将电信号传输给振动台，最终由振动台将电信号转化为振动，驱动航天器进行振动试验。振动台和航天器之间安装有控制传感器，传感器的振动信号会实时反馈到控制系统，控制器会基于反馈信号对振动台进行实时的闭环控制。在振动环境试验中，除了对振动台进行控制外，如果响应点的振动量级超标，还要对响应点进行限幅。当响应点振动的量级触发限幅控制时，控制系统就会降低驱动电平，保护航天器不会因为试验而发生损坏。图4是典型的振动环境试验装置。
先进的控制系统会内置非常多的安全参数，包括自检、限幅和中止上下限等功能。下面会介绍Simcenter振动环境解决方案在安全性方面的特点。

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图4.  BepiColombo的振动环境试验，确保航天器能够在Ariane  5号运载火箭的艰难旅程中完好无损（来自欧洲宇航局）
系统自检—对测试设置一致性和完整性进行验证
自检是振动控制试验的重要组成部分。在试验之前，必须对整个系统进行全频带自检。在自检过程中，控制器会对振动台发出一个低电平驱动信号，验证振动台的台面是否产生了相应的振动。通过传感器的反馈信号验证控制系统的电路是否闭环。在自检过程中，系统会测量所有通道的频率响应函数，并验证各个传感器是否处于正常的工作状态。控制系统会将低电平的激励外推到满量级，预测满量级试验时是否所有信号都仍在正常的范围内。图5说明了Simcenter Testlab? 软件中的测试流程。
实时限幅—保护航天器的安全性
在正弦控制和随机控制试验中，如果结构发生共振就会导致结构的振动量级过高。如果超过了安全限值，就有可能导致航天器上的敏感器件发生损坏。如图6所示，当响应信号超过安全上限，就必须降低驱动信号的量级。在正弦控制试验中， 这种限制响应幅值的功能叫做“下凹控制”，通过控制响应的量级保护被测结构。
下凹控制不只可以控制加速度谱，还可以控制力谱、力矩或其它任何在试验过程中测量的物理量。力和力矩的限值非常重要，卫星横向振动时会发生卫星的侧倾，当卫星的重心超出振动台的支撑边界时，就会发生卫星的倾覆。这种状态对卫星来说是非常危险的。所以必须通过测力装置（FMD）控制和监测卫星和振动台接口处的力和力矩，避免卫星在试验中发生倾覆。
大通道数据采集
如前所述，目前航天器越来越大，也越来越复杂，因此就需要大通道数据采集系统。在控制系统对振动台进行精确控制的同时，通过大通道数采系统采集航天器的动态响应。在试验中，大通道数据采集系统既不能影响控制系统的性能，也不能降低数据后处理以及分析报告的效率。
为了保证控制系统的实时性，目前大通道的数据采集系统与控制系统之间相互独立。数据采集系统是控制系统的扩展， 并与控制系统完全同步。控制系统和数采系统将同步存储原

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图5. 左：自检流程；右：Simcenter Testlab自检

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图6. 正弦控制和正弦控制中的下凹控制
始时域信号，并对时域数据进行实时处理，完成时频转换，同步得到各测点的频谱和频率响应函数。图7是使用Simcenter SCADAS?硬件同步进行振动控制和大通道数据采集的示意图。
整个过程由控制系统所发出的同步信号进行控制。这样，控制系统负责实时控制的精确性和可靠性，而数采系统负责同步完成响应通道的测试和分析。一旦试验完成，振动台停机， 控制系统就可以立即将分析结果分发，测试团队立即开始下一组测试的准备工作，同时分析团队可以马上对数据进行进一步分析查看。提高试验效率，缩短试验周期。
随时调用试验结果
试验结束后，产品鉴定流程并没有结束。快速而高效地完成试验报告也同样重要，其作用不应该被低估。试验认证部门将试验结果快速分享给工程团队，工程师就可以立刻对航天器的状态进行检查，对航天器的设计进行验证，确定航天器的性能表现是否能够满足正式发射的要求。
耦合载荷分析
耦合载荷分析（Coupled loads analysis ，简称CLA）的目的是了解有效载荷（如卫星或航天器）在发射和升空过程中与运载火箭之间相互作用的情况。通过CLA分析得到载荷和响应 数据将被用于验证有效载荷在特定发射平台上的可靠性。大型航天器结构试验室振动试验的目的有两方面：验证结构能否承受实际工况下的振动环境；验证有限元模型，以保证航天器-发射器耦合系统的仿真精度。
在航空航天和国防行业中拥有大量客户的Simcenter NASTRAN?分析解决方案是行业的标准。Simcenter NASTRAN?主要用于研究结构或组件在不同工况下的动力 学响应，例如研究卫星和太阳能电池板在发射和展开时的动力学性能。Simcenter NASTRAN?的独特之处在于能够创建CLA所需的外部超单元。

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图7. 振动控制系统和数据采集分析系统
虚拟振动台
在振动环境试验中，被测结构与振动台之间会相互影响。在某个特定的频率范围内，被测结构与振动台经常会产生动力学耦合。这种动力学耦合与实际发射过程中的耦合并不相同。特别是被测结构与振动台的质量相近时，耦合系统的动力学特性会变得非常复杂。如果对卫星-振动台耦合系统进行试验，那么这种试验就会存在过试验的风险，试验过程中可能会损坏卫星或卫星上的仪器。10
因此，西门子开发了虚拟振动台仿真方法，在试验前评估实物试验是否存在风险。虚拟振动台仿真方法集成了三种仿真模型（图8）：
●  振动台振动控制系统模型 (A)
●  试验设备和振动台模型 (B)
●  被测部件的结构模型 (C)
通过虚拟振动台的仿真分析，试验工程师可以在试验之前评估实物样机的动力学性能。
虚拟振动台的仿真结果可以帮助试验工程师确定试验中的相关参数（例如控制点、测量点和限幅点传感器的位置，扫频速率、压缩因子等），提高试验效率。此外，通过灵敏度分析，可以评估振动台-结构间相互作用的重要性，及其对控制器的影响。最终，通过试验结果与数字模型的相关性分析，可以对整个系统的性能表现进行深入的探查。

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图8. 实物振动台测试（左）和虚拟振动台（右）。其中：（A）闭环振动控制器；（B）振动台；（C）被测结构
声学环境试验
在航天器发射过程中，整流罩内部的噪声量级可以达到146 分贝甚至更高。高量级噪声可能会造成结构的损坏，导致箭载、星载仪器失效。因此，航天器必须能够承受一定量级的声学载荷。在航天器发射之前，航天器和主要子系统（如太阳能电池板、天线等）必须在一定量级声载荷环境下完成声学鉴定试验。
卫星声学试验通常是在混响室中进行的，这种方法也称作混响场声控制试验（Reverberant Field Acoustic Excitation ，简称RFAX）。因为混响室的造价非常高，而且试验耗时较长，为了解决这个问题，西门子提供了一个更为经济高效的测试方法——直达场声控制试验（Direct-field acoustic noise，简称 DFAN）。下面分别介绍混响场声控制试验和直达场声控制试验。
混响场声激励：传统方法
为了确保声场内声压均匀分布，通常在混响室内进行卫星的声学试验。通常情况下，试验室中充满气态氮，或干燥的氧 气。试验要求空气保持清洁，并尽量避免声能量被吸收。试验时，声激励的量级可以达到150分贝以上。
图10展示了由Simcenter SCADAS硬件和Simcenter Testlab 软件构成的声学控制系统。首先根据发射条件定义目标噪声谱。试验室特性由T60混响时间的1/3倍频程谱来定义，作为声控制的一项重要参数。试验中，由控制器产生驱动信号，驱动信号通过模数转换器输出控制信号，控制信号经过分频器进行分频，然后输出到功放和扬声器。由扬声器输出的声音在混响室内形成均匀的声场。
放置在混响室内的麦克风用于控制和监测声场。控制器会根据所有麦克风的反馈信号（空间平均值）调整驱动信号，使声场的量级达到设定的目标。同时，通过其他振动采集通道监测被测结构上响应点的功率谱密度（PSD），当振动量级超标时及时中断试验。
为了优化混响场声控制试验方案，可以先进行仿真预测，以避免过度试验。Simcenter 3D软件可以通过随机平面波的组合方式，先创建出混响场，而后将声激励转换为作用到航天器结构上的压力载荷。

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图9. 欧洲宇航局的混响场声控制试验
尽管混响场声控制试验是一种非常成熟的试验方法，但是混响室的造价、运行和维护成本非常高。而且对试验仪器的准备，被测结构以及传感器的安装都有很高的要求。

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图10. 声控制系统示意图
直达声场声激励：替代方法
如上所述，鉴于混响场声控制试验的成本和效率问题，试验部门希望找到一种更经济、更灵活的替代方案。直达声场环境试验（Direct-Field Acoustic Noise Test，DFAN）则正是传统混响场声控制试验的理想替代方案。
直达声场环境试验不需要专门的混响室，可以在普通的房间中进行声控制试验。试验时将被测结构放置在多组扬声器中间，用扬声器发出声音，被测结构在直达声场中被激励。这种试验方法采用闭环的多入多出（MIMO）控制算法，所实现的声场在数据一致性以及混响场特性方面均能够要求。
图11展示的是在法国Thales Alenia Space公司，卫星天线反射器外壳的声环境控制试验现场，该试验的声激励装置由96个扬声器组成，扬声器以每组8个共12列的方式堆叠在一起，扬声器阵列环布在试验件四周。除扬声器外还有对应的96个功率放大器，能够营造高达147dB的声场环境。试验中使用了Simcenter SCADAS硬件和Simcenter Testlab声控制软件。在试验件周围布置了16个传声器用于监测声场，控制器会根据传声器的反馈信号校正扬声器的驱动信号，确保声场的均匀性。4
为了提升控制效果及声场的均匀性，分析对比了多种MIMO 闭环控制策略，最终Simcenter Testlab MIMO声控制软件采用了映射优化算法，保证了MIMO随机控制参考谱的准确定义，并可以基于声场均匀性，对作为控制信号的传声器进行优化选择。算法的具体细节请参见参考文献。5
航天及运载火箭行业目前都在制定相关的直达声场（DFAN） 环境试验的标准，美国NASA宇航局已经率先就此制定了NASA-HDBK-7010技术手册。
虚拟直达声场试验：降低试验风险的数字孪生技术
在直达声场环境试验的准备期间，可以使用数字孪生模型来设计和优化试验方案。通过虚拟对试验所需的扬声器数量、类型和位置进行评估，保证试验能够满足声激励能量以及均匀性的要求。此外，也可以对控制麦克风的数量和位置进行
优化。为了避免过试验，还可以模拟实际工况，预测结构响应， 确保结构响应不会超过安全水平，确定出试验中结构响应的上限。
图12展示了使用数字孪生技术，对天线反射器进行直达声场环境试验的预试验分析结果。首先，在Simcenter 3D中虚拟地完成了试验的设计，包括扬声器的布置、麦克风和被测件的位置。然后对声场进行了预测分析，检验了声场均匀度。最后，最后，就一次完整的试验进行了全程模拟，计算出了试验件所承受的声载荷。

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图11. Thales Alenia Space卫星天线反射器的直场声场（DFAN）环境试验

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图12. 使用Simcenter 3D软件进行直达声场（DFAN）环境试验的设计和优化。左上：窄带谱声场均匀度检查。右上：倍频程声场均匀度检查；左下：预测得到的声载荷；右下：预测得到的试验件振动响应
冲击试验
航天器在发射和太空作业期间，要经历很多火工装置带来的高能冲击，如发射装置级间分离、整流罩抛射、卫星与发射装置分离（例如，包带释放），以及太阳翼、天线或科学仪器等附属装置的展开。
这些冲击会在整个航天器中传播，可能会造成有效载荷的电子元器件损坏，或机械部件的功能故障。而且由于其振动加速度大和频率高的特点，许多电子元件和脆性部件在抵抗各种低频环境振动（包括随机振动）的同时，容易发生爆炸冲击故障。
因此，通过试验验证航天器产品能否承受预期的冲击环境， 是确保航天任务能够成功的重要一环。冲击试验可以使用火工装置、机械冲击装置或振动台进行。使用火工装置可以产生最精确的模拟。然而，出于成本原因的考虑，以及为了对潜在的易损件进行早期测试，其他替代性试验方法的应用可能更为普遍。图13展示了爆炸冲击的各种试验方法。
为了研究冲击对航天器上仪器的影响，通常要进行数百个振动和应变响应通道的测试。冲击响应的典型分析结果是得到每个测点的冲击响应谱（SRS）。因为绝对更大值是较重要的，所以爆炸冲击试验中通常采用更大冲击响应谱。无论响应的更大值发生在冲击激励期间还是冲击之后。
Simcenter SCADAS和Simcenter Testlab能够帮助工程师快速获取试件响应，进而分析爆炸冲击对航天系统的影响。在振动台上可以安全地再现各种冲击试验（如半正弦脉冲冲击或合成冲击），并提供所有必要的处理功能，如在线计算冲击响应谱综合（Shock Response Synthesis，SRS）。另外还具备冲击响应谱限制功能，对试验件起到保护作用。
统计能量分析：冲击响应预测
由于试验环境与实际发射环境不同，所以在试验中容易出现过试验或者欠试验。为了避免这种现象，在研发过程中可以通过仿真来指导试验，确保对试件合理施加地有效载荷。用统计能量法（SEA）可以预测得到用于冲击测试的冲击谱。如 Simcenter 3D SEA软件，通过模拟航天器分离，可以对各种冲击事件进行包络，进而预测得到合理的SRS谱。
图14是欧洲宇航局（ESA）就VEGA火箭上段的整流罩分离工况，统计能量法仿真分析与实测的冲激响应谱结果对比。11

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图13. 航天器冲击试验常用设备，火工冲击装置（左），机械冲击装置（中），电磁振动台（右）

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图14.VEGA运载火箭上段的统计能量法仿真预测结果。右上：有效载荷接口处加速度时间历程仿真（左）和实测（右）结果；右下：有效载荷接口处冲击响应谱的预测和实测结果
模态试验
为了真正了解航天器的结构动力学特性，需要进行模态试验，以验证航天器的动力学有限元模型。为了评估发射过程中航天器损坏的风险，要进行耦合载荷分析（CLA），而航天器的动力学有限元模型的验证则是进行CLA的必要前提。同样 的有限元模型还可以用于上文所提到的虚拟振动台试验，预测试验期间航天器在所施加的载荷作用下所产生的响应，从而降低鉴定试验的风险。
模态试验通常需要使用电磁激振器，在一些特定选择的位置施加激励力。力的激励形式通常选择猝发随机，因为它速度快、效率高。当需要更高的激励能量，或评估结构非线性特性时，则可以使用步进正弦。在测试过程中同步完成力信号，以及结构上各点的振动加速度响应信号的采集。测试过程中， 卫星的安装边界条件可以是固支或自由状态，也可以是两种状态的组合。激励过程中，同步完成频响函数（FRFs）的测试。
测试完成后，使用模态曲线拟合技术提取出共振频率，阻尼和振型等模态参数。而后将试验结果应用于有限元模型的验证，对频率，振型和阻尼假设进行相关性分析。各阶模态中， 在火箭/航天器界面载荷以及内部载荷作用下，起到主要贡献的那些模态振型和频率是最为重要的。13
图15是模态测试的一个实际案例，加拿大航天局的Radarsat 雷达卫星项目。对这个项目中，耦合载荷分析（航天器和发射器耦合模型在发射载荷下的响应分析）结果表明：发射过程中合成孔径雷达（SAR）的面板可能会发生损坏。这四块面板具有几乎相同的几何形状，并且在发射过程中紧密地堆叠在一起。
为了修正有限元模型，需要对共振频率进行细致而精确的识别。由于模态密度高，试验需要同时5个激振器激励，240个点的响应。Simcenter Testlab模态分析软件最终精确地识别除了49Hz到61Hz间密集分布的各阶模态。
工作模态分析（OMA）：更深入的工程分析
航天器、子系统或大型部件的鉴定试验时，测试设备除了控制通道和限幅通道外，通常还包括大量用于测量结构响应的振动加速度和应变通道。一般来说，会对振动加速度和应变信号进行功率谱密度分析，了解结构在载荷作用下的响应特性。此外，基于这些响应数据，还可以利用工作模态分析技术，进一步得到结构在鉴定试验工况下的结构动力学参数。
图16展示了在直达声场环境试验（DFAN）中，应用工作模态分析技术，来获取天线反射器的结构动力学参数的应用（由Thales Alenia Space Toulouse提供）。在DFAN测试中，不仅布置了用于反馈控制的传声器，还用加速度计监测了试验件的结构振动响应。利用这些加速度信号可以进行模态参数识别，甚至通过分析多个声压级的振动数据，还可以进行结构非线性行为的研究。试验中使用了Simcenter SCADAS 数采硬件和Simcenter Testlab MIMO随机控制软件，并使用Simcenter Testlab工作模态分析软件进行模态参数识别。8

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图15. 加拿大航天局在Radarsat雷达卫星项目中进行的模态测试（左），应用Simcenter Testlab Polymax模态曲线拟合算法提取到的模态振型结果(右)

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图16. 左上图：直达声场（DFAN）环境试验现场布置，围绕天线反射器布置扬声器；右上：分别用力锤法和工作模态分析技术获取的特征频率和阻尼；左下：曲线拟合质量检查，工作模态分析与锤击法模态分析的曲线拟合结果对比；右下：工作模态分析识别得到的模态振型
微振动
高精度光学成像传感器和激光器越来越多地用于卫星。这些传感器要提供高质量的图像，则在稳定性方面有很高的要 求。然而航天器上的机械装置，如用于姿态控制的飞轮、陀 螺、伺服机构等，其所引起的微振动（μg级）会导致成像模糊（ 图17）。因此，科学卫星和地球观测卫星都对微振动环境有着非常严格的要求。
为了验证航天器是否满足这方面的要求，需要专门的微振动试验台架。图18是欧洲宇航局的欧洲空间研究与技术中心
（ESA/ESTEC）制作的微振动试验台。考虑到超低量级的测试
（5Hz~1kHz频率范围内，10毫牛力，2毫牛·米力矩），使用了  由气动隔振器支撑的大型大理石抗震块，将试验台与地面环境振动进行了隔离。9
Simcenter SCADAS的VCF4电荷输入模块具有超低本底噪声的，非常适用于超低量级载荷水平作用下，微振动的精确测试。
从测试中获得的数据中，就各扰振源动力学行为对（子）系统微振动的贡献量，可以进行详细的分析研究，进而确定出飞轮系统中对微振动产生关键影响的扰振源。
为了更好地解释结果，了解试验台/测试件组合结构的共振频率也非常重要。这样，就可以区分哪些是由反作用飞轮自身所引起的振动响应，而哪些是由于结构组合所产生响应。在图18中，展示了通过 Simcenter QSources? 激振器测试 组合结构的共振频率。
在汽车工业中普遍应用的“源-传输-接收器”的振动传输路径模型，同样可以用于微振动问题的研究，以理解绕振源的能量是如何传递到关键设备上的，从而对其安装位置和安装系统的优化给予指导。分析中所需要的结构频响函数可以使用力锤或激振器（如Simcenter QSources微型激振器）测试得到。
Simcenter平台提供了完整的传递路径分析（TPA）解决方案，涵盖ECSS-E-HB-32-26A航天器结构载荷分析手册第13章中关于微振动测试要求的整个流程。微振动的研究工作既可以通过CAE仿真来进行，也可以通过试验进行验证。基于Simcenter所特有的”混合TPA “功能，还可以将仿真和测试结合起来：既可以将测试数据作为仿真模型的输入，也可以基于数值仿真数据装配出试验模型。
非线性
为了抑制卫星的微振动，通常在固定部件和活动部件之间使用如弹性衬套进行软连接。由EADS-Astrium公司开发的SmallSat小型通讯卫星隔振系统—飞轮弹性隔振系统
（WEMS），就是这样一种机械连接装置，它可以减小卫星在 轨运行时的微振动，并在发射过程中对飞轮起到保护作用。弹性衬套在低振动水平下是软的，但超过一定的振动水平就会变硬，发生机械锁死，并产生非线性的动力学特性。
对于这类非线性结构的鉴定试验，如果基于常规的频谱分析，那么所得到的结论往往会引发耗时的争论，因为每次扫频的响应量级都不尽相同，而且在高量级扫频时非线性非常严重。为了研究如何处理非线性的问题，欧洲宇航局发起了一个研究项目，探究认证试验中航天器隔振系统的非线性响应问题。基于这方面的工作，欧洲宇航局更新了ECSS-E-HB- 32-26A航天器结构载荷分析手册，专门增加了一章，讨论如何处理非线性问题。12
在这个项目中，使用Simcenter SCADAS数采和Simcenter Testlab分析软件，进行了装有WEMS隔振系统的SmallSat卫星结构模型的认证试验。通过5Hz~80Hz的正弦扫频试验，控 制目标点响应的不同量级，研究其非线性特性。7 试验布置和部分分析结果如图19所示。

航天系统力学环境试验

图17. 左：微振动引起的图像失真12；右：用于姿态控制的反作用飞轮

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图18. 左：欧洲宇航局的欧洲空间研究与技术中心（ESA/ESTEC）反作用飞轮微振动试验台，及Simcen- ter Qsources激振器；右：Simcenter Testlab分析结果，包括瀑布图、峰值保持谱和某转速下的力谱（来自欧洲宇航局报告）

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图19. 左上：SmallSat航天器试验；左下：安装有飞轮弹性隔振系统（WEMS）的模型结构；右上：Simcenter Testlab Colormap图，0.4g和1g扫频结果对比。两图中都可以观察到非线性失真（谐波）。1g扫频时，由于出现了机械锁死，造成了宽频的频谱失真；右下：Simcenter Testlab 伯德图，显示了谐振频率随着载荷的增加而升高
结论
各类动力学试验（声学、振动、冲击）的主要目的是将航天器放置于模拟真实发射或工作的力学环境中，验证其暴露在恶劣环境中的表现是否符合预期。其中一个关键的要求是要保证航天器结的构和部件不能超过其设计强度要求，从而保证航天器试验的安全性。
另一方面，随着振动鉴定试验的任务量越来越重，试验室必须控制成本，测试部门必须尽量缩短试验周期。
我们阐述了在航天器各种鉴定测试、模态测试以及微振动试验中，Simcenter试验技术是如何应对这些挑战的。此外，我们还介绍了怎样借助Simcenter全面的数字孪生技术，实现试验风险的降低、测试流程的优化。