劉 晨，朱劍濤，劉麗紅，陳忠貴，高 非

（1. 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094；2. 山東航天電子技術(shù)研究所，煙臺(tái) 264000；3. 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

某平臺(tái)衛(wèi)星發(fā)射及在軌力學(xué)環(huán)境測(cè)量與分析

劉 晨1，朱劍濤1，劉麗紅2，陳忠貴1，高 非3

（1. 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094；2. 山東航天電子技術(shù)研究所，煙臺(tái) 264000；3. 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

為獲取航天器準(zhǔn)確的發(fā)射及在軌力學(xué)環(huán)境數(shù)據(jù)，設(shè)計(jì)了一套具有數(shù)據(jù)采集、存儲(chǔ)和傳輸功能的星載測(cè)量系統(tǒng)。利用該系統(tǒng)對(duì)某大型平臺(tái)衛(wèi)星發(fā)射飛行過程進(jìn)行了測(cè)量，獲取了星箭界面及衛(wèi)星結(jié)構(gòu)典型位置在發(fā)射主動(dòng)段的正弦振動(dòng)響應(yīng)、隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)、沖擊響應(yīng)及在軌微振動(dòng)的環(huán)境數(shù)據(jù)。將測(cè)量數(shù)據(jù)與星箭載荷耦合分析結(jié)果、地面力學(xué)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了詳細(xì)對(duì)比，結(jié)果表明：星箭載荷耦合分析的結(jié)果在星箭界面處橫向相對(duì)準(zhǔn)確，而縱向在有限頻段準(zhǔn)確，其他頻段及星上分析結(jié)果均大于測(cè)量結(jié)果，即存在極大裕度；地面試驗(yàn)結(jié)果大于測(cè)量結(jié)果，意味著有較大的裁剪設(shè)計(jì)空間。測(cè)量數(shù)據(jù)對(duì)后續(xù)衛(wèi)星模型修正、試驗(yàn)條件設(shè)計(jì)、相似平臺(tái)衛(wèi)星抗力學(xué)環(huán)境優(yōu)化、部組件設(shè)計(jì)等均具有重要的參考價(jià)值。

主動(dòng)段；力學(xué)環(huán)境參數(shù)測(cè)量；振動(dòng)響應(yīng)；對(duì)比分析

0 引言

航天器在發(fā)射、入軌及在軌過程中會(huì)經(jīng)歷振動(dòng)、沖擊、噪聲、加速度和微重力等多種動(dòng)力學(xué)環(huán)境，這些環(huán)境的擾動(dòng)激勵(lì)將直接或間接施加在航天器及其部組件上，如火箭罩內(nèi)聲環(huán)境、隨機(jī)振動(dòng)環(huán)境，火箭級(jí)間分離產(chǎn)生的瞬態(tài)振動(dòng)環(huán)境，星箭分離解鎖引起的沖擊環(huán)境等。按照頻率區(qū)分主要包括準(zhǔn)靜態(tài)加速度環(huán)境（≤2 Hz）、低頻振動(dòng)環(huán)境（0～100 Hz）、隨機(jī)振動(dòng)環(huán)境（20～2000 Hz）、噪聲環(huán)境（20～10 000 Hz）、高頻瞬態(tài)環(huán)境（沖擊100～10 000 Hz）等[1]。

根據(jù)U.S. Air Force Avionics Integrity Program的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)，主動(dòng)段動(dòng)力學(xué)環(huán)境對(duì)航天器可靠性影響在所有因素中占比接近 30%[2-3]。為了驗(yàn)證航天器及部組件的主動(dòng)段動(dòng)力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性，通常通過地面仿真分析、星箭耦合分析、系統(tǒng)級(jí)試驗(yàn)來獲取星上的響應(yīng)水平，而缺少真實(shí)的發(fā)射起飛、主動(dòng)段及在軌的星上各個(gè)位置的實(shí)際動(dòng)力學(xué)環(huán)境參數(shù)。因此，有必要在航天器上安裝動(dòng)力學(xué)環(huán)境測(cè)量設(shè)備，以獲取發(fā)射、入軌及在軌工作過程中的主結(jié)構(gòu)及艙板上力學(xué)環(huán)境參數(shù)。

歐洲SPOT-4衛(wèi)星在1998年使用ARIANE-40運(yùn)載火箭發(fā)射時(shí)，通過18個(gè)低頻、2個(gè)高頻傳感器及 4個(gè)應(yīng)變儀完成了主動(dòng)段星箭接口和衛(wèi)星內(nèi)的動(dòng)力學(xué)環(huán)境參數(shù)的采集[4]。國(guó)內(nèi)也利用多種航天器進(jìn)行了發(fā)射過程的動(dòng)力學(xué)環(huán)境測(cè)量，如：2012年發(fā)射的“海洋二號(hào)”資源衛(wèi)星，對(duì)主動(dòng)段動(dòng)力學(xué)環(huán)境和在軌微振動(dòng)環(huán)境進(jìn)行了測(cè)量[5]；2013年某型號(hào)小衛(wèi)星利用搭載的測(cè)量系統(tǒng)完成了 6個(gè)測(cè)點(diǎn)的振動(dòng)響應(yīng)測(cè)量，獲得了小衛(wèi)星平臺(tái)主動(dòng)段2000 Hz范圍內(nèi)的完整數(shù)據(jù)[6]。但是我國(guó)對(duì)高軌導(dǎo)航、通信衛(wèi)星的主動(dòng)段動(dòng)力學(xué)環(huán)境測(cè)量工作在此前尚未開展。

本文利用一套動(dòng)力學(xué)環(huán)境參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)，成功采集某大型平臺(tái)衛(wèi)星發(fā)射主動(dòng)段的動(dòng)力學(xué)環(huán)境數(shù)據(jù)，獲得了 CZ-3A系列運(yùn)載火箭發(fā)射過程中準(zhǔn)確的接口載荷數(shù)據(jù)、衛(wèi)星平臺(tái)響應(yīng)和載荷傳遞特性，為衛(wèi)星模型修正、試驗(yàn)條件剪裁設(shè)計(jì)和優(yōu)化積累了寶貴飛行數(shù)據(jù)。

1 測(cè)量系統(tǒng)

1.1 測(cè)量方案

動(dòng)力學(xué)環(huán)境參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)（以下簡(jiǎn)稱“力參”）的原理框圖如圖1所示，主要具有采集、編碼和存儲(chǔ)的功能。該采集系統(tǒng)由1臺(tái)力學(xué)環(huán)境參數(shù)測(cè)量?jī)x和1套傳感器組成，其中：4個(gè)低頻振動(dòng)傳感器用于100 Hz以內(nèi)低頻響應(yīng)的測(cè)量，6個(gè)高頻振動(dòng)傳感器用于2000 Hz范圍內(nèi)的高頻響應(yīng)測(cè)量，3個(gè)沖擊傳感器用于星箭分離過程沖擊響應(yīng)測(cè)量。這13個(gè)傳感器按衛(wèi)星發(fā)射過程中的載荷傳遞路徑，分別布局于星箭對(duì)接面及各個(gè)艙板上。衛(wèi)星結(jié)構(gòu)如圖2所示，測(cè)點(diǎn)位置如表1所示。

表1 高低頻、沖擊傳感器布局位置及通道設(shè)置Table 1 Position and channels of the high & low frequencies and shock sensors

按照某型運(yùn)載火箭發(fā)射時(shí)間段劃分，力參工作模式如下：

1）力參在發(fā)射前-60 min獲取開始采集數(shù)據(jù)的倒計(jì)時(shí)點(diǎn)；

2）在-8 min時(shí)，低頻、高頻和沖擊傳感器開始采集、存儲(chǔ)數(shù)據(jù)，并在采集60 min后自動(dòng)停止工作；

3）衛(wèi)星在軌穩(wěn)定運(yùn)行后，通過地面指令下傳所有采集數(shù)據(jù)。

1.2 測(cè)量系統(tǒng)有效性驗(yàn)證

為了保證力參在實(shí)際飛行過程中所采數(shù)據(jù)的正確性和可比性，某衛(wèi)星在地面動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)過程中同時(shí)使用力參與地面試驗(yàn)測(cè)量系統(tǒng)采集同一位置的響應(yīng)數(shù)據(jù)，對(duì)比結(jié)果（見圖3）表明，2套系統(tǒng)從衛(wèi)星與試驗(yàn)平臺(tái)接口（即模擬星箭接口）到星上典型位置獲取的數(shù)據(jù)一致性良好。由此驗(yàn)證了力參采集數(shù)據(jù)的正確性和有效性。

2 飛行測(cè)量數(shù)據(jù)及對(duì)比分析

按照某型號(hào)運(yùn)載火箭主動(dòng)段的典型事件點(diǎn)（起飛、跨聲速飛行段、助推器分離、一二級(jí)分離時(shí)刻、二/三級(jí)飛行段、星箭分離時(shí)刻、在軌工作等），結(jié)合星箭耦合分析的工況，對(duì)飛行中典型事件進(jìn)行數(shù)據(jù)分析。

在主動(dòng)段，起飛、跨聲速飛行、助推器分離、一二級(jí)分離等瞬態(tài)事件在星上產(chǎn)生類似正弦振動(dòng)的響應(yīng)；起飛、跨聲速飛行等氣動(dòng)噪聲及助推器分離前飛行段、二/三級(jí)飛行段等火箭發(fā)動(dòng)機(jī)脈動(dòng)將在星上產(chǎn)生近似穩(wěn)態(tài)的隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)；星箭分離過程則在星箭接口、星上產(chǎn)生瞬態(tài)沖擊響應(yīng)；在軌工作段控制系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)將引起星上微振動(dòng)響應(yīng)。某衛(wèi)星主動(dòng)段對(duì)各典型事件的采集環(huán)境數(shù)據(jù)如圖4所示，其中0～250 s為從起飛到三級(jí)飛行段，894～900 s左右為星箭分離事件。按照GJB 222—2005[7]中的數(shù)據(jù)處理方法對(duì)力參的測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行時(shí)域、頻域及沖擊響應(yīng)譜數(shù)據(jù)分析。

2.1 星箭界面響應(yīng)

在主動(dòng)段，星箭界面測(cè)點(diǎn)采集到的低頻振動(dòng)響應(yīng)包絡(luò)如圖5及表2所示，主要體現(xiàn)出以下特征：

1）起飛及跨聲速段環(huán)境惡劣，衛(wèi)星基頻、星箭組合體耦合效應(yīng)明顯

衛(wèi)星橫向振動(dòng)響應(yīng)峰集中在起飛和跨聲速時(shí)段，但星箭界面最大響應(yīng)不超過 0.19g，響應(yīng)頻率集中在衛(wèi)星橫向16 Hz固有頻率以及星箭組合體橫向27、40 Hz頻率處，當(dāng)?shù)竭_(dá)二/三級(jí)飛行等穩(wěn)態(tài)工況時(shí)，星箭界面響應(yīng)量級(jí)較小且平穩(wěn)（見圖5(a)）?？v向振動(dòng)響應(yīng)峰集中在起飛段、助推器分離、一二級(jí)分離時(shí)段，星箭界面響應(yīng)主要集中在9～21 Hz，其峰值達(dá)到 0.58g，而其他飛行段響應(yīng)均不大于0.2g。

2）實(shí)測(cè)振動(dòng)環(huán)境基本處于耦合分析、試驗(yàn)結(jié)果包絡(luò)內(nèi)，地面試驗(yàn)在非典型頻帶內(nèi)裕度較大

橫向響應(yīng)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)與星箭耦合分析結(jié)果相比在25～30 Hz、40 Hz附近相當(dāng)，其他頻率段響應(yīng)量級(jí)略小，耦合分析能夠包絡(luò)所有飛行階段的實(shí)測(cè)響應(yīng)；縱向響應(yīng)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)與耦合分析在9～21 Hz頻段均有響應(yīng)峰值，但實(shí)測(cè)峰值頻率前移3～5 Hz，30 Hz以后實(shí)測(cè)環(huán)境穩(wěn)定在0.1g左右，低于耦合分析的0.3g。

地面試驗(yàn)的輸入條件在全頻段遠(yuǎn)高于界面實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)（固有頻率處至少有2倍余量，其他頻段接近10倍于實(shí)測(cè)環(huán)境），運(yùn)載一側(cè)的遙測(cè)結(jié)果則由于傳感器位置（布局在火箭儀器艙）的差異，并不能包絡(luò)星箭界面響應(yīng)，星箭界面數(shù)據(jù)略高于運(yùn)載一側(cè)遙測(cè)值。

2.2 星上響應(yīng)

2.2.1 服務(wù)艙

服務(wù)艙測(cè)點(diǎn)在主動(dòng)段采集到的低頻振動(dòng)響應(yīng)數(shù)據(jù)包絡(luò)見圖6及表2，并主要體現(xiàn)出以下特征：

1）艙板局部頻率在跨聲速段響應(yīng)明顯

服務(wù)艙板振動(dòng)響應(yīng)突出主要表現(xiàn)在起飛段和跨聲速段，相對(duì)于星箭界面增加了32 Hz和70 Hz的艙板局部頻率，與地面動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)響應(yīng)特性相似；服務(wù)艙板在起飛段和跨聲速段響應(yīng)峰值較星箭界面放大4～6倍。

2）艙板上實(shí)測(cè)響應(yīng)較耦合分析差距大，而地面噪聲試驗(yàn)響應(yīng)卻能包絡(luò)真實(shí)的隨機(jī)振動(dòng)環(huán)境

服務(wù)艙板在25 Hz以下的實(shí)測(cè)響應(yīng)處于星箭耦合分析的響應(yīng)包絡(luò)內(nèi)；但25 Hz以上，由于艙板局部頻率被激起導(dǎo)致響應(yīng)逐漸放大，達(dá)到 0.79g/32.5 Hz，而耦合分析并未將衛(wèi)星局部頻率的動(dòng)力學(xué)特性分析出來，因此差異較大，導(dǎo)致耦合分析無法包絡(luò)實(shí)測(cè)環(huán)境。隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)則主要發(fā)生在起飛和跨聲速段，二/三級(jí)飛行段隨機(jī)振動(dòng)量級(jí)較小，而地面噪聲試驗(yàn)結(jié)果能夠包絡(luò)飛行環(huán)境。

2.2.2 載荷艙

載荷艙測(cè)點(diǎn)在主動(dòng)段采集到的數(shù)據(jù)包絡(luò)見圖7及表2，并主要體現(xiàn)出以下特征：

1）艙板局部頻率響應(yīng)較星箭界面放大明顯

艙板振動(dòng)響應(yīng)主要表現(xiàn)在起飛、跨聲速及助推器分離前段，相對(duì)于星箭界面分別增加了39 Hz、78 Hz的艙板局部頻率，相比于星箭界面，在39 Hz、78 Hz附近分別放大約4、6倍。而其他飛行事件中響應(yīng)不超過0.1g，40 Hz以下的響應(yīng)遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于地面試驗(yàn)結(jié)果。

2）艙板響應(yīng)較耦合分析差距大，而地面噪聲試驗(yàn)響應(yīng)能包絡(luò)真實(shí)隨機(jī)振動(dòng)環(huán)境

實(shí)測(cè)與耦合分析相比，在25 Hz以下的二者響應(yīng)結(jié)果相似，25 Hz以上在起飛和跨聲速段響應(yīng)相差較大，耦合分析中載荷艙艙板局部頻率未明顯表現(xiàn)出來，地面試驗(yàn)較實(shí)測(cè)高出10倍以上。隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)主要發(fā)生在起飛和跨聲速兩個(gè)階段，地面試驗(yàn)?zāi)軌虬j(luò)飛行環(huán)境。

表2 星箭界面及星上低頻實(shí)測(cè)響應(yīng)數(shù)據(jù)對(duì)比Table 2 Low frequency response data at the interface and on the satellite

2.3 沖擊響應(yīng)

某型號(hào)運(yùn)載火箭實(shí)際飛行894 s執(zhí)行分離插頭分離，899 s星箭包帶解鎖，900 s分離彈簧與衛(wèi)星分離。在星箭分離前后，采集了衛(wèi)星背地板附近的沖擊信號(hào)，對(duì)星箭包帶解鎖前6 s至解鎖后0.28 s期間數(shù)據(jù)進(jìn)行沖擊響應(yīng)譜變換（見圖8）。由沖擊響應(yīng)譜分析[7]可知星箭分離數(shù)據(jù)與地面分離沖擊試驗(yàn)響應(yīng)數(shù)據(jù)一致，地面分離試驗(yàn)?zāi)軌蜉^好地模擬飛行狀態(tài)。

2.4 在軌微振動(dòng)

衛(wèi)星入軌工作后，使用加速度計(jì)測(cè)量了在軌穩(wěn)定運(yùn)行段（衛(wèi)星無推力器動(dòng)作等引起的作用，僅有反作用輪等擾動(dòng)作用）的環(huán)境，該數(shù)據(jù)主要用于評(píng)估控制系統(tǒng)在軌工作時(shí)對(duì)衛(wèi)星的影響，數(shù)據(jù)分析見圖9，具體如下：

1）穩(wěn)定運(yùn)行期間，星上存在振動(dòng)信號(hào)頻率主要為15 Hz、20 Hz、30 Hz和46 Hz，其中46 Hz為反作用輪擾振激勵(lì)頻率（即對(duì)應(yīng)反作用輪2760 r/min轉(zhuǎn)速）。

2）加速度計(jì)測(cè)量出3個(gè)軸向的振動(dòng)量級(jí)：y向?yàn)?.0 mg，x向?yàn)?.2 mg，z向?yàn)?.8 mg，衛(wèi)星在軌段振動(dòng)較小。

加速度計(jì)測(cè)量數(shù)據(jù)表明，衛(wèi)星在軌工作狀態(tài)下整星微振動(dòng)環(huán)境較小，對(duì)星上有精度控制要求的敏感器、天線指向功能等無影響。加速度計(jì)數(shù)據(jù)經(jīng)FFT變換后，能夠識(shí)別出星上擾振是由反作用輪工作引起的，該衛(wèi)星平臺(tái)如果后續(xù)需要配置有指向精度要求的機(jī)構(gòu)，其工作頻率應(yīng)避開上述擾振頻率。

2.5 小結(jié)

1）星箭界面橫向響應(yīng)峰值（＜100 Hz頻段）基本發(fā)生在起飛和跨聲速狀態(tài)下，縱向最大響應(yīng)出現(xiàn)在助推器分離和一二級(jí)分離狀態(tài)下；實(shí)測(cè)結(jié)果基本在星箭耦合分析結(jié)果包絡(luò)內(nèi)并遠(yuǎn)小于整星地面驗(yàn)收級(jí)試驗(yàn)條件。

2）星上服務(wù)艙板低頻響應(yīng)在起飛段和跨聲速段較界面處放大較多，載荷艙板則低頻響應(yīng)主要表現(xiàn)在起飛段、跨聲速段和助推器分離前；與耦合分析相比，衛(wèi)星艙板在25 Hz以上響應(yīng)相差較大，而耦合分析結(jié)果中并未體現(xiàn)出星上結(jié)構(gòu)的局部頻率特性，因此星上位置的分析結(jié)果與實(shí)際飛行環(huán)境存在一定的差異，出現(xiàn)發(fā)射實(shí)測(cè)環(huán)境明顯高于耦合分析結(jié)果的情況。設(shè)計(jì)及試驗(yàn)人員應(yīng)對(duì)衛(wèi)星結(jié)構(gòu)的局部特性深入了解，充分評(píng)估衛(wèi)星結(jié)構(gòu)在其局部共振頻點(diǎn)的抗力學(xué)環(huán)境能力。

3）地面試驗(yàn)的載荷輸入條件相對(duì)實(shí)測(cè)環(huán)境存在很大的試驗(yàn)裕度，尤其在避開整星基頻及艙板局部頻率的其他頻段內(nèi)，因此系統(tǒng)級(jí)地面試驗(yàn)條件存在一定的向下裁剪空間，同時(shí)對(duì)于應(yīng)用于本衛(wèi)星平臺(tái)或近似衛(wèi)星結(jié)構(gòu)的安裝在服務(wù)艙和載荷艙上的單機(jī)產(chǎn)品（天線等可展開特殊產(chǎn)品除外），在保證裕度前提下可以考慮單機(jī)力學(xué)環(huán)境條件的降低或裁剪。

4）星上服務(wù)艙、載荷艙隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)（100～2000 Hz）主要發(fā)生在起飛和跨聲速兩個(gè)工況，而二/三級(jí)飛行段因發(fā)動(dòng)機(jī)脈動(dòng)引起的隨機(jī)響應(yīng)遠(yuǎn)小于跨聲速段，說明發(fā)動(dòng)機(jī)脈動(dòng)對(duì)衛(wèi)星基本無影響。因此，目前地面試驗(yàn)中采用噪聲試驗(yàn)?zāi)M飛行中跨聲速、起飛等狀態(tài)引起的隨機(jī)振動(dòng)是可行的，并且能夠包絡(luò)飛行段的星上隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)。

5）星箭分離數(shù)據(jù)與地面分離沖擊試驗(yàn)響應(yīng)環(huán)境基本一致，地面分離試驗(yàn)?zāi)軌蜉^好地模擬飛行狀態(tài)；在軌微振動(dòng)量級(jí)較低，反作用輪主要擾振頻率明顯，但量級(jí)較低，衛(wèi)星在軌環(huán)境良好。

3 結(jié)束語(yǔ)

通過對(duì)某衛(wèi)星發(fā)射及在軌運(yùn)行經(jīng)歷的力學(xué)環(huán)境參數(shù)的測(cè)量，獲取了 CZ-3A系列運(yùn)載火箭發(fā)射某大型平臺(tái)衛(wèi)星過程中星箭界面和星上的力學(xué)環(huán)境飛行數(shù)據(jù)，為加深理論認(rèn)識(shí)提供了依據(jù)。由飛行數(shù)據(jù)與系統(tǒng)級(jí)地面仿真分析、試驗(yàn)條件的對(duì)比分析可知：目前階段針對(duì)該型運(yùn)載火箭的星箭耦合分析在界面處的橫向分析結(jié)果相對(duì)準(zhǔn)確，縱向結(jié)果約在20 Hz后大于實(shí)際飛行數(shù)據(jù)；星箭耦合分析中的星上響應(yīng)并不能體現(xiàn)艙板的局部力學(xué)特性，設(shè)計(jì)人員應(yīng)引起重視；此外，衛(wèi)星地面振動(dòng)試驗(yàn)存在較大的裕度，試驗(yàn)條件可以考慮降低。雖然本次任務(wù)僅為一次發(fā)射的飛行實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，但對(duì)于相似平臺(tái)衛(wèi)星和同系列運(yùn)載火箭具有重要的參考價(jià)值。上述結(jié)論可供后續(xù)衛(wèi)星結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、單機(jī)組件進(jìn)行抗力學(xué)環(huán)境設(shè)計(jì)參考。

參考文獻(xiàn)（References）

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（編輯：許京媛）

Dynamics parameter measurement and analysis of certain satellite platform during the launch and in orbit

LIU Chen1, ZHU Jiantao1, LIU Lihong2, CHEN Zhonggui1, GAO Fei3
(1. Beijing Institute of Spacecraft System Engineering, Beijing 100094, China;2. Shandong Institute of Space Electronic Technology, Yantai 264000, China;3. Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering, Beijing 100094, China)

In order to obtain the dynamics response parameters of the satellite during the launch and in-orbit phase, a measurement system is designed to collect and save these data, and to send them to the ground. The system is loaded on a large satellite platform and the measurement mission is completed successfully. The important and significant data, such as the sine vibration response, the random vibration response, the pyro-shock response and the micro-vibration of the in-orbit structure between the interface of SC/LV and on the satellite structure, are obtained and analyzed, and also compared with the ground test results and the SC/LV coupling analysis results. The results show that in the satellite-rocket interface, the coupling analysis is quite good in the horizontal direction and for several frequency segments in the vertical direction, but a large margin exists for other frequencies and on the satellite. Thus the design should be further optimized, including the modifying of satellite model, the tailoring of test conditions, and the design for similar satellite platform for better mechanical properties.

boost phase; dynamics parameters measurement; vibration response; comparison and analysis

O313.4；V417+.7

：A

： 1673-1379(2017)03-0270-07

10.3969/j.issn.1673-1379.2017.03.008

劉 晨（1985—），男，主要從事航天器總體設(shè)計(jì)及系統(tǒng)級(jí)力學(xué)分析、環(huán)境試驗(yàn)工作。E-mail: jackychenjob@163.com。

2017-03-07；

2017-05-18

劉晨，朱劍濤，劉麗紅, 等. 某平臺(tái)衛(wèi)星發(fā)射及在軌力學(xué)環(huán)境測(cè)量與分析[J]. 航天器環(huán)境工程, 2017, 34(3)：270-276

LIU C, ZHU J T, LIU L H, et al. Dynamics parameter measurement and analysis of certain satellite platform during the launch and in orbit[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2017, 34(3)： 270-276