太阳翼挠性模拟器

1.一种太阳翼挠性模拟器，其特征在于，包括基座、第一模拟部件、第二模拟部件、第三模拟部件及力矩传感器；其中，
第一模拟部件、第二模拟部件、第三模拟部件依次连接，并通过与第一模拟部件连接的基座安装于气浮平台；
第一模拟部件包括第一横梁、第一转轴、第一弹簧组件及下部配重块；下部配重块对称安装于第一横梁两侧，用于调节第一模拟部件绕第一转轴旋转的转动惯量作为太阳翼第一阶模态转动惯量的模拟值，并初步调节第一模拟部件的第一阶模态频率；第一弹簧组件安装在第一转轴，用于精调第一模拟部件的第一阶模态频率，作为太阳翼第一阶模态频率的模拟值；
第二模拟部件包括第二横梁、第二转轴、第二弹簧组件及中部配重块；中部配重块对称安装于第二横梁两侧，用于调节第二模拟部件绕第二转轴旋转的转动惯量作为太阳翼第六阶模态转动惯量的模拟值，并初步调节第二模拟部件的第一阶模态频率；第二弹簧组件安装在第二转轴，用于精调第二模拟部件的第一阶模态频率，作为太阳翼第六阶模态频率的模拟值；
第三模拟部件包括第三横梁、第三转轴、第三弹簧组件及上部配重块；上部配重块对称安装在第三横梁两侧，用于调节第三模拟部件绕第三转轴旋转的转动惯量作为太阳翼第十二阶模态转动惯量的模拟值，并初步调节第三模拟部件的第一阶模态频率；第三弹簧组件安装在第三转轴，用于精调第三模拟部件的第一阶模态频率，作为太阳翼第十二阶模态频率的模拟值；
力矩传感器设置于第一转轴近于气浮平台处，用于测量太阳翼挠性模拟器向气浮平台输出的力矩。
2.如权利要求1所述的模拟器，第一转轴、第二转轴及第三转轴共线，且与气浮平台垂直。
3.如权利要求2所述的模拟器，第一横梁、第二横梁、第三横梁的长度依次减小。
4.如权利要求3所述的模拟器，还包括：
第一紧固部，安装于第一横梁与第一转轴连接处，用于调节第一模拟部件的第二阶模态频率；
第二紧固部，安装于第二横梁与第二转轴连接处，用于调节第二模拟部件的第二阶模态频率；
第三紧固部，安装于第三横梁与第三转轴连接处，用于调节第三模拟部件的第二阶模态频率。
5.如权利要求4所述的模拟器，调节完成后，第一模拟部件的第二阶模态频率大于第二模拟部件及第三模拟部件的第一阶模态频率，第二模拟部件的第二阶模态频率大于第三模拟部件的第一阶模态频率。
6.如权利要求5所述的模拟器，第一弹簧组件、第二弹簧组件、第三弹簧组件中任一均包括：设置有8个夹持孔与2个U形槽的组件主体、8根弹簧；其中，组件主体为直四棱柱，其相对的两个表面各设置4根弹簧；弹簧一端固定于夹持孔，另一端可动地连接于U形槽。
7.如权利要求1-6任一所述的模拟器，第一转轴、第二转轴、第三转轴均采用角接触球轴承。
8.如权利要求7所述的模拟器，还包括：
设置于第一横梁侧面中部的第一弯曲模态调节部，其与第一横梁两端弹性连接，用于调节第一模拟部件的第三阶模态频率；
设置于第二横梁侧面中部的第二弯曲模态调节部，其与第二横梁两端弹性连接，用于调节第二模拟部件的第三阶模态频率；
设置于第三横梁侧面中部的第三弯曲模态调节部，其与第三横梁两端弹性连接，用于调节第三模拟部件的第三阶模态频率。
9.如权利要求8所述的模拟器，还包括：
设置于第一横梁上表面中部的第一弯曲模态调整部，其与第一横梁两端弹性连接，用于调节第一模拟部件的第四阶模态频率；
设置于第二横梁上表面中部的第二弯曲模态调整部，其与第二横梁两端弹性连接，用于调节第二模拟部件的第四阶模态频率；
设置于第三横梁上表面中部的第三弯曲模态调整部，其与第三横梁两端弹性连接，用于调节第三模拟部件的第四阶模态频率。
10.如权利要求9所述的模拟器，第一模拟部件、第二模拟部件及第三模拟部件的第一阶模态振型为绕Y方向扭转，第二阶模态振型为绕Z方向扭转，第三阶模态振型为绕Y方向弯曲，第四阶模态振型为绕Z方向弯曲；
其中，Y方向为第一转轴所在方向，Z方向为垂直于第一转轴与第一横梁的方向。

太阳翼挠性模拟器\n技术领域\n[0001] 本发明涉及航天技术领域，尤其涉及一种太阳翼挠性模拟器。\n背景技术\n[0002] 现代航天器随着功能的不断增加，复杂程度不断提高，如大型太阳能帆板等挠性附件也不断增多。由于挠性附件采用低刚度的轻质材料制造，因此航天器在轨飞行的时候很容易受到各种推进力的作用而产生大幅度振动，挠性附件的振动与航天器本体的的运动相互耦合会对航天器的姿态稳定及定向精度产生影响，甚至损坏仪器使航天器失效。因此，设计太阳翼挠性模拟器在地面进行物理仿真实验，来研究挠性附件对航天器本体结构的影响具有重要意义。\n[0003] 太阳翼具有质量轻、高挠性的特点，易受到外部干扰产生弹性振动，根据这一特点，目前地面仿真实验系统中的模拟器主要分为主动式和被动式两种。其中，主动式通过添加激振部件来模拟太阳翼受到干扰后所产生的弹性振动，并通过电控系统控制所需产生的振动形式；被动式不借助外部激振，而通过调整模拟器的结构来模拟太阳翼的模态和转动惯量。现有的太阳翼模拟器具有如下不足：\n[0004] (1)主动式模拟器通过激振部件产生所需振动形式，而振动改变时其转动惯量几乎不变，因此无法模拟航天器太阳翼不同模态对应不同转动惯量的特点，模拟可靠性较低。\n[0005] (2)航天器太阳翼刚度较低，模态阶数高且低频密集，现有的模拟器一般几何尺寸较小，模态频率较高，难以实现频率的准确模拟。另外，太空环境无外阻，太阳翼各阶模态振幅较大，现有的模拟器振动随模态阶数迅速减弱，无法实现各阶模态振幅的真实模拟。\n[0006] (3)实际测试中，往往不需关注太阳翼的大多数模态，只需对系统影响较大的模态进行模拟即可，现有技术无法提供上述选择性的模态模拟。\n[0007] (4)实际应用中常常需要对扭转、弯曲等模态参数分别进行设置，现有技术无法实现。\n[0008] 因此，现有技术的上述瓶颈使得一种更为高效、模拟精度更高、可以解决上述问题的太阳翼挠性模拟器成为亟需。\n发明内容\n[0009] 本发明提供一种太阳翼挠性模拟器，采用轴系、横梁、配重块、弹性结构及力矩传感器进行被动式模拟，能够真实呈现航天器太阳翼不同模态对应不同转动惯量的特点，具有较高的模拟可靠性；以不同模拟部件的一阶模态模拟太阳翼对航天器姿态稳定影响较大的一、六、十二阶模态，准确体现太阳翼各阶模态频率较低、振幅较强的特点；并通过设置各类调节部件实现了弯曲模态与扭转模态的独立调整，大大提高了模拟精度，在工程应用中具有广阔的应用前景。\n[0010] 本发明提供一种太阳翼挠性模拟器，包括基座、第一模拟部件、第二模拟部件、第三模拟部件及力矩传感器；其中，第一模拟部件、第二模拟部件、第三模拟部件依次连接，并通过与第一模拟部件连接的基座安装于气浮平台；\n[0011] 第一模拟部件包括第一横梁、第一转轴、第一弹簧组件及下部配重块；下部配重块对称安装于第一横梁两侧，用于调节第一模拟部件绕第一转轴旋转的转动惯量作为太阳翼第一阶模态转动惯量的模拟值，并初步调节第一模拟部件的第一阶模态频率；第一弹簧组件安装在第一转轴，用于精调第一模拟部件的第一阶模态频率，作为太阳翼第一阶模态频率的模拟值；\n[0012] 第二模拟部件包括第二横梁、第二转轴、第二弹簧组件及中部配重块；中部配重块对称安装于第二横梁两侧，用于调节第二模拟部件绕第二转轴旋转的转动惯量作为太阳翼第六阶模态转动惯量的模拟值，并初步调节第二模拟部件的第一阶模态频率；第二弹簧组件安装在第二转轴，用于精调第二模拟部件的第一阶模态频率，作为太阳翼第六阶模态频率的模拟值；\n[0013] 第三模拟部件包括第三横梁、第三转轴、第三弹簧组件及上部配重块；上部配重块对称安装在第三横梁两侧，用于调节第三模拟部件绕第三转轴旋转的转动惯量作为太阳翼第十二阶模态转动惯量的模拟值，并初步调节第三模拟部件的第一阶模态频率；第三弹簧组件安装在第三转轴，用于精调第三模拟部件的第一阶模态频率，作为太阳翼第十二阶模态频率的模拟值；\n[0014] 力矩传感器设置于第一转轴近于气浮平台处，用于测量太阳翼挠性模拟器向气浮平台输出的力矩。\n[0015] 优选地，第一转轴、第二转轴及第三转轴共线，且与气浮平台垂直。\n[0016] 优选地，第一横梁、第二横梁、第三横梁的长度依次减小。\n[0017] 优选地，所述模拟器还包括：\n[0018] 第一紧固部，安装于第一横梁与第一转轴连接处，用于调节第一模拟部件的第二阶模态频率；\n[0019] 第二紧固部，安装于第二横梁与第二转轴连接处，用于调节第二模拟部件的第二阶模态频率；\n[0020] 第三紧固部，安装于第三横梁与第三转轴连接处，用于调节第三模拟部件的第二阶模态频率。\n[0021] 优选地，调节完成后，第一模拟部件的第二阶模态频率大于第二模拟部件及第三模拟部件的第一阶模态频率，第二模拟部件的第二阶模态频率大于第三模拟部件的第一阶模态频率。\n[0022] 优选地，第一弹簧组件、第二弹簧组件、第三弹簧组件中任一均包括：设置有8个夹持孔与2个U形槽的组件主体、8根弹簧；其中，组件主体为直四棱柱，其相对的两个表面各设置4根弹簧；弹簧一端固定于夹持孔，另一端可动地连接于U形槽。\n[0023] 优选地，第一转轴、第二转轴、第三转轴均采用角接触球轴承。\n[0024] 优选地，所述模拟器还包括：\n[0025] 设置于第一横梁侧面中部的第一弯曲模态调节部，其与第一横梁两端弹性连接，用于调节第一模拟部件的第三阶模态频率；\n[0026] 设置于第二横梁侧面中部的第二弯曲模态调节部，其与第二横梁两端弹性连接，用于调节第二模拟部件的第三阶模态频率；\n[0027] 设置于第三横梁侧面中部的第三弯曲模态调节部，其与第三横梁两端弹性连接，用于调节第三模拟部件的第三阶模态频率。\n[0028] 优选地，所述模拟器还包括：\n[0029] 设置于第一横梁上表面中部的第一弯曲模态调整部，其与第一横梁两端弹性连接，用于调节第一模拟部件的第四阶模态频率；\n[0030] 设置于第二横梁上表面中部的第二弯曲模态调整部，其与第二横梁两端弹性连接，用于调节第二模拟部件的第四阶模态频率；\n[0031] 设置于第三横梁上表面中部的第三弯曲模态调整部，其与第三横梁两端弹性连接，用于调节第三模拟部件的第四阶模态频率。\n[0032] 优选地，第一模拟部件、第二模拟部件及第三模拟部件的第一阶模态振型为绕Y方向扭转，第二阶模态振型为绕Z方向扭转，第三阶模态振型为绕Y方向弯曲，第四阶模态振型为绕Z方向弯曲；\n[0033] 其中，Y方向为第一转轴所在方向，Z方向为垂直于第一转轴与第一横梁的方向。\n[0034] 由以上技术方案可知，本发明提供的太阳翼挠性模拟器，能够实现航天器太阳翼的精确模拟，并对受到关注的几个模态进行针对性仿真。本发明在频率、振幅等方面均与处于工作状态的太阳翼逼近，且可独立调节扭转模态与弯曲模态，具有较强的实用性。\n附图说明\n[0035] 图1是本发明的太阳翼挠性模拟器结构示意图；\n[0036] 图2是本发明的配重块安装示意图；\n[0037] 图3是本发明的弹簧组件安装示意图；\n[0038] 图4是本发明的弹簧组件结构示意图；\n[0039] 图5是本发明的第一模拟部件第一阶模态振型示意图；\n[0040] 图6是本发明的第一模拟部件第二阶模态振型示意图；\n[0041] 图7是本发明的第一模拟部件第三阶模态振型示意图；\n[0042] 图8是本发明的第一模拟部件第四阶模态振型示意图。\n具体实施方式\n[0043] 为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举出优选实施例，对本发明进一步详细说明。然而，需要说明的是，说明书中列出的许多细节仅仅是为了使读者对本发明的一个或多个方面有一个透彻的理解，即便没有这些特定的细节也可以实现本发明的这些方面。\n[0044] 本发明的发明人考虑到，航天器在轨飞行的时候很容易受到各种推进力的作用而产生大幅度振动，挠性附件的振动与航天器本体的的运动相互耦合会对航天器的姿态稳定及定向精度产生影响，甚至损坏仪器使航天器失效。因此，需要设计太阳翼挠性模拟器在地面进行物理仿真实验，来研究挠性附件对航天器本体结构的影响。\n[0045] 目前地面仿真实验系统中的模拟器主要分为主动式和被动式两种。其中，主动式通过添加激振部件来模拟太阳翼受到干扰后所产生的弹性振动，并通过电控系统控制所需产生的振动形式。现有的主动式模拟器包括以下方法：\n[0046] (1)通过投入推力可控的电动激振器，使挠性模拟器产生高频振动，并通过加速度计和应变计进行数据收集和处理。\n[0047] (2)在试验台上安装喷气装置，其喷嘴喷气产生反作用力，驱动卫星产生角运动，从而使挠性板产生振动，通过测振装置实时测得挠性板的振型，进行挠性动力学仿真。\n[0048] 被动式不借助外部激振，而通过调整模拟器的结构来模拟太阳翼的模态和转动惯量。\n[0049] 现有的太阳翼模拟器具有如下不足：\n[0050] (1)主动式模拟器通过激振部件产生所需振动形式，而振动改变时其转动惯量几乎不变，因此无法模拟航天器太阳翼不同模态对应不同转动惯量的特点，模拟可靠性较低。\n[0051] (2)航天器太阳翼刚度较低，模态阶数高且低频密集，现有的模拟器一般几何尺寸较小，模态频率较高，难以实现频率的准确模拟。另外，太空环境无外阻，太阳翼各阶模态振幅较大，现有的模拟器振动随模态阶数迅速减弱，无法实现各阶模态振幅的真实模拟。\n[0052] (3)实际测试中，往往不需关注太阳翼的大多数模态，只需对系统影响较大的模态进行模拟即可。譬如，近年来对太阳翼振动的研究表明，太阳翼的1、6、12阶模态易于与航天器本体耦合，进而影响航天器姿态稳定与定位精度，且不易通过主动振动控制、被动振动控制方法减振，所以有必要选取上述模态进行针对性模拟，但是现有技术无法提供上述选择性的模拟。\n[0053] (4)实际应用中常常需要对扭转、弯曲等模态参数分别进行设置，现有技术无法实现。\n[0054] 针对上述问题，本发明的发明人采用多个由横梁、转轴、弹簧部件、配重块组成的模拟部件分别模拟太阳翼的各模态，以各部件的低阶模态模拟太阳翼的高阶模态，实现了太阳翼频率与振幅的真实再现。且可通过不同的调节装置对扭转、弯曲模态进行自如调节，大大提高模拟器参数的调节精度。同时，本发明的太阳翼模拟器能够真实模拟太阳翼不同模态对应不同转动惯量的特点。\n[0055] 可以理解，本发明所使用的术语“第一”、“第二”等在本文中用于描述各种元件，但这些元件不受上述术语限制。上述术语仅用于将一个元件与另一个元件区分。举例而言，在不脱离本发明范围的情况下，可以将第一模拟部件称为第二模拟部件，也可以将第二模拟部件称为第一模拟部件，第一模拟部件与第二模拟部件都是模拟部件，但二者不是同一模拟部件。\n[0056] 另外，指代方位的名词根据惯例依据处于工作状态时所在的方位。譬如，上、中、下部配重块是以工作中所处的相对位置来描述，横梁侧面、上表面也是针对工作时的横梁而言。特别的，本文中的Y为转轴所在方向，X为横梁所在方向，Z为垂直于转轴与横梁的方向，三者组成了本文的三维直角坐标系。\n[0057] 图1示出了本发明的太阳翼挠性模拟器结构，参见图1，太阳翼挠性模拟器包括基座4、第一模拟部件1、第二模拟部件2、第三模拟部件3及力矩传感器(图中未示出)。\n[0058] 具体而言，第一模拟部件1、第二模拟部件2、第三模拟部件3由下到上依次叠加，每一个均可独立绕轴转动。第一模拟部件1处于最下方与基座4连接。一般地，基座4采用重量较轻的铸铝。太阳翼挠性模拟器通过基座4安装于单轴气浮平台，安装方式可以是常见的螺栓连接。\n[0059] 上述三个模拟部件结构类似。第一模拟部件1包括第一横梁11、第一转轴、第一弹簧组件及下部配重块12。第一横梁11中部设置第一转轴，下部配重块12对称安装于第一横梁11两侧，第一弹簧组件安装在第一转轴。弹簧组件的安装如图3所示(三个弹簧组件的安装方式相似)。下部配重块12为金属薄片，中间用螺栓定位，四周用螺栓固定，其安装方式如图2所示，上部配重块、中部配重块与下部配重块的材料及安装方式类似。\n[0060] 通过改变下部配重块12的数量可以调节第一模拟部件1绕第一转轴旋转的转动惯量、及初步调节第一模拟部件1的第一阶模态频率。第一弹簧组件用于精调第一模拟部件1的第一阶模态频率。上述第一模拟部件1的转动惯量、第一阶模态频率分别用于模拟太阳翼第一阶模态的转动惯量与频率。\n[0061] 第二模拟部件2包括第二横梁21、第二转轴、第二弹簧组件及中部配重块22。第二横梁21中部设置第二转轴，中部配重块22对称安装于第二横梁21两侧，第二弹簧组件安装在第二转轴。中部配重块22用于调节第二模拟部件2绕第二转轴旋转的转动惯量，并初步调节第二模拟部件2的第一阶模态频率。第二弹簧组件用于精调第二模拟部件2的第一阶模态频率。上述第二模拟部件2的转动惯量、第一阶模态频率分别用于模拟太阳翼第六阶模态的转动惯量与频率。\n[0062] 第三模拟部件3包括第三横梁31、第三转轴、第三弹簧组件及上部配重块32。第三横梁31中部设置第三转轴，上部配重块32对称安装于第三横梁31两侧，第三弹簧组件安装在第三转轴。上部配重块32用于调节第三模拟部件3绕第三转轴旋转的转动惯量，并初步调节第三模拟部件3的第一阶模态频率。第三弹簧组件用于精调第三模拟部件3的第一阶模态频率。上述第三模拟部件3的转动惯量、第一阶模态频率分别用于模拟太阳翼第十二阶模态的转动惯量与频率。\n[0063] 轴系提供对上部结构的支撑，考虑到承载能力和摩擦系数的要求，第一转轴、第二转轴、第三转轴均采用角接触球轴承。进一步地，本发明实施例中的轴承为型号是7208B的角接触球轴承，内径d＝40mm、外径D＝80mm、宽度B＝18mm，其额定动载荷为32500N，额定静载荷为23500N。第一转轴、第二转轴及第三转轴共线，且与气浮平台垂直。\n[0064] 较佳地，第一弹簧组件、第二弹簧组件、第三弹簧组件的结构类似，其中任一均包括组件主体与8根弹簧。弹簧组件结构如图4所示，参见图4，组件主体为直四棱柱，设置有8个夹持孔与2个U形槽，相对的两个表面各设置4根弹簧。弹簧一端固定于夹持孔，另一端可动地连接于U形槽。图中所示的夹持方式能够保证弹簧安装位置准确且便于调整。工作时，通过U形槽改变弹簧长度从而实现模态频率的精调。\n[0065] 力矩传感器设置于第一转轴近于气浮平台处，一般距气浮平台不超过100mm，用于测量太阳翼挠性模拟器向气浮平台输出的力矩。\n[0066] 使用时，首先调整配重块满足转动惯量的要求，同时实现模拟部件第一阶频率的初步调节，之后通过弹簧组件实现第一阶频率的精调。\n[0067] 通过上述设置，本发明的太阳翼挠性模拟器实现了以下技术效果：\n[0068] (1)采用被动式模拟体现了太阳翼不同模态对应不同转动惯量的特点。\n[0069] (2)采用三个独立的模拟部件实现了针对影响航天器姿态较为严重的1、6、12阶模态的分别模拟。\n[0070] (3)以模拟部件的一阶模态模拟太阳翼的高阶模态，使得模态振幅、固有频率与实际值吻合，克服了现有技术中模拟器的固有频率过高、振幅较小、与真实数据偏离的缺陷。\n[0071] 在本发明优选实施例中，第一横梁11、第二横梁21、第三横梁31的长度依次减小，以使三者的固有频率依次升高，便于模态频率的调节。\n[0072] 实际应用中，为了便于后续通过配重块、弹簧组件调节模态频率，需要对第一横梁、第二横梁、第三横梁的长度进行合理设置，以降低模态参数调节时间，增加系统实用性。\n为此，本发明首先利用有限元分析技术获取截面为120mm*120mm的横梁的长度与第一阶模态频率的关系；接着统计各类太阳翼的1、6、12阶模态频率，获得普适性数据，譬如，一种代表性的太阳翼1、6、12阶模态频率分别为0.0679Hz、0.124Hz、0.1825Hz；之后采用迭代回归算法获取拟合结果最优的横梁长度关系。本发明提出如下公式，能够适用于各类太阳翼的\n1、6、12阶模态模拟，实现横梁的各模态频率与模拟值接近，以降低后续微调难度，加快模拟器的调节过程。\n[0073]\n[0074] 其中，L1、L2、L3分别为第一横梁、第二横梁、第三横梁的长度，公式要求第一横梁、第二横梁、第三横梁的横截面形状与面积相同。\n[0075] 在本发明优选实施例中，第一横梁、第二横梁、第三横梁的长度依次为6米、5.841米、1.5米，符合公式1。\n[0076] 需要说明的是，第一、二、三模拟部件的第一阶模态振型为绕Y方向扭转，模拟太阳翼的第1、6、12阶模态。为了调节第一、二、三模拟部件的第二阶模态频率，本发明设置第一、二、三紧固部。\n[0077] 具体地，第一紧固部安装于第一横梁11与第一转轴连接处，用于调节第一模拟部件1的第二阶模态频率。第二紧固部安装于第二横梁21与第二转轴连接处，用于调节第二模拟部件2的第二阶模态频率。第三紧固部安装于第三横梁31与第三转轴连接处，用于调节第三模拟部件3的第二阶模态频率。\n[0078] 一般地，第一、二、三模拟部件的第二阶模态振型为绕Z方向扭转，模拟太阳翼相应扭转振型模态。\n[0079] 通过上述设置，本发明实现了模拟器第二阶模态频率的独立调节，提高了太阳翼模态的模拟精度。\n[0080] 工程应用中，为了防止三个模拟部件之间的干扰，通过调节使第一模拟部件1的第二阶模态频率大于第二模拟部件2及第三模拟部件3的第一阶模态频率，第二模拟部件2的第二阶模态频率大于第三模拟部件3的第一阶模态频率。\n[0081] 作为一个优选方案，太阳翼挠性模拟器还设置第一弯曲模态调节部、第二弯曲模态调节部、第三弯曲模态调节部以调节各模拟部件的第三阶模态频率。\n[0082] 具体地，第一、二、三弯曲模态调节部均为刚度可调的弹性结构。第一弯曲模态调节部设置于第一横梁11侧面中部，与第一横梁11两端弹性连接，用于调节第一模拟部件1的第三阶模态频率。第二弯曲模态调节部设置于第二横梁21侧面中部，与第二横梁21两端弹性连接，用于调节第二模拟部件2的第三阶模态频率。第三弯曲模态调节部设置于第三横梁\n31侧面中部，与第三横梁31两端弹性连接，用于调节第三模拟部件3的第三阶模态频率。\n[0083] 在本发明优选实施例中，模拟部件的第三阶模态振型为绕Y方向弯曲，即弯曲形变方向与Y方向垂直。各模拟部件的第三阶模态频率用于模拟太阳翼弯曲振型的相应模态。\n[0084] 通过上述设置，本发明实现了模拟器第三阶模态频率的独立调节，使得扭转模态与弯曲模态的模拟得到分离，利于对太阳翼解耦的扭转、弯曲模态分别进行精确模拟。\n[0085] 在本发明优选实施例中，太阳翼挠性模拟器还包括设置于第一横梁11上表面中部的第一弯曲模态调整部、设置于第二横梁21上表面中部的第二弯曲模态调整部、设置于第三横梁31上表面中部的第三弯曲模态调整部，分别用于调节相应模拟部件的第四阶模态频率。\n[0086] 上述弯曲模态调整部均为刚度可调的弹性结构，与所在横梁两侧弹性连接。较佳地，模拟部件的第四阶模态振型为绕Z方向弯曲，即弯曲形变方向与Z方向垂直。各模拟部件的第四阶模态频率用于模拟太阳翼弯曲振型的相应模态。\n[0087] 太阳翼挠性模拟器调节完成后，对其进行模态分析，可以得到各阶模态的具体数据。图5-8分别示出了第一模拟部件的第一、二、三、四阶模态振型，从中可以看到如上所述的各个振型，图中的水平方向为X方向，竖直方向为Y方向。第二、三模拟部件的振型与第一模拟部件类似。\n[0088] 通过上述设置，本发明实现了模拟器第四阶模态频率的独立调节，使得扭转模态与弯曲模态的模拟得到分离，利于对太阳翼解耦的扭转、弯曲模态分别进行精确模拟。\n[0089] 实际应用中，可通过下列公式计算弹簧对轴产生的扭矩，判断是否符合要求：\n[0090] F＝ΔL×K  公式2\n[0091] M＝F×R  公式3\n[0092] 其中，M为扭矩，F为弹簧产生的拉力，R为回转半径，K为弹簧刚度，ΔL为弹簧形变。\n[0093] 通过公式4计算摩擦力矩，判断是否满足要求：\n[0094]\n[0095] 其中，M1为摩擦力矩，μ为摩擦系数，d为轴承内径，f为承载力。\n[0096] 可由公式5计算各模态阻尼比：\n[0097]\n[0098] 其中，ζ为阻尼比，A1、A2为各周期振幅。\n[0099] 根据本发明提供的太阳翼挠性模拟器，采用三台模拟部件叠装在单轴气浮台中心，模拟部件与单轴气浮台之间安装力矩传感器用于测量模拟器对于转台的力矩大小，进而模拟太阳翼对于航天器本体的影响。当单轴气浮台模拟航天器本体运动时，挠性模拟结构也会受到扰动产生振动，通过力矩传感器输出信号解算出力矩的大小，即可分析模拟器不同转动惯量、不同模态频率对航天器本体结构的影响。在此基础上可以对太阳翼结构进行优化设计，以减弱其对航天器本体的干扰。另外，本发明不需要设计控制系统与动力系统，与现有技术相比更为简便易行、成本较低。\n[0100] 本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分步骤是可以通过程序来指令相关的硬件来完成，该程序可以存储于一计算机可读取存储介质中，如：\nROM/RAM、磁碟、光盘等。\n[0101] 以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，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和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。