用模拟试验的方法检验飞行器在动力学环境（冲击、振动、噪声等）下的功能和适应性。它不是模拟某一特定时刻航天器所经历的实际冲击、振动历程，而是对环境响应数据进行统计分析和包络而取得试验规范，作为环境试验的重要依据。

动力学环境试验是航天器的重要试验项目。其目的一方面是对航天器的结构设计进行验证,使航天器在其整个寿命期能够经受各种动力学环境而正常工作,另一方面就是对航天器的制造质量进行环境检验,发现材料、制造工艺等方面的潜在缺陷,从而保证航天器的在轨可靠性。

冲击环境主要是由点火、关机、分离、解锁等火工品工作引起的，称为爆炸冲击。太阳电池翼的展开、重力梯度杆和天线的伸展也会产生冲击。航天器在返回、着陆、着水时虽有降落伞等减速并采取各种缓冲措施，冲击仍较严重。冲击频响很宽，上限达20千赫，冲击源附近的过载响应高达10000g，作用时间以毫秒计，冲击响应随时间、距离的增大而衰减很快。在试验室常用趺落式或撞击式冲击台进行冲击模拟试验，所模拟的冲击谱在低频段偏于保守。爆炸冲击产生振荡衰减型冲击响应与单脉冲冲击不同，用真实火工品模拟（如爆炸螺栓模拟分离解锁等）效果较好。还可以在试验室用振动台模拟冲击谱的合成或瞬态波形的复现，但技术难度大，费用高。如图1所示。

振动环境主要来自发动机噪声、气动噪声、发动机推力脉动等。结构传递的振动频率一般在500赫以下，空气传递的振动频率为10赫～10千赫，都是宽频带随机振动，振动响应大小取决于结构的动特性，一般在100g以内。模拟振动的主要设备是振动台，配以水平滑台可实现三个方面的振动。振动台分为机械式、电磁式和电液式三种。机械式适用于100赫以下的振动试验，电磁式适用于5～3000赫的振动试验，电液式适用于极低频到300赫以下的振动试验。振动试验分单频共振试验、正弦扫频试验和随机振动试验。单频共振试验用于强度考核。正弦扫频试验因简单、经济而被广泛用作随机振动的等效试验。70年代模拟比较真实的随机振动试验技术有了很大的发展。

如图2所示。

声学激振试验广泛应用于大型航天器，总声压级可达150～157分贝。对于面积/重量比大的部件，如太阳电池翼和抛物面天线需要进行声振试验（体积小、结构紧凑的航天器可用随机振动代替声振试验）。把航天器按发射状态的边界条件放在声学混响室内，用高声强的气动扬声器激励达到要求的声强和声谱；也可以把航天器置于特殊形状多声道的行波塔内，模拟高声强气动噪声。中国试验通信卫星采用这种方法进行声振试验。

完成动力试验需要测量、控制和数据处理系统，如加速度（或速度、位移）传感器、应变计、拾音器、信号调节器、频谱分析和合成仪、电平记录仪、示波器和计算机等。80年代振动试验广泛采用正弦带谷扫频、多点平均控制、数控随机振动等新方法，引入了试验裁剪、应力筛选等新概念，使可靠性试验和环境试验结合起来。电子技术的进步，使试验设备向着以小型、微型计算机为主体的数字控制、多功能、多终端、实时数据处理系统方向发展。先进的振动试验系统已能作正弦、随机和瞬态冲击等多种试验，还能兼作振动数据处理和模态分析。

美国

美国一直非常重视航天器故障诊断技术，是最 早开展故障诊断研究的国家。在20世纪80年代以前，主要采用状态监测和基于算法的故障诊断，如 Woosley等人研究的太空实验室的太阳帆板和电源系统的监测和控制系统。 在航天飞机方面，Rogers等人利用人工智能开发工具KEE和G2开发了一个实时的故障诊断系统，对航天飞机的主发动机进行了诊断。它除了 利用传感器信息外，还利用了历史和工程的规则库。Duyar描述了航天飞机主发动机基于模型的故障监测和诊断系统的概念设计，同时还利用了神经网络技术模拟发动机高度的非线性和复杂性。 在“自由号”空间站方面，Davis等人在20世纪90年代初就对“自由号”空间站的系统安全提出了要求，其中就包括故障诊断和检测系统。Morris等人对“自由号”空间站外部热控系统进行了研究，开发了半物理半仿真的故障诊断的演示系统。 在“国际空间站”方面，Thurman讨论了空间站热控系统的自动化系统，特别对其监测控制、故障诊断、故障恢复技术及其软硬件进行了研究。 “深空探测1号”第一次采用了在轨规划器。该规划器是基于人工智能控制体系结构的一部分，该结构还包括任务执行机构和基于模型的故障诊断和系统重置结构。Aljabri研究了自动化技术和融合技术在“深空探测1号”中的应用，采用远程智能体（RA）进行故障诊断。

欧洲

欧洲在航天器故障诊断技术方面也进行了很多研究，开发了一些实用的故障诊断系统。在运载火箭方面，德国的Matijevic在20世纪90年代初就开发了基于模式识别的专家诊断系统，用来对液体火箭发动机进行故障诊断。法国的Delange等人也研究了一种用于Ariane-V火箭发动机的监测系统，具有诊断速度快、准确率高，能在发动机发生严重故障前关闭发动机的特点。现在欧空局已提出了未来的运载火箭技术方案（FLTP），其中很重要的一项就是系统健康监测系统，原计划于2007年完成。此外，在德国D2空间实验室任务中，Hotop等人研究了其中遥控设备的健康监测和故障管理系统，主要采用基于定性知识的专家系统。在“哥伦布”实验舱方面，Funke对实验舱的环境控制和生命保障（ECLSS）技术进行了研究。Dellner针对欧洲可回收平台——“尤里卡”平台（EURECA）的冷闭合系统，采用多值逻辑技术，开发了基于知识的故障管理和故障诊断系统。

日本

日本对航天器的故障诊断技术研究非常重视，特别是H-2火箭接连发射失败后，日本加大了在这方面的投资。在实验舱（JEM）方面，从20世纪80年代末的Shiraki到现在的Yoshikawa等人对实验 舱的环境和生命支持系统（ECLSS）的诊断技术作了详细深入的研究。Sakamoto等人对H-2运载火箭的发动机实时监测技术作了分析。Iwata等人利用基于知识的专家系统和多传感器技术对卫星系统进行故障诊断与健康监测。

俄罗斯

俄罗斯在故障诊断技术方面具有先进的技术和丰富的实践经验。Katorgin等人对大功率液体火箭发动机开发了健康监测和寿命评估与预测系统。Vasilchenko等人对“暴风雪号”（Buran）航天飞机 开发了轨道实时自动监测、预测系统，并向航天员提供可视化信息，便于其监测和控制航天飞机的运行状况。

中国

近年来，我国在航天器故障诊断技术方面对国 外相关技术进行了跟踪研究，主要在理论上做了一 些研究工作。北京控制工程研究所研制出了卫星控制系统实时故障诊断专家系统原形（SCRDES），将其用于卫星地面检测以及卫星飞行状态的地面在线实时故障诊断。哈尔滨工业大学分别与中国空间技术研究院等单位合作对载人飞船和空间站电源系统、推进系统以及“风云”卫星的故障诊断进行了 深入的研究，取得了一定的经验，并且已经分别 开发出故障诊断原型系统。但是，国内所开发的大部分故障诊断系统基本上还属于实验型，要达到实用化阶段还有许多工作要做。航天器的地面环境试验对提高航天器的可靠性起着至关重要的作用，关于航天器环境试验中故障诊断系统的研究更是势在必行[2]。

(1) 故障诊断系统已从原来单一的各个分系统（如电源系统和热控系统）的故障诊断专家系统向 着集系统状态监测、故障诊断和故障修复为一体的航天器集成健康管理（IVHM）系统发展。

(2) 故障诊断方法已由原来单一的诊断方法（如基于规则诊断方法、基于故障树诊断方法等）向着各个诊断方法相结合的方向发展。但对于航天器这样复杂的大型结构，为了满足其实时性要求，其诊断系统的核心部分（即诊断推理模块）一般都采用基于模型的推理，而且这个推理模型对于系统级推理通常采用定性模型或因果依赖关系模型，很少直接采用定量模型。

(3) 随着计算机技术的飞速发展，故障诊断系统也采用了许多新的技术，如网络化技术、组件化技术、优秀的人机界面技术等。这对于诊断系统的开发和维护、资源的合理利用以及远程诊断技术提供了有力的支持。

系统的设计思想

航天器动力学环境试验故障诊断专家系统要求能根据测得的振动加速度响应信号与应变信号对航天器结构的变化进行实时监测。若发现异常能够及时给出报警信息，并根据已知的故障模式进行诊断，确定故障源。根据航天器结构故障诊断的需求，在设计诊断系统方案时应遵循以下几条原则：

(1) 保证系统的通用性和可扩性。为了使所设计的航天器故障诊断专家系统能够适应大多数航天器型号的使用要求，应采用模块化系统结构设计，使设计更加灵活合理，便于对诊断系统进行扩充和完善。

(2) 保证系统的高可靠性。采用软件工程中的数据流思想进行软件开发，并采用单元测试、集成测试和确认测试等测试手段对软件系统进行严格测试。这不仅便于诊断系统的开发和管理，而且可大大提高诊断系统软件的可靠性。

(3) 提供良好的人机交互功能。诊断系统应尽量为用户提供更多的有用信息，帮助人们快速进行故障定位。为此，诊断系统提供的人机交互功能主要包括

① 实时显示各测点遥测数据及报警信息，画面要清晰、直观；

② 允许用户查询各种数据，提供详细的诊断解释信息，提高系统的透明度；

③ 允许用户修改各种故障数据。

(4) 提供知识库管理系统，便于知识库的扩充。专家系统是一个知识和数据处理系统，其性能取决于它拥有的知识的数量和质量，而专家系统的知识需要在系统的使用过程中不断扩充和完善。为此须设计一个专用的知识库管理系统，使用户可以很方便地对知识库进行修改和扩充，并能进行简单的维护。

(5) 采用标准数据库，便于数据信息交互。选 择通用数据库存储数据信息，使数据接口更为标准化，而且故障诊断系统的各功能模块也能够以通用数据库为中心进行工作 [3] 。

系统功能需求分析

航天器动力学环境试验故障诊断专家系统应能完成各种数据的存储管理、通讯、分析及对故障的监测报警、诊断解释等任务。其系统结构如图3所示。

1.诊断系统各模块及主要功能

(1) 数据通讯模块：接收推进系统各测点的仿真或遥测数据，进行数据预处理后转换成固定格式存入测点数据库，供分析和诊断软件使用，同时将当前数据以内存交换方式提供给测控报警模块。

(2) 测控报警模块：实时监测各测点的状态，遇异常即在屏幕上给出报警信息，并存入报警信息库

(3) 报警信息查询模块：查询报警记录，使用户迅速了解航天器各平台故障形式。

(4) 报警参数库管理模块：提供输入、删除、修改、查询等功能。

(5) 数据查询模块：利用多种方式查询各测点的数据记录，并以报表的形式打印输出。

(6) 故障诊断模块：根据当前获取的测点数据，利用知识库中的诊断知识，模拟人类专家解决问题的方式对推进系统存在的故障进行推理诊断。它不仅能诊断航天器结构当前存在的故障，还能根据历史数据对航天器结构过去某一时刻的运行状态进行诊断。

(7) 征兆获取模块：采用故障树的形式，对测点数据进行分析处理，提出故障判据，存入征兆事实库。

(8) 诊断解释模块：向用户解释诊断推理依据，增加系统的透明度。

(9) 故障对策模块：针对诊断结果，根据知识库中对策知识提供相应的故障对策。

(10) 知识库管理模块：提供输入、删除、修改、查询等管理功能，使用户不必了解知识库的内部结构即可方便地修改和扩充知识库；另外还可提供语法检查功能。

2.诊断系统应包含的7个库文件

(1) 测点数据库：存放各测点的振动加速度数据或应变数据，包括当前和历史数据。

(2) 报警参数库：存放各卫星平台结构各测点的报警阈值，供监测报警和故障诊断用。

(3) 报警信息库：存放一组报警记录，包含航天器所属结构平台、报警的时间、报警测点名称及实测数据等。

(4) 故障参数库：存放一组故障记录，包含航天器所属平台、故障发生的时间及故障名称等信息。

(5) 解释对策库：存放当前诊断结果，诊断解释及相应的故障对策等信息。

(6) 知识库：存放航天器结构故障诊断有关的各种知识，包括诊断知识和对策知识等。(7) 征兆事实库：存放系统推理过程中用到的所有征兆事实。

论述的航天器动力学环境试验故障诊断专家系统可以采用模态参数、频域参数、小波系数等作为故障诊断的特征向量。在这里特别讨论一下小波系数作为故障诊断特征向量的可行性。

1.小波变换简介

小波变换思想是由法国从事石油信号处理的工程师Morlet在1984年首先提出的。 小波变换从基函数角度出发，吸取傅立叶变换中的三角基与短时傅立叶变换中的时移函数的特点，形成振荡、衰减的基函数。它在时域和频域方面同时具有良好的局部化性质。小波分析的基本思想是用一组函数去表示或逼近一个信号或函数，这一组函数称为小波函数系，它是通过一基本小波函数的平移和伸缩构成的。

2.基于小波系数进行故障诊断的应用验证为了验证基于小波分析的故障诊断原理的正确性，进行了卫星简化结构的典型故障试验。

试验结果表明：

(1) 小波变换的多分辨分析特性，为卫星结构的故障诊断提供了有效的分析手段。

(2) 试验中，充分利用了小波变换的多尺度特性，运用小波分解算法，将不同频段的信号分解到相应的频带中，信号在不同频段的分布特征是判断故障类型的重要依据，从而达到提取故障特征的目的。

(3) 结果与理论分析相一致，表明在卫星结构正弦扫频信号的故障特征选择及特征提取中，小波分析理论作为一种工具，起着很重要的作用。

宇航动力学国家重点实验室于2009年9月经科技部批准立项建设，依托单位为西安卫星测控中心，具有独一无二的测控设备、测控数据和工程实践优势，是我国汇集航天器轨道、姿态动力学专业人才和科研成果最齐全的实验室。