1、项目背景 我国一般卫星的结构重量约占卫星总重量的20%，普遍大于国外卫星，这很大程度上降低了卫星搭载有效载荷的能力，大大增加了卫星的研制周期以及发射成本。其中一个主要原因就是地面振动试验过量级考核。传统的振动试验采用加速度控制规范来对卫星进行考核，但由于振动台相当于具有无限阻抗，因此卫星在共振频率下，会导致严重的过试验问题，可能造成卫星受损。卫星为了通过地面的这种过试验考核，在设计过程中不得不增加结构的刚度、强度设计，增加了研制周期，同时不必要的结构重量也极大的增加了发射成本。因此寻找避免试件欠试验和过试验的新的振动控制方法已成为当务之急。理论和实践证明，力限控制振动试验技术通过监测并控制卫星与台面夹具之间的加速度和界面力，使得振动环境更接近真实的主动段飞行载荷条件，避免了航天器过试验的程度，能够为航天器结构轻量化设计提供技术支撑。 2、主要内容 本项目对于力限控制振动试验技术进行了研究，并成功研制了可应用于3000Kg级卫星振动试验的力限控制振动试验系统，其测量精度、控制精度、系统误差等各项指标均满足了整星振动试验的需求，并在国内率先进行了SAST3000平台卫星的整星力限控制振动试验，实现了力限控制振动试验系统在卫星振动试验的应用，圆满完成了某型号卫星的力限控制振动试验。 3、关键创新点 (1).成功研发了一套用于卫星力控振动试验的力测量装置（FMD），该装置测力范围为800kN（纵向）、240kN（横向），力测量误差小于3%，横向频率5~400Hz，纵向频率5~600Hz； (2).研制了一套力限控制振动试验系统，突破了动态力和力矩获取及其反馈控制关键技术，实现了力限及加速度双控振动试验技术，经3000Kg级整星力限控制振动试验证明，系统测量精度及系统误差满足整星力限控制振动试验需求； (3).利用半经验方法结合遥测星箭界面数据，制定了合理可行的力限试验条件，并成功应用于某型号卫星力限控制振动试验验证，为解决卫星传统加速度控制振动试验中的过试验问题提供了有效途径。 4、技术指标 力限控制振动试验系统FMD由8个力传感器，每个传感器轴向测力范围为100KN，横向测力范围为30KN，能够满足3000Kg级航天器的力限振动试验需求。经试验测试，其水平向一阶频率为471.58Hz，垂直向一阶频率为678.56Hz。力测量信号24路，力信号输出8路，满量程情况下力测量误差<3%，整个系统误差<10%。 5、专利论文以及推广应用情况 本项目创新性强，在项目研究过程中获得多项自主知识产权，其中在国内核心期刊发表论文1篇，申报专利5项，申报获得软件著作权1项。 6、经济社会效益和对科技进步的作用 本项目采用自主创新设计，节约研制经费200万元，新增产值830万元，新增利润200万元。 本项目研究成果成功应用于遥感一号动载荷星振动试验，能够更高水平的模拟航天器在发射阶段的动力学环境，提升了八院在航天器地面力学试验领域的技术水平。该项目的研究对我国航天器力学环境模拟水平的提高有重要的意义，可为后续航天器的结构减重设计提供技术支撑。