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| 标准编号 | GB/T 47584-2026 (GB/T47584-2026) | | 中文名称 | 空间站大型挠性结构模态参数在轨测量及辨识方法 | | 英文名称 | On-orbit modal parameters measurement and identification method for large flexible structures of space station | | 行业 | 国家标准 (推荐) | | 中标分类 | V71 | | 国际标准分类 | 49.140 | | 字数估计 | 14,155 | | 发布日期 | 2026-05-25 | | 实施日期 | 2026-12-01 | | 发布机构 | 国家市场监督管理总局、国家标准化管理委员会 | GB/T 47584-2026: 空间站大型挠性结构模态参数在轨测量及辨识方法
GB/T 47584-2026 英文版: On-orbit modal parameters measurement and identification method for large flexible structures of space station
中 华 人 民 共 和 国 国 家 标 准
ICS 49.140CCS V 71
空间站大型挠性结构模态参数在轨测量
及辨识方法
2026⁃05⁃25 发布
2026⁃12⁃01 实施
国 家 市 场 监 督 管 理 总 局
国 家 标 准 化 管 理 委 员 会 发 布
前言
本文件按照 GB/T 1.1-2020《标准化工作导则 第 1 部分：标准化文件的结构和起草规则》的规
定起草。
请注意本文件的某些内容可能涉及专利。本文件的发布机构不承担识别专利的责任。
本文件由全国载人航天标准化技术委员会（SAC/TC 570）归口。
本文件起草单位：北京控制工程研究所、北京空间飞行器总体设计部、上海宇航系统工程研究所、
北京空间科技信息研究所。
本文件主要起草人：郎燕、张国琪、张锦江、李公军、郭朝礼、雷拥军、史纪鑫、李京涛、藏旭、宋晓光、
王旭。
空间站大型挠性结构模态参数在轨测量
及辨识方法
1 范围
本文件规定了空间站大型挠性结构在轨开展模态参数测量及辨识的目的、典型模态参数及观测
量、在轨测量系统、测量与辨识实施时机及流程、实施准备、在轨测量、模态参数辨识处理以及辨识结果
有效性评价。
本文件适用于空间站上太阳翼等大型挠性结构模态参数在轨测量与辨识。其他具有大型挠性结
构的航天器在轨测量与辨识试验参照使用。
4 在轨测量及辨识目的
通过激发空间站特定大型挠性结构的固有模态运动，测量并获取被测大型挠性结构的在轨模态参
数，修正被测挠性结构的模型，为优化控制系统设计提供依据。
5 典型模态参数及观测量
在轨辨识的模态参数一般包括固有频率、模态阻尼和模态振型，这三个模态参数主要从一段时间
内被测大型挠性结构被外力/力矩激发的连续振动运动曲线中获取。位移、加速度和角速度三种物理
量可用于表征挠性结构的振动运动特性。通过采集被测大型挠性结构上单个测点处的位移、加速度或
角速度任一物理量的连续时间曲线，可辨识出固有频率和模态阻尼；通过采集被测大型挠性结构上，同
一时间段内多个测点处的位移或加速度的连续时间曲线，可辨识出模态振型。
6 在轨测量系统
6.1 组成
在轨测量系统由空间站上部署的传感器和信息处理单元组成。传感器用于采集被测大型挠性结
构上测点处的振动特性数据，包括位移传感器、加速度传感器和角速度传感器三类。信息处理单元用
于在轨接收、本地存储和下传传感器的振动特性数据。
6.2 传感器
6.2.1 性能指标要求
传感器性能指标要求如下。
a） 频率响应范围覆盖被测挠性结构的待测频率范围。对空间站太阳翼而言，传感器的频率响应
范围应覆盖 0 Hz~2 Hz。
b） 采样频率一般应为被测挠性结构的待测振动频率上限的 5 倍~10 倍，宜为 10 倍。
c） 测量数据的信噪比应满足空间站模态参数辨识精度要求，宜大于 10。
d） 安装在被测挠性结构上的传感器应体积小、质量轻。
e） 在轨全温范围内的测量误差：
1） 位移传感器优于 2 mm；
2） 加速度传感器优于 2×10-3 m/s2；
3） 角速度传感器优于 1×10-3 °/s。
6.2.2 布局要求
对空间站的被测大型挠性结构动力学开展仿真预示，根据仿真预示结果指导传感器选型和布局位
置。传感器布局位置要求如下。
a） 传感器测点处的激励响应测量数据应具有较高的信噪比，该值宜大于 10。
b） 传感器测点数量应能满足对模态振型的辨识需求，一般选用光学相机。光学相机应能够对被
测挠性结构待测量区域/测点进行有效观测。
c） 满足空间站对测量传感器的安装约束。
6.3 信息处理单元
信息处理单元要求如下。
a） 处理器：主频不低于 50 MHz，时钟计数器 64 位，连续计时能力大于 30 d，满足高速数据采集、
存储和传输以及时钟同步的要求。
b） 数据存储：与测量传感器的单帧数据量和采样频率、单次试验采集时长、多次试验后测控下行
周期等参数相关。空间站在轨测量与辨识任务要求具备不低于 58 GB 的有效存储容量，光学
相机存储区不小于 56 GB ，加速度计存储区不小于 2 GB 。
c） 通信接口：通过空间站以太网下传存储的测量数据。
7 在轨测量与辨识实施时机及流程
7.1 实施时机
空间站发生以下情况之一时，应开展大型挠性结构模态参数的在轨测量及辨识。
a） 空间站太阳翼出现重大变化：例如受到碎片撞击导致结构特性发生较大变化、安装了新型结
构材料的太阳翼。
b） 空间站组合体上新增了其他可能影响控制性能的大型挠性结构。
c） 经空间站工程总体评估认为需要开展在轨辨识的情况。
7.2 实施流程
通过对空间站挠性结构在轨实施主动激励或被动激励，使被辨识挠性结构产生模态振动，通过振
动测量传感器对振动数据进行采集，采集的数据经过测控分系统下传至地面。地面设备接收后，基于
测量数据采用模态辨识方法完成模态参数的识别。
空间站大型挠性结构模态参数在轨测量及辨识试验的实施流程如图 1 所示。
8 在轨实施准备
8.1 飞行姿态要求
主动激励方式下的飞行姿态应满足能源、热控、测控通信、结构、控制等分系统的工程约束，以及振
动测量传感器开展有效测量的使用约束。在优先保证空间站姿态可控的前提下，使姿态角及姿态角速
度误差满足辨识任务要求及姿态控制安全性要求。被动激励方式下的飞行姿态无特定要求。
8.2 激励要求
8.2.1 激励位置要求
主动激励方式下，激励位置应选择有利于使挠性结构的主要模态被激发，并具备工程可行性。
8.2.2 激励方式要求
优先采用空间站上的姿态控制和轨道控制推力器、控制力矩陀螺、挠性结构驱动机构对被测挠性
结构实施主动激励。不便实施主动激励时，也可利用空间站轨道控制、姿态控制以及来访飞船对接冲
击等实施被动激励。
8.2.3 主动激励信号要求
主动激励信号要求如下：
a） 充分激发被测挠性结构动力学运动，激励响应测量数据的信噪比宜大于 10，满足空间站在轨
辨识对振动响应信号强度的最低要求；
b） 激励引起的空间站挠性结构力学载荷应不超过挠性结构的设计约束，对太阳翼根部处产生的
加速度不大于 0.01g，力矩不大于 350 N·m，满足空间站太阳翼结构安全约束；
c） 最大姿态角不超过 30°，最大角速度不超过 0.3°/s，满足空间站姿态安全约束；
d） 控制力矩陀螺激励力矩不大于 200 N·m，满足主动激励执行机构输出能力约束。
8.3 数据采集时长要求
从激励起始时刻开始到可用于辨识的测量数据结束所对应的单次数据采集有效时长，应满足模态
参数辨识精度对试验数据最小时长的要求。该时长通过理论分析及数学仿真等方式确定。
8.4 在轨辨识窗口要求
在轨辨识对时间窗口的要求如下：
a） 轨道的光照条件满足光学相机成像要求；
b） 环境温度条件满足各测量传感器工作温度要求；
c） 测控及光照条件能满足单次在轨辨识试验的最小时间长度要求；
d） 满足空间站对能源、热控分系统的约束。
8.5 试验前辨识精度预示
试验前应进行辨识精度仿真预示，要求如下：
a） 宜考虑测量与执行机构误差、数据处理误差、辨识方法误差等误差源对模态参数辨识精度的
影响，并给出量化分析结果；
b） 辨识精度的量化分析可通过数学仿真或理论计算方式完成；
c） 精度量化评估应覆盖被辨识对象模型参数的可能范围，得到预期可达辨识精度的上下界。
9 在轨测量
9.1 概述
在轨测量分为主动激励下的测量和被动激励下的测量。
9.2 主动激励
9.2.1 激励前准备
主动激励前准备要求如下。
a） 控制分系统应保证空间站的姿态稳定以及控制力矩陀螺群的角动量维持在合理的范围内，空
间站处于试验姿态，被测大型挠性结构处于待测构型。与在轨辨识试验相关的空间站各分系
统工作正常。
b） 对拟施加的主动激励信号应完成空间站力学安全约束复核确认。
c） 完成对试验期间可能出现的姿态角超差、姿态角速度超差、太阳翼根部加速度超差等情况的
处置预案准备。
9.2.2 激励过程
激励过程要求如下：
a） 可通过推力器、控制力矩陀螺、挠性结构驱动机构等激励执行机构对选择的激励信号完成激
励输出，激励信号应满足所选择执行机构的实际能力，确保系统安全；
b） 应采取必要措施保障激励过程的全程受控，不应危害空间站安全。
9.2.3 激励后恢复
每次在轨辨识试验数据收集完成后，控制系统应将空间站姿态角、姿态角速度恢复至任务期望指
标要求范围内，确保空间站姿态安全。
9.2.4 数据采集
在轨辨识试验数据采集包括对激励输入和输出数据的采集。数据采集时段应包括激励过程及激
励结束后的自由响应数据收集。
9.2.5 地面监视处理
在主动激励辨识试验全过程中，地面应密切监视在轨试验状态，及时、准确地判读，发现异常或故
障现象后及时处置。
9.3 被动激励
被动激励过程控制要求如下。
a） 利用空间热环境冲击、空间站姿态轨道机动、来访飞行器对接冲击、太阳翼固定角度伺服、大
型挠性结构常规在轨运动等产生的激励作用实施在轨挠性测量与辨识。
b） 在被动激励开始前，通过遥测数据确认传感器工作状态正常后准备开始采集数据，至被动激
励单次辨识有效时长结束后停止采集数据。采集的所有传感器数据完整下传至地面后，在地
面开展辨识分析。
9.4 异常情况处理
在施加主动激励期间，当空间站姿态角、角速度、挠性结构力学载荷超过安全阈值，或出现激励执
行机构故障、定姿敏感器严重故障时，应立即终止激励，并尽快转入空间站安全保护模式以保证空间站
正常姿态安全。
10 模态参数辨识处理
10.1 数据下传
在轨测量获取的传感器采集数据存储于信息处理单元内部的大容量存储器中。待在轨测量结束
后，根据天地测控链路覆盖情况，地面择机将信息处理单元中的测量数据下传至地面。
10.2 数据预处理
10.2.1 时间同步处理
通过对传感器测量数据的时标对准，完成对各传感器测量数据时间同步处理。同步误差应优于
20 ms，以满足空间站在轨辨识对时间同步精度要求。
10.2.2 其他数据预处理
对传感器原始测量数据进行滤波、异常数据剔除、去趋势、插值等数据预处理，方法如下。
a） 数据滤波：采用数字滤波器实现。如果采用低通滤波器，则滤波器截止带宽应大于拟辨识挠
性模态最高频率，且小于数据采样频率的一半；如果采用带通滤波器，则滤波器通带宽度应覆
盖拟辨识挠性模态频率范围。
b） 异常数据剔除：通过比较当前值与邻近值的变差进行判断，当变差绝对值大于 3 倍传感器测
量均方差时，可将当前值视作异常值剔除，并通过插值方式补充。
c） 数据去趋势：剔除测量数据中所存在的常值偏差及线性偏差。
d） 数据插值：对测量数据中存在的异常值项或空值项，可通过多项式插值方式进行数据补全。
10.3 辨识方法
10.3.1 一般要求
利用挠性结构振动的输入输出数据，或仅利用输出数据来辨识结构的模态参数，一般情况下可采
用频域分析方法和时域分析方法两类辨识方法完成模态参数辨识。对挠性结构模态特性具有时变性、
非线性等情况，宜针对具体特征采用相应的辨识方法。
对可用线性定常模型描述的挠性结构，宜采用快速傅里叶变换（FFT）方法和特征系统实现方法
（ERA）开展模态参数辨识。
10.3.2 快速傅里叶变换（FFT）方法
采用快速傅里叶变换方法可对模态频率进行辨识，方法如下：
a） 基于快速傅里叶变换得到经数据处理后的挠性测量离散采样信号序列对应的离散频谱，根据
离散频谱的幅频曲线，选取幅值明显大于底噪的幅频曲线尖峰值所对应的频点作为挠性结构
的初选模态频率；
b） 对初选模态频率的最终确认应结合被辨识对象动力学特征、传感器响应特性、试验环境等综
合判断。
10.3.3 特征系统实现方法（ERA）
大型挠性结构......
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