Mechanical tests

5.5.2.1

Physical properties measurements

a. The  following  physical  properties  of  space  segment  equipment  shall  be  determined  using  tools  and  techniques  that  conform  to  the  required  accuracy: 

1. Dimensions and interfaces;  

2. Mass; 

3. Centre  of  gravity  with  respect  to  a  given  coordinate  system  for  three  mutually perpendicular axes; 

4. Momentum of inertia with respect to the given coordinate system.  NOTE  For  space  segment  equipment  with  simple  shapes, 

the  centre  of  gravity  location  and  momenta  of  inertia can be determined by calculation. 

b. The  space  segment  equipment  shall  be  in  launch  configuration,  unless  this  configuration cannot be reproduced on ground. 

5.5.2.2

Acceleration test (static, spin or transient)

a. The space segment equipment shall be mounted to a test fixture through its  normal mounting points. 

b. When  a  centrifuge  is  used,  it  shall  be  ensured  that  the  length  of  the  arm  (measured to the geometric centre of the space segment equipment) is at least  five  times  the  dimension  of  the  space  segment  equipment  measured  along  the arm. 

NOTE  This  is  to  ensure  uniform  force  distribution  on  the  space segment equipment.  

5.5.2.3

Random vibration test

a. Random  vibration  tests  shall  be  conducted  in  launch  configuration  for  all  axes. 

b. The induced cross axis accelerations at the attachment points shall be limited  to the maximum test levels specified for the cross axis. 

c. In  order  to  evaluate  the  space  segment  equipment  integrity  a  resonance  search shall be performed before and after the random vibration test. 

d. The success criteria for the resonance search shall be: 

1. less  than  5  %  in  frequency  shift,  for  modes  with  an  effective  mass  greater than 10 %; 

2. less  than  20  %  in  amplitude  shift,  for  modes  with  an  effective  mass  greater than 10 %. 

e. Detailed  visual  checks  shall  be  carried  out  when  functional  tests  are  not  performed. 

f. For  space  segment  equipment  which  is  designed  to  be  re‐flown,  the  qualification  test  duration  per  axis  shall  be  in  conformance  with  Table  5‐2  plus 50 seconds per additional flight. 

5.5.2.4

Acoustic test

a. Acoustic tests shall be conducted in a reverberating chamber, with the space  segment  equipment  in  launch  configuration  mounted  on  a  test  fixture  simulating the dynamic flight mounting conditions. 

NOTE  Acoustic  tests  are  often  but  not  always  conducted  on  space  segment  equipment  with  large  surfaces  which are likely to be susceptible to acoustic noise  excitations, e.g. solar arrays, antennas; for this type  of  space  segment  equipment  random  vibration  testing is not performed. 

b. The  space  segment  equipment  and  the  test  fixture  shall  be  decoupled  from  chamber floor and wall structure born vibration. 

c. In  order  to  evaluate  the  space  segment  equipment  integrity  a  low  level  acoustic run (‐8 dB the qualification level) shall be performed before and after  the acoustic qualification run by determining resonant frequencies. 

d. The success criteria for the resonance search shall be: 

1. less  than  5  %  in  frequency  shift,  for  modes  with  an  effective  mass  greater than 10 %; 

2. less  than  40  %  in  amplitude  shift,  for  modes  with  an  effective  mass  greater than 10 %. 

e. For  space  segment  equipment  which  is  designed  to  be  re‐flown,  the  qualification  test  duration  shall  be  in  conformance  with  Table  5‐2  plus  50  seconds per additional flight.  

5.5.2.5

Sinusoidal vibration test

a. Sinusoidal tests shall be conducted in the launch configurations for all axes.  b. A  resonance  search  shall  be  performed  before  and  after  the  sinusoidal 

vibration  test  to  determine  resonance  frequencies  to  evaluate  the  space  segment equipment integrity. 

c. The success criteria for the resonance search shall be: 

1. less  than  5  %  in  frequency  shift,  for  modes  with  an  effective  mass  greater than 10 %; 

2. less  than  20  %  in  amplitude  shift,  for  modes  with  an  effective  mass  greater than 10 %. 

d. Detailed  visual  checks  shall  be  carried  out  prior  and  after  test  to  check  for  visual damage. 

e. The  induced  cross  axis  excitation  shall  be  monitored  to  check  that  the  response in the cross axis does not exceed the specification. 

5.5.2.6

Shock test

a. Shock tests shall be conducted in the item under test configuration relevant  to the event where the shock is produced. 

NOTE  The shock tests demonstrate the ability of the space  segment  equipment  to  withstand  the  shocks  encountered  during  the  lifetime,  e.g.:  fairing  separation,  space  segment  equipment  separation,  booster  burn  out,  apogee  boost  motor  ignition,  solar arrays and antennas deployment, shocks from  landing of reusable elements. 

b. Equipment powered during the event where the shock is produced, shall be  powered during the test. 

c. The  equipment  shall  be  mounted  to  a  fixture  using  its  normal  mounting  points. 

d. The  selected  test  method  shall  achieve  the  specified  Shock  Response  Spectrum with a representative transient, comparable in shape and duration  to the expected in‐flight shock. 

e. To  reduce  the  number  of  shock  activations,  axes  and  directions  may  be  combined, provided the required environment is created.  

f. Detailed visual checks shall be carried out.  g. Hardware integrity shall be verified after the test. 

NOTE  This  is  performed  through  several  ways,  like  performance test, low level sinusoidal vibration pre  and post test, modal survey, alignment. 

h. The  induced  cross  axis  excitation  shall  be  monitored  to  check  that  the  response in the cross axis do not exceed the specification. 

i. The  homogeneity  of  the  shock  around  the  equipment  under  test  shall  be  monitored by at least one pair of sensors mounted at opposite corners of the  equipment. 

5.5.2.7

Micro-vibration generated environment test

a. The measurements of the space segment equipment interface dynamic forces  and torques shall be performed. 

b. The  space  segment  equipment  shall  be  in  its  nominal  operational  configuration similar to the on‐orbit operational conditions. 

5.5.2.8

Micro-vibration susceptibility test

a. The  performance  parameters  shall  be  measured  when  subjected  to  the  maximum predicted micro‐vibration environment. 

b. The  space  segment  shall  be  in  its  nominal  operational  configuration  similar  to the on‐orbit operational conditions.