CN103616151A - 洁净环境下航天器着陆冲击试验系统及试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种洁净环境下进行航天器着陆冲击试验的试验系统，包括着陆释放机构、模拟着陆面、冲击响应测量系统和着陆进程位姿测量系统，着陆释放机构由电控释放吊钩、吊梁组件和限位保护带组成，电控释放吊钩通过吊带悬挂于吊车吊钩上，着陆释放机构采用垂直方式起吊，将航天器提升至需要高度后，通过控制电控释放吊钩，使吊梁组件和航天器同时掉落，通过控制限位保护带的长度，达到控制吊梁组件的下降高度，确保航天器着陆后，吊梁不与航天器发生干涉或碰撞。本发明能够完成洁净环境下的探测器结构热控器着陆冲击试验，其中涉及的着陆释放机构采用电控挂弹钩和限位保护绳设计，可根据试验要求设计和调整着陆高度，释放机构安全可靠、方便操作。

Description

洁净环境下航天器着陆冲击试验系统及试验方法

技术领域

本发明属于航天器动力学试验的技术领域，具体涉及一种在洁净环境下进行航天器着陆冲击试验的试验系统以及使用该系统进行着陆冲击试验的试验方法。

背景技术

有着陆需求的航天器（如登月航天器）在着陆瞬时会以一定的速度和姿态与目标着陆面接触，瞬时产生高量级冲击载荷。一般情况下，着陆时会依靠着陆缓冲机构的缓冲作用，吸收掉部分着陆瞬时的冲击能量，但冲击载荷不可避免地作用在航天器上产生冲击响应效应。这一类航天器在研制阶段，为确保在目标着陆面的稳定安全着陆，需开展着陆冲击试验，模拟着陆瞬时的抗冲击特性，考核典型工况下的抗冲击性能。试验过程中需要测量航天器着陆速度、姿态、角速度、缓冲行程等位姿参数，同时测量着陆器关键部位和关键设备连接处的冲击响应，用于验证分析结构设计的可靠性。考虑到航天器的技术状态为结构热控器，试验需要在洁净环境下进行。另外，在着陆冲击试验后还需进行多项试验工作，必须确保航天器在着陆冲击试验过程中不发生非试验性损坏。因此，需要一套稳定可靠的、可应用于洁净环境下的航天器着陆冲击试验方法。

我国开展探月工程，研制登月航天器，有着陆需求，需针对航天器开展着陆冲击试验项目，目前国内有报道的应用于航天器着陆冲击试验的试验方法仅处于试验研究阶段，未见应用于工程实际。本发明专利基于探月工程航天器着陆冲击试验工程需求，可应用于洁净环境下的航天器着陆冲击试验，用于考核航天器的着陆冲击特性。

发明内容

本发明的目的在于提供一种可应用于洁净环境下的航天器着陆冲击试验系统和相应的试验方法，旨在满足国内有着陆需求的航天器进行着陆冲击试验的要求。

为解决上述技术问题，本发明采用了如下技术方案：

本发明的着陆冲击试验系统包括着陆释放机构、模拟着陆面、冲击响应测量系统和着陆进程位姿测量系统，着陆释放机构由电控释放吊钩、吊梁组件和限位保护带组成，电控释放吊钩通过吊带悬挂于吊车吊钩上，着陆释放机构采用垂直方式起吊，先将着陆释放机构与航天器吊点连接固定后，缓缓吊起航天器，将航天器提升至需要高度后，通过控制电控释放吊钩，使吊梁组件和航天器同时掉落，下落过程中，吊梁组件不与航天器分离且在电控释放吊钩与吊梁组件之间安装3根限位保护带以避免吊梁组件砸到航天器，保护带一端与吊车吊钩连接，另一端与吊梁组件中的吊环和吊梁连接，通过控制限位保护带的长度，达到控制吊梁组件的下降高度，确保航天器着陆后，吊梁不与航天器发生干涉或碰撞；

电控释放吊钩由释放吊钩本体、电缆线和控制开关组成，起吊使用时将吊环放到卡钩上，拉紧锁紧装置，将卡钩锁紧；释放时，挂弹钩通电，锁紧装置自动解锁，卡钩开启，实现释放功能。电控释放吊钩为外购标准件，采用国营124厂GG3-8A型电动挂弹钩。

吊梁组件为公知的航天器吊梁结构，主要由吊环、斜吊带、吊梁、垂直吊带及其它连接标准件（花篮螺丝和卸扣等）组成。

限位保护带用于控制吊梁的下落高度，在吊梁组件中吊环和吊梁两端分别安装1根保护带；三根保护带的另一端与吊车吊钩连接。通过计算保护带的长度控制吊梁的下降高度，使吊梁不会与产品上表面发生磕碰。假设航天器质心下落高度为H，吊梁长度为l，吊钩到吊环的距离为L1，吊环到吊梁得距离为L2，吊梁到航天器最高点的距离为L3，为保证产品着陆后，吊具不对产品产生反作用力，吊梁组件需继续下降一定的高度ΔL<L3，那么与吊环连接的限位保护带的理论设计长度应为：

L=L1+H+ΔL   （1）

与吊梁连接的限位保护带的理论设计长度应为：

$L^{\&prime;}=\sqrt{{(L1+L2+\mathrm{\&Delta;L}+H)}^2+{(l/2)}^2}---\left(2\right)$

模拟着陆面安装在航天AIT中心钢质地轨上，材料选用木质材料，可根据试验要求进行具体选材设计。模拟着陆面采用局部拼接，整体搭接形式，采用高强螺栓固定于模态试验水平钢制轨道上。通过调整高强螺栓的预紧力大小，达到调整模拟着陆面的整体平面度，确保模拟着陆面保持水平，通过对板材表面进行工艺处理，达到调整模拟着陆面表面磨擦系数的目的，主要的工艺手段包括：表面抛光、打磨、喷漆、等，通过在模拟着陆面和着陆脚垫上粘贴尼龙搭扣，可实现航天器着陆后固定不动。

着陆冲击试验冲击响应测量系统为加速度响应或结构应变响应测量系统，分别由加速度传感器或应变计转换成电信号，经由信号适调器或动态应变仪放大滤波后输入到数据采集处理系统进行采集、存储、处理、分析，试验结束后显示各测点的响应数据曲线。

着陆冲击试验位姿测量系统为航天器在试验进程中的位移、速度、姿态角、姿态角速度等位姿参数的测量，整个试验过程由多台高速摄像机同步记录，通过在航天器不同部位粘贴靶标，通过高速摄像机拍摄靶标的下落进程，再通过图像处理软件得到相应的测试参数。

洁净环境下的航天器着陆冲击试验方法的工作原理是采用着陆释放机构将航天器提升至指定高度后，释放航天器，使其做自由落体运动，着陆到模拟着陆面上，达到着陆冲击试验的目的。通过在航天器敏感部位安装高灵敏度冲击响应传感器或应变计，以及采用多方位同步高速摄影等技术手段，获取航天器着陆进程的位姿参数和冲击响应数据，从而实现对航天器结构特性的定量分析和考核验证。当前的航天器研制流程，在结构热控器阶段要求在洁净环境下开展试验工作，一般要求的试验环境为：温度20±5℃，相对湿度30%～60%，洁净度10万级。

一种利用上述试验系统进行航天器着陆冲击试验的方法，包括如下步骤：

a)着陆释放机构的设计与调试

针对不同的航天器，由于结构设计不同，其吊点数目、位置和整体高度等各不相同，因此，需针对性地设计着陆释放机构，但限位保护吊带的设计原则应遵照公式（1）和（2）进行。另外，吊梁的设计并不局限于两点吊梁，一般常用的还有四点吊梁，可根据航天器具体情况来设计。着陆释放机构设计、加工完毕后，应进行调试，确保其可正常工作。

b)模拟着陆面设计与安装

c)模拟着陆面尺寸设计要以航天器的结构尺寸为依据，如果属于带有缓冲机构的航天器，应以缓冲扩展机构的最大包络为依据，如最大包络直径为φ，则面尺寸应不小于1.2φ，厚度一般设计为100mm左右即可。模拟着陆面安装应确保表面平整，可使用水平尺进行测试，安装完毕后应进行适当保护，防止人为损坏。

d)进行模拟件着陆冲击预试验

由于航天器着陆冲击试验属于一次性高风险试验项目，重复性试验易造成航天器损毁，因此在进行正式试验前，应进行预试验，试验的目的是检测各参试系统的工作状态，确保正式试验的成功。预试验可采用模拟件进行，仅要求其质量和吊点位置与参试航天器近似即可。其余参试系统要求采用正式试验系统进行测试。为防止模拟件对模拟着陆面的破坏，可于模拟着陆面上放置海绵等缓冲材料。预试验可多次进行，进一步检测参试各系统的工作可靠性。

e)进行航天器正式着陆冲击试验

首先，对着陆释放机构进行多次空载释放测试，确保其正常工作，在此过程中应再次复核限位保护绳的设计长度是否满足试验要求，将预先安装的加速度传感器或应变计与数据采集系统连通，确保工作正常；其次，断开着陆释放机构电源，着陆释放机构电控挂弹钩处于锁紧状态，与航天器吊点对接，将航天器起吊到试验要求高度（距模拟着陆面的高度）；再次，高速摄影系统进行靶标位置确认，设备具备测试状态；最后，接通电控挂弹钩电源，冲击响应测量系统处于预触发状态，高速摄影系统开启，依据试验口令，按下电控开关，航天器自由下落，高速摄影拍摄记录下落进程，航天器与模拟着陆面接触后，由于冲击响应效应加速度传感器或应变计产生电信号，触发数据采集系统进行响应数据采集，试验结束。

本发明的技术效果如下：

a)本发明提供了一套可应用于洁净环境下的航天器着陆冲击试验方法，首次实现在工程实际的应用，成功完成了某型号探测器结构热控器着陆冲击试验；

b)试验系统所涉及的着陆释放机构采用电控挂弹钩和限位保护绳设计，可根据试验要求设计和调整着陆高度，释放机构安全可靠、方便操作；

c)模拟着陆面材质方便获取，结构形式简单环保，可实现表面磨擦系数从0.2-0.9调整，并可实现航天器着陆后完全固定；

d)成功实施冲击响应测量，响应加速度和应变数据误差可控制在±10%以内；着陆进程位姿测量系统可实现位移测量精度：±5mm（±3σ），速度测量精度：±100mm／s（±3σ），角度测量精度:±0.1°（±3σ）角速度测量精度：±0.1°／s（±3σ）。

附图说明

图1为本发明的航天器着陆冲击试验的试验系统的结构示意图。

其中，1-天车吊钩、2-吊带、3-电控挂弹钩、4-吊环、5-限位保护带、6-斜吊带、7-吊梁、8-垂直吊带、9-电控挂弹钩线缆、10-电控挂弹钩开关、11-高强螺栓、12-模拟着陆面、13-钢质地轨、14-地面、15-加速度传感器或应变计、16-信号调节器或动态应变仪、17-响应数据采集系统、18-高速摄像机、19-靶标、20-图像数据分析系统。

图2为限位保护带长度计算所涉及的关键参数示意图，H-航天器质心下落高度，l-吊梁长度，L1-吊钩到吊环的距离，L2-吊环到吊梁得距离，L3-吊梁到航天器最高点的距离。

具体实施方式

以下介绍的是作为本发明所述内容的具体实施方式，下面通过具体实施方式对本发明的所述内容作进一步的阐明。当然，描述下列具体实施方式只为示例本发明的不同方面的内容，而不应理解为限制本发明范围。

参考图1，本发明包括着陆冲击试验系统，着陆释放机构1-10，模拟着陆面含11-14，冲击响应数据采集系统15-17，位姿测试系统18-20，以及某型号探测器。图1为本发明的航天器着陆冲击试验的试验系统的结构示意图。

开展航天器着陆冲击试验前，首先进行模拟着陆面12的安装，模拟着陆面12通过高强螺栓11固定在钢质地轨13上，钢质地轨13是预先埋设在满足试验环境要求的地面14上，与其通过混凝土固结在一起。试验时，用斜吊带6连接吊环4与吊梁7，将电控挂弹钩3解锁，将吊环4放入电控挂弹钩卡槽内，然后锁紧电控挂弹钩3卡槽，完成吊环4与电控挂弹钩3连接；电控挂弹钩3通过吊带2与吊车吊钩1连接；限位保护带5由三根吊带组成，三根吊带一端均与吊车吊钩1连接，另一端分别与吊环4和吊梁7两端连接；参与试验的航天器通过垂直吊带8与吊梁7连接。在试验时，利用吊车吊钩1将着陆释放机构和航天器一起起吊到试验要求高度，通过启动电控挂弹钩开关10，电控挂弹钩3卡槽解锁，吊环4随之自由下落，同时吊梁7和航天器自由下落，当吊环4和吊梁7下落到限定高度后，限位保护带5将阻止吊环4和吊梁7继续下落，以防止其砸坏航天器。在航天器自由下落进程中，位姿测试系统处于工作状态，在启动电控挂弹钩开关10之前，即启动高速摄像机18，高速摄像机18拍摄预先在航天器上粘贴的靶标19的下落进程图像，将拍摄的图像输入到图像数据分析系统20中，即可获取航天器下落进程的位姿参数。当航天器以一定速度与模拟着陆面12接触时，预先在航天器上粘贴的加速度传感器或应变计15由于冲击响应，随即产生电信号，输入到信号调节器或动态应变仪16中，进行信号调制，再输入到响应数据采集系统17中进行数据采集、分析和处理。试验过程结束。

参考图2，某型号探测器吊点数目为2个，采用两点起吊。首先将着陆释放机构的吊环4装入电控挂弹钩3的卡槽内锁紧，将着陆释放机构通过吊带2悬挂在吊车吊钩1上，然后吊梁组件的垂直吊带8与探测器吊点连接。限位保护带5用于控制吊梁的下落高度，在吊梁组件中吊环4和吊梁7两端分别安装1根限位保护带，三根保护带的另一端连接于吊车吊钩1。

通过计算限位保护带5的长度控制吊梁7的下降高度，使吊梁不会与产品上表面发生磕碰。探测器的着陆腿带有伸缩缓冲机构，那么其质心下落高度由起吊高度和着陆腿的伸缩时质心高度变化两部分构成，试验设计的起吊高度为800±10mm，着陆腿的最大伸缩时质心高度变化量为370mm，吊钩1到吊环4的距离即L1=为500mm，两吊点间距即吊梁长度为2700mm，斜吊带6与吊梁7的夹角为45度，即L2=1350mm，吊梁7距探测器顶部距离即L3=1500mm，设计吊梁7下降高度为ΔL=500mm，于是通过计算可以得到限位保护带5的长度为：

L=L1+H+ΔL=2170mm

$L^{\&prime;}=\sqrt{{(L1+L2+\mathrm{\&Delta;L}+H)}^2+{(l/2)}^2}=3770\mathrm{mm}$

参考图1，某型号探测器着陆后的最大包络尺寸为直径5600mm，因此，模拟着陆面12的设计尺寸为7600×7600mm，厚度为100mm，材质选用松木材料，加工完成后的模拟着陆面12采用高强螺栓11固定在航天AIT中心的钢质地轨13上，安装后的平面度优于3mm/1000mm。

试验前对着陆释放机构进行充分测试，确保工作正常，采用替代模拟件进行预试验工作，模拟件吊点与探测器相同，质量相当，进行两次着陆冲击预示验，各系统工作正常。正式试验前根据试验要求安装加速度传感器或应变计15，粘贴靶标19。正式试验时，接通电控挂弹钩3电源，启动高速摄像机18，按下释放开关10，探测器下落，高速摄像机18工作，当探测器着陆脚垫与模拟着陆面12接触时，加速度传感器或应变计15产生电信号，进入信号调节器或动态应变仪16，再输入到数据采集系统17中进行储存和处理，高速摄像机18拍摄完毕后的图像输入到图像数据分析系统20中处理得到相应的位姿参数信息，整个试验实施过程结束。

某探测器共进行了两次着陆冲击试验，一次是模拟着陆面表面刨光状态，摩擦系数约为0.3，探测器脚垫在模拟着陆面上自由滑行，另一次试验在脚垫和模拟着陆面上分别粘贴尼龙搭扣，探测器下落后探测器保持固定不动。两次试验均取得成功，达到了考核探测器结构的目的，获取了理想的试验数据。

尽管上文对本发明的具体实施方式进行了详细的描述和说明，但应该指明的是，我们可以对上述实施方式进行各种改变和修改，但这些都不脱离本发明的精神和所附的权利要求所记载的范围。

Claims (10)

1.洁净环境下进行航天器着陆冲击试验的试验系统，包括着陆释放机构、模拟着陆面、冲击响应测量系统和着陆进程位姿测量系统，着陆释放机构由电控释放吊钩、吊梁组件和限位保护带组成，电控释放吊钩通过吊带悬挂于吊车吊钩上，着陆释放机构采用垂直方式起吊，先将着陆释放机构与航天器吊点连接固定后，缓缓吊起航天器，将航天器提升至需要高度后，通过控制电控释放吊钩，使吊梁组件和航天器同时掉落，下落过程中，吊梁组件不与航天器分离且在电控释放吊钩与吊梁组件之间安装3根限位保护带以避免吊梁组件砸到航天器，保护带一端与吊车吊钩连接，另一端与吊梁组件中的吊环和吊梁连接，通过控制限位保护带的长度，达到控制吊梁组件的下降高度，确保航天器着陆后，吊梁不与航天器发生干涉或碰撞； 

电控释放吊钩由释放吊钩本体、电缆线和控制开关组成，起吊使用时将吊环放到卡钩上，拉紧锁紧装置，将卡钩锁紧；释放时，挂弹钩通电，锁紧装置自动解锁，卡钩开启，实现释放功能，电控释放吊钩为电动挂弹钩。 

2.权利要求1所述的试验系统，其中，限位保护带用于控制吊梁的下落高度，在吊梁组件中吊环和吊梁两端分别安装1根保护带；三根保护带的另一端与吊车吊钩连接。 

3.权利要求1所述的试验系统，其中，保护带的长度通过以下过程来计算以控制吊梁的下降高度，使吊梁不会与产品上表面发生磕碰，假设航天器质心下落高度为H，吊梁长度为l，吊钩到吊环的距离为L1，吊环到吊梁得距离为L2，吊梁到航天器最高点的距离为L3，为保证产品着陆后，吊具不对产品产生反作用力，吊梁组件需继续下降一定的高度ΔL<L3，那么与吊环连接的限位保护带的理论设计长度应为： 

L=L1+H+ΔL   （1） 

与吊梁连接的限位保护带的理论设计长度应为： 

。

4.权利要求1-3任一项所述的试验系统，其中，模拟着陆面设置在航天AIT中心钢质地轨上，材料选用木质材料。 

5.权利要求4所述的试验系统，其中，模拟着陆面采用局部拼接，整体搭接形式，采用高强螺栓固定于模态试验水平钢制轨道上。 

6.权利要求5所述的试验系统，其中，通过调整高强螺栓的预紧力大小，达到调整模拟着陆面的整体平面度，确保模拟着陆面保持水平，通过对板材表面进行工艺处理来调整模拟着陆面表面的磨擦系数。 

7.权利要求6所述的试验系统，其中，所述工艺处理包括：表面抛光、打磨、喷漆，通过在模拟着陆面和着陆脚垫上粘贴尼龙搭扣，使航天器着陆后固定不动。 

8.权利要求1所述的试验系统，其中，着陆冲击试验冲击响应测量系统为加速度响应或结构应变响应测量系统，分别由加速度传感器或应变计转换成电信号，经由信号适调器或动态应变仪放大滤波后输入到数据采集处理系统进行采集、存储、处理、分析，试验结束后显示各测点的响应数据曲线； 

着陆冲击试验位姿测量系统为航天器在试验进程中的位移、速度、姿态角、姿态角速度等位姿参数的测量，整个试验过程由多台高速摄像机同步记录，通过在航天器不同部位粘贴靶标，通过高速摄像机拍摄靶标的下落进程，再通过图像处理软件得到相应的测试参数。 

9.一种利用权利要求1-8任一项试验系统进行洁净环境下航天器着陆冲击试验的方法，试验环境为：温度20±5℃，相对湿度30%～60%，洁净度10万级，包括如下步骤： 

a)着陆释放机构的设置 

针对不同结构的航天器，设置着陆释放机构，其吊点数目、位置和整体高度要满足试验要求，限位保护吊带的设置原则应遵照公式（1）和（2）进行； 

b)模拟着陆面的设置 

模拟着陆面的尺寸设计要以航天器的结构尺寸为依据，着陆面的面尺寸为最大包络直径的1.2-1.5倍，厚度为100mm左右，模拟着陆面安装应确保表面平整； 

c)进行模拟件着陆冲击预试验 

航天器着陆冲击试验前，应进行预试验，预试验采用模拟件进行，仅要求其质量和吊点位置与参试航天器近似即可，为防止模拟件对模拟着陆面的破坏，于模拟着陆面上放置例如海绵的缓冲材料，预试验进行1次或多次； 

d)进行航天器正式着陆冲击试验 

对着陆释放机构进行多次空载释放测试，确保其正常工作，在此过程中应再次复核限位保护绳的设计长度是否满足试验要求，将预先安装的加速度传感器或应变计与数据采集系统连通，确保工作正常；其次，断开着陆释放机构电源，着陆释放机构电控挂弹钩处于锁紧状态，与航天器吊点对接，将航天器起吊到试验要求高度（距模拟着陆面的高度）；再次，高速摄影系统进行靶标位置确认，设备具备测试状态；最后，接通电控挂弹钩电源，冲击响应测量系统处于预触发状态，高速摄影系统开启，依据试验口令，按下电控开关，航天器自由下落，高速摄影拍摄记录下落进程，航天器与模拟着陆面接触后，由于冲击响应效应加速度传感器或应变计产生电信号，触发数据采集系统进行响应数据采集，试验结束。 

10.如权利要求9所述的试验方法，其中，吊梁包括两点吊梁或四点吊梁。 

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