CN106596155A - 一种空间飞行器分离试验系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种空间飞行器分离试验系统及方法，包括重力平衡装置、悬吊装置、吊点调节装置、惯性测试装置、摄影装置、时间信号测量装置组成。第二分离试验件与地面固定，第一分离体通过吊点调节装置和悬吊装置与重力平衡装置连接，重力平衡装置输出平衡力，模拟失重环境，分离后上端分离试验件能够6个自由度自由运动，分离过程中通过惯性测试装置测试分离体加速度和角速度，摄影装置测试分离体的分离速度，时间信号测量装置分离时间，完成分离参数测试后，重力平衡装置对分离试验件进行减速缓冲。本试验方法实现了空间飞行器分离特性参数的全面测定，测试精度高、操作简便、效率高、适应性强、安全可靠等效益。

Description

一种空间飞行器分离试验系统及方法

技术领域

本发明涉及空间飞行器地面试验技术领域，特别涉及一种空间飞行器分离试验系统及方法。

背景技术

随着空间飞行器的发展，特别是深空探测任务要求的发展，飞行器朝多组合状态，多飞行工况发展，如探月、探火、载人航天等任务，飞行器均由多器构成，飞行过程中涉及多器分离，研制过程中需开展大量地面分离试验，验证设计的正确性和合理性。目前，GJB2205规定了多种分离试验方法，分别为星箭解锁试验法、落塔式试验法、摆式试验法。星箭解锁试验法仅用于测试解锁功能，并不能测试分离的性能指标；大型分离体采用落塔式试验法，引入较大的空气动力学扰动误差，分离安全性差，分离后减速缓冲复杂；摆式分离试验法，测试解锁功能测试，测试分离速度，不能完成分离姿态全面测量，测试精度影响大，产品安全保护复杂。

发明内容

本发明的目的在于提供一种空间飞行器分离试验系统及方法，以解决现有的空间飞行器分离试验方法无法精确地测试分离的性能指标的问题。

为实现上述目的，本发明提供了一种空间飞行器分离试验系统，用于分离第一分离试验件与第二分离试验件以获取试验参数，所述第二分离试验件固定设置在地面上，分离试验开始前，所述第一分离试验件与第二分离试验件间通过分离机构连接，该系统包括：重力平衡装置、悬吊装置、吊点调节装置、惯性测试装置、摄像装置、时间信号测量装置及控制器；

其中，重力平衡装置与所述悬吊装置相连接，所述悬吊装置通过吊点调节装置与所述第一分离试验件相连接，所述重力平衡装置用于在分离期间为所述第一分离试验件提供平衡力，所述吊点调节装置用于在分离过程中进行悬吊装置与第一分离试验件间的连接点在三个方向上的位置调节；

所述摄像装置为若干个，设置于所述第一分离试验件与第二分离试验件的周围，用于拍摄分离过程中的所述第一分离试验件与第二分离试验件，以同步联合测量分离过程中所述第一分离试验件在三个轴向上的分离位移、分离速度数据；

所述惯性测试装置设于所述第一分离试验件上，用于检测分离过程中所述第一分离试验件的加速度及角速度；

所述时间信号测量装置，用于获取分离时间及分离同步数据；

所述控制器用于在分离试验开始时控制所述分离机构的分离以及分离结束后重力平衡装置的锁定，以及采集分离试验的各项过程数据并基于过程数据计算空间飞行器实际分离时的相对速度。

较佳地，所述吊点调节装置与所述第一分离试验件的连接处设置有万向节，所述万向节的中心设置于所述第一分离试验件的质心处。

较佳地，第一分离试验件与第二分离试验件的结构形式、质量特性、分离界面接口与实际飞行器相同。

较佳地，所述时间信号测量装置包括行程开关、微动开关，所述行程开关、微动开关设于所述第一分离试验件上，用于获取分离时间及分离同步数据。

较佳地，所述重力平衡装置包括低摩擦的油缸及蓄能器，所述蓄能器为所述油缸提供稳定压力的液压油，液压油驱动油缸内的活塞，所述活塞输出与第一分离试验件重力相同的力至第一分离试验件。

本发明还提供了一种空间飞行器分离试验方法，用于分离第一分离试验件与第二分离试验件以获取试验参数，包括以下内容：

(A)将所述第二分离试验件固定设置在地面上，分离试验开始前，第一分离试验件与第二分离试验件间通过分离机构连接，形成分离面；

(B)控制器在分离试验开始时控制所述分离机构的解锁分离，采用时间信号测量装置测试分离面处各分离机构的分离时间；

(C)采用重力平衡装置在分离期间为所述第一分离试验件提供平衡力，采用悬吊装置连接所述重力平衡装置与所述第一分离试验件，并在安装过程通过吊点调节装置进行所述悬吊装置与第一分离试验件间的连接点在三个方向上的位置调节，确保吊点位置与分离试验件质心重合；

(D)在所述第一分离试验件与第二分离试验件的周围设置若干个摄像装置，以在所述第一分离试验件与第二分离试验件分离的过程中进行拍摄获取三轴位移；

(E)采用惯性测试装置测试分离期间所述第一分离试验件的加速度及角速度；

(F)完成分离过程参数测试后，采用重力平衡装置进行对所述第一分离试验件的减速缓冲，并在所述第一分离试验件返回至所述分离面位置后通过控制器控制所述重力平衡装置的锁定；

(G)控制器根据获取的试验参数进行结果分析。

较佳地，在分离期间采用重力平衡装置为所述第一分离试验件动态输出恒定的平衡力，同时所述重力平衡装置进行输出平衡力实时的测量及记录，并根据所述第一分离试验件的重力进行输出平衡力的调节。

较佳地，将柔性吊绳作为所述悬吊装置并通过吊点调节装置与所述第一分离试验件相连接，通过所述吊点调节装置与所述第一分离试验件的连接处设置有万向节，所述万向节设置于第一分离试验件的质心处。

较佳地，所述控制器发送脉冲信号至所述惯性测试装置、摄影装置及时间信号测量装置，在分离期间所述重力平衡装置、惯性测试装置、摄影装置及时间信号测量装置分别以所述脉冲信号为基准进行测试时间的同步。

较佳地，所述根据试验参数进行结果分析具体为：基于分离期间所述第一分离试验件的速度，控制器按照下式推导计算空间飞行器实际分离时的相对速度V：

其中，V₀为分离期间所述第一分离试验件的速度；m₁为分离期间所述第一分离试验件的质量；m₂为所述第二分离试验件的质量，m为所述第一分离试验件、吊点调节装置及悬吊装置的重量和。

本发明的空间飞行器分离试验方法及系统，在分离试验开始前，两分离体上下布置，分离面水平，其中下端分离试验件与地面固定，上端分离体通过吊点调节装置和悬吊装置与重力平衡装置连接，悬吊装置吊绳垂直，上下分离试验件之间采用飞行器的分离机构(分离机构)连接，重力平衡装置输出平衡力，平衡上端分离试验件重力，模拟失重环境。分离试验开始，接到分离指令后，分离机构解锁分离，两分离试验件以一定的速度分开，期间重力平衡装置提供恒定的平衡力，平衡分离机构重力，分离后上端分离试验件能够6个自由度自由运动，不受约束，模拟失重环境下分离体的分离，分离过程中惯性测试装置通过惯性元件测试分离体分离的加速度和角速度，高速摄影系统测试分离体的分离速度，时间测量装置测试分离面分离机构各分离机构分开的时间，分离试验件完成参数测试后，重力平衡装置对分离试验件进行减速缓冲，并完成锁定功能。通过分离试验测试，可全面获取分离体的分离速度、分离姿态、解锁分离的时间及同步性指标。本试验方法实现了空间飞行器分离特性参数的全面测定，采用本发明取得测试参数全面、精度高、操作简便、效率高、适应性强、安全可靠等效益。

附图说明

图1为本发明优选实施例的空间飞行器分离试验系统组成图；

图2为本发明优选实施例的摄像装置与惯性测试装置的布局图；

图3为本发明优选实施例的重力平衡装置的结构图；

图4为本发明优选实施例的吊点调节装置的示意图。

具体实施方式

为更好地说明本发明，兹以一优选实施例，并配合附图对本发明作详细说明，具体如下：

如图1、2所示，本实施例提供的空间飞行器分离试验系统，用于分离第一分离试验件A与第二分离试验件B，其中，第二分离试验件B通过固定工装8固定设置在地面上，分离试验开始前，第一分离试验件A与第二分离试验件B间通过分离机构连接，本实施例中的分离机构包括若干个锁紧装置，第一分离试验件A与第二分离试验件B间未分离时形成一待分离面C，锁紧装置即设置在分离面C处连接两待分离体。具体地，该系统包括：重力平衡装置1、悬吊装置2、吊点调节装置3、惯性测试装置4、摄像装置5、时间信号测量装置6及控制器(图中未示出)。其中，控制器与惯性测试装置4、摄像装置5、时间信号测量装置6进行数据交互。

重力平衡装置1与悬吊装置2相连接，悬吊装置2通过吊点调节装置3与第一分离试验件A相连接，重力平衡装置1用于在分离期间为第一分离试验件A提供平衡力，模拟失重环境，吊点调节装置3用于在分离过程中进行悬吊装置2与第一分离试验件1间的连接点在三个方向上的位置调节。

参见图2，本实施例中的摄像装置5为4个，具体为4个高速摄影设备，该些摄像装置5均匀地设置于所述第一分离试验件与第二分离试验件的周围，用于拍摄分离过程中的所述第一分离试验件与第二分离试验件，以同步联合测量分离过程中所述第一分离试验件在三个轴向上的分离位移、分离速度及姿态参数的数据，并反馈至所述控制器；

惯性测试装置4设于第一分离试验件上，用于检测分离过程中所述第一分离试验件的线加速度及角速度；

时间信号测量装置6，用于获取分离时间及分离同步数据并反馈至所述控制器；

控制器用于在分离试验开始时控制分离机构的打开及在分离试验结束时控制所述分离机构的锁紧，以及采集分离试验的各项过程数据并基于过程数据计算空间飞行器实际分离时的相对速度。

吊点调节装置与所述第一分离试验件的连接处设置有万向节，所述万向节的中心设置于所述第一分离试验件的质心位置处，避免了重力对第一分离试验件姿态的影响，实现了试验中分离姿态的测试和验证。而吊点调节装置3实现了对连接点处的万向节在三个方向上的位置调节，这也进一步保证了旋转轴心与第一分离试验件的质心重合。

第一分离试验件与第二分离试验件的结构形式与实际的待分离的飞行器相同。

时间信号测量装置包括行程开关、微动开关，所述行程开关、微动开关设于所述第一分离试验件上，用于获取分离时间及分离同步数据。

重力平衡装置1的输出力与所述第一分离试验件的重力相同。如图3所示，本发明重力平衡装置1采用液压系统，包括低摩擦的油缸31及蓄能器32，蓄能器32为所述油缸31提供稳定压力的液压油，液压油驱动油缸内的活塞33，活塞输出与第一分离试验件A重力相同的力至第一分离试验件。其中，蓄能器内设有高压气体36，蓄能器与油源连通，液压油35经过蓄能器后送至油缸。油缸上方设有用于与活塞33配合的缓冲器件34。其具体原理是通过低摩擦油缸输出平衡力，外围液压系统配合大容量蓄能器提供油缸输入压力稳定，同时确保快速响应特性，分离试验时实时高精度提供飞行器抵消重力的平衡力，高效模拟失重环境。同时油缸具有减速缓冲以及到位锁定功能，实现分离试验件分离后到位锁定和安全保护。

其中，本实施例中的分离机构由控制器控制，其包括可以驱动第一分离试验件的驱动装置及可以将其锁定在第一分离试验件与第二分离试验件间的分离面上的锁紧装置，通过驱动装置驱动其以预设速度离开，以及通过锁紧装置分离或锁定第一分离试验件。控制器与各装置的通信接口均与实际的飞行器的一致，第一分离试验件的质量特性也与实际应用中的飞行器一致。分离机构与实际应用中的飞行器的分离机构一致。

上述系统对应于一种空间飞行器分离试验方法，用于分离第一分离试验件与第二分离试验件以获取试验参数，包括以下内容：

(A)将所述第二分离试验件固定设置在地面上，分离试验开始前，第一分离试验件与第二分离试验件间通过分离机构连接，形成分离面；

(B)控制器在分离试验开始时控制所述分离机构的打开，采用时间信号测量装置测试分离面处各分离机构的分离时间；

(C)采用重力平衡装置在分离期间为所述第一分离试验件提供平衡力，采用悬吊装置连接所述重力平衡装置与所述第一分离试验件，并在分离过程中通过吊点调节装置进行所述悬吊装置与第一分离试验件间的连接点在三个方向上的位置调节；

(D)在所述第一分离试验件与第二分离试验件的周围设置若干个摄像装置，以在所述第一分离试验件与第二分离试验件分离的过程中进行拍摄获取三轴位移；

(E)采用惯性测试装置测试分离期间所述第一分离试验件的加速度及角加速度；

(F)完成分离过程参数测试后，采用重力平衡装置进行对所述第一分离试验件的减速缓冲，并在所述第一分离试验件返回至所述分离面位置后通过控制器控制所述分离机构的锁定；

(G)控制器根据获取的试验参数进行结果分析。

在分离期间采用重力平衡装置为所述第一分离试验件动态输出恒定的平衡力，同时所述重力平衡装置进行输出平衡力实时的测量及记录，并根据所述第一分离试验件的重力进行输出平衡力的调节。

将预紧过的柔性吊绳作为所述悬吊装置并通过吊点调节装置与所述第一分离试验件相连接，通过所述掉电调节装置所述吊点调节装置与所述第一分离试验件的连接处设置有万向节，所述万向节设置于第一分离试验件的质心处。

所述控制器发送脉冲信号至所述重力平衡装置、惯性测试装置、摄影装置及时间信号测量装置，在分离期间所述重力平衡装置、惯性测试装置、摄影装置及时间信号测量装置分别以所述脉冲信号为基准进行测试时间的同步。

所述根据试验参数进行结果分析具体为：基于分离期间所述第一分离试验件的加速度及角加速度，控制器按照下式推导计算空间飞行器实际分离时的相对速度V：

其中，V₀为分离期间所述第一分离试验件的速度；m₁为分离期间所述第一分离试验件的质量；m₂为所述第二分离试验件的质量，m为所述第一分离试验件、吊点调节装置及悬吊装置的重量和。

下面进一步对本发明的工作过程进行描述。

实例为某飞行器地面分离试验系统，按照图1和图2状态配置和安装第一分离试验件、第二分离试验件和上述的分离试验系统的各设备。在分离试验件安装前精确测量第一分离试验件及其安装的测试设备的重量，作为重力平衡装置输出力的控制输入；第一分离试验件预先与重力平衡装置1连接，启动重力平衡功能，测试系统平衡重力的能力。重力平衡功能测试完成后进行试验件和其他试验设备的安装和配置，各系统就位后进行系统联试，确保系统工作正常后开展正式分离试验。分离试验时，先启动重力平衡装置1，平衡分离体重力，确认重力平衡后，所有测试系统开启，分离机构的分离机构解锁分离，上下分离体分开，测试系统完成分离过程分离时间、分离速度和分离姿态等参数的测试。第一分离体经过缓冲停止运动，分离试验结束。控制器对测试数据进行处理形成测试报告。

本实施例重力平衡装置1与悬吊装置2间安装有力传感器实施测试输出的平衡力，用于系统控制、状态检测和后期试验结果分析和修正。

本实施例悬吊装置2应用高刚度柔性吊绳，吊绳采用高强度高刚度纤维制成，为了保证提供更高刚度，吊绳内部纤维进行预拉伸处理，在分离体质心处设置低摩擦万向节，实现分离后分离体6个自由度自由运动不受约束，同时保证重力平衡装置1平衡力高效传递到分离试验件。

本实施例吊点调节装置3，具有三向调节功能，如图4，调节装置安装板41与分离体通过相互垂直的腰形孔连接，实现面内2个方向调节，悬吊装置2的万向节与调节装置安装板中心圆孔通过螺杆连接，通过螺杆和螺母配合实现另一个方向的位置调节。保证万向节旋转中心处于质心位置。

本实施例测试系统采用了非接触方式，或将设备安装于分离体测试数据采用本地存储和无线控制方式测量，避免测试电缆对分离姿态产生干扰，提供试验测试精度。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何本领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，对本发明所做的变形或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述的权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种空间飞行器分离试验系统，其特征在于，用于分离第一分离试验件与第二分离试验件以获取试验参数，所述第二分离试验件固定设置在地面上，分离试验开始前，所述第一分离试验件与第二分离试验件间通过分离机构连接，该系统包括：重力平衡装置、悬吊装置、吊点调节装置、惯性测试装置、摄像装置、时间信号测量装置及控制器；

其中，重力平衡装置与所述悬吊装置相连接，所述悬吊装置通过吊点调节装置与所述第一分离试验件相连接，所述重力平衡装置用于在分离期间为所述第一分离试验件提供平衡力，所述吊点调节装置用于在分离过程中进行悬吊装置与第一分离试验件间的连接点在三个方向上的位置调节；

所述摄像装置为若干个，设置于所述第一分离试验件与第二分离试验件的周围，用于拍摄分离过程中的所述第一分离试验件与第二分离试验件，以同步联合测量分离过程中所述第一分离试验件在三个轴向上的分离位移、分离速度数据；

所述惯性测试装置设于所述第一分离试验件上，用于检测分离过程中所述第一分离试验件的加速度及角速度；

所述时间信号测量装置，用于获取分离时间及分离同步数据；

所述控制器用于在分离试验开始时控制所述分离机构的分离以及分离结束后重力平衡装置的锁定，以及采集分离试验的各项过程数据并基于过程数据计算空间飞行器实际分离时的相对速度。

2.根据权利要求1所述的空间飞行器分离试验系统，其特征在于，所述吊点调节装置与所述第一分离试验件的连接处设置有万向节，所述万向节的中心设置于所述第一分离试验件的质心处。

3.根据权利要求1所述的空间飞行器分离试验系统，其特征在于，第一分离试验件与第二分离试验件的结构形式、质量特性、分离界面接口与实际飞行器相同。

4.根据权利要求1所述的空间飞行器分离试验系统，其特征在于，所述时间信号测量装置包括行程开关、微动开关，所述行程开关、微动开关设于所述第一分离试验件上，用于获取分离时间及分离同步数据。

5.根据权利要求1所述的空间飞行器分离试验系统，其特征在于，所述重力平衡装置包括低摩擦的油缸及蓄能器，所述蓄能器为所述油缸提供稳定压力的液压油，液压油驱动油缸内的活塞，所述活塞输出与第一分离试验件重力相同的力至第一分离试验件。

6.一种空间飞行器分离试验方法，其特征在于，用于分离第一分离试验件与第二分离试验件以获取试验参数，包括以下内容：

(A)将所述第二分离试验件固定设置在地面上，分离试验开始前，第一分离试验件与第二分离试验件间通过分离机构连接，形成分离面；

(B)控制器在分离试验开始时控制所述分离机构的解锁分离，采用时间信号测量装置测试分离面处各分离机构的分离时间；

(C)采用重力平衡装置在分离期间为所述第一分离试验件提供平衡力，采用悬吊装置连接所述重力平衡装置与所述第一分离试验件，并在安装过程通过吊点调节装置进行所述悬吊装置与第一分离试验件间的连接点在三个方向上的位置调节，确保吊点位置与分离试验件质心重合；

(D)在所述第一分离试验件与第二分离试验件的周围设置若干个摄像装置，以在所述第一分离试验件与第二分离试验件分离的过程中进行拍摄获取三轴位移；

(E)采用惯性测试装置测试分离期间所述第一分离试验件的加速度及角速度；

(F)完成分离过程参数测试后，采用重力平衡装置进行对所述第一分离试验件的减速缓冲，并在所述第一分离试验件返回至所述分离面位置后通过控制器控制所述重力平衡装置的锁定；

(G)控制器根据获取的试验参数进行结果分析。

7.根据权利要求6所述的空间飞行器分离试验方法，其特征在于，在分离期间采用重力平衡装置为所述第一分离试验件动态输出恒定的平衡力，同时所述重力平衡装置进行输出平衡力实时的测量及记录，并根据所述第一分离试验件的重力进行输出平衡力的调节。

8.根据权利要求6所述的空间飞行器分离试验方法，其特征在于，将柔性吊绳作为所述悬吊装置并通过吊点调节装置与所述第一分离试验件相连接，通过所述吊点调节装置与所述第一分离试验件的连接处设置有万向节，所述万向节设置于第一分离试验件的质心处。

9.根据权利要求6所述的空间飞行器分离试验方法，其特征在于，所述控制器发送脉冲信号至所述惯性测试装置、摄影装置及时间信号测量装置，在分离期间所述重力平衡装置、惯性测试装置、摄影装置及时间信号测量装置分别以所述脉冲信号为基准进行测试时间的同步。

10.根据权利要求6所述的空间飞行器分离试验方法，其特征在于，所述根据试验参数进行结果分析具体为：基于分离期间所述第一分离试验件的速度，控制器按照下式推导计算空间飞行器实际分离时的相对速度V：

$V=\sqrt{\frac{(m_1+m_2){{\mathrm{mV}}_0}^2}{m_1{m}_2}},$

其中，V₀为分离期间所述第一分离试验件的速度；m₁为分离期间所述第一分离试验件的质量；m₂为所述第二分离试验件的质量，m为所述第一分离试验件、吊点调节装置及悬吊装置的重量和。