CN106644369B - 一种航天器地面仿真用多维连续喷气推力装置 - Google Patents

Abstract

公开了一种航天器地面仿真用多维连续喷气推力装置，包括：电机、进动机构、气量调整锥、喷气组件、进气管、外壳；喷气组件由气阀门、喷气口组成；电机与进动机构相连，用于驱动进动机构前后移动；气量调整锥设置在外壳内部，其一端与进动机构相连，另一端为锥形端，且锥形端可部分伸入气阀门；气量调整锥可在进动机构的带动下调节锥形端伸入气阀门的长度；气阀门与气量调整锥的锥形端相配合，用于调节喷气口的喷气冲量。本发明的装置可实现推力的连续改变，实现推力调节的连续控制。进一步的，本发明的装置可实现更高的精度控制，并可适用于更多的应用场合。

Description

一种航天器地面仿真用多维连续喷气推力装置

技术领域

本发明涉及航天器运动模拟技术领域，尤其涉及一种航天器地面仿真用多维连续喷气推力装置。

背景技术

航天器姿态轨道控制系统在地面进行全物理仿真时要用到喷气推力模拟装置，用于在全物理仿真实验中检验卫星控制系统的性能。全物理仿真系统通常基于气浮台构建，气浮台的气浮轴承依靠压缩空气形成高压气膜将模拟台体浮起，进而模拟卫星在外太空所处的微干扰力矩的运行环境。

通常，喷气推力模拟装置固定在气浮台上，其喷气推力大小固定，方向也固定不变。这样带来的问题是：为了获得不同大小的推力，往往需要配置推力大小不一样的多台喷气推力器；为了满足多维度控制，往往也需要配置多台喷气装置。因此，极大地增加了设备的复杂度与模拟成本。此外，由于不能对推力进行连续控制，传统的喷气推力模拟装置不能满足很多模拟场景的使用需求。

为了对推力进行连续控制，以往是通过脉冲工作方式调节气阀门的开合时间，进而调节喷气推力的大小。该脉冲控制方式存在的问题是：控制精度不高，适用场景受限。尤其是在需要连续小推力的行星引力模拟场景中，由于待模拟的引力是一个一直存在的较小的力，即便通过脉冲控制方式改变喷气冲量大小，也会给实验带来较大的误差。

鉴于此，亟需一种能实现喷气推力大小的连续改变、且控制精度高、适用范围广的新的喷气推力装置。

发明内容

本发明的目的在于提出一种能实现喷气推力大小的连续改变、且控制精度高、适用范围广的新的喷气推力装置。

本发明提出了一种航天器地面仿真用多维连续喷气推力装置，包括：电机、进动机构、气量调整锥、喷气组件、进气管、外壳；所述喷气组件由气阀门、喷气口组成；

所述电机与进动机构相连，用于驱动进动机构前后移动；

所述气量调整锥设置在外壳内部，所述气量调整锥的一端与进动机构相连，所述气量调整锥的另一端为锥形端，且所述锥形端可部分伸入气阀门；所述气量调整锥用于在进动机构的带动下调节锥形端伸入气阀门的长度；

所述气阀门与气量调整锥的锥形端相配合，用于调节喷气口的喷气冲量；所述喷气口的一端与气阀门相连，所述喷气口的另一端与外壳外部连通；所述进气管设置在外壳外部，且所述进气管的一端与外壳内部连通。

优选的，所述进动机构包括：丝杠、螺母；所述螺母固定设置在丝杠上，并且可绕丝杠旋转；所述电机带动所述螺母旋转，所述螺母通过旋转带动所述丝杠相对气阀门前后移动。

优选的，所述装置还包括：偏航调节组件、俯仰调节组件；所述偏航调节组件设置在俯仰调节组件的下方，用于调节装置的偏航角；所述俯仰调节组件与外壳下部、偏航调节组件分别相连，用于调节装置的俯仰角。

优选的，所述偏航调节组件包括：由上至下依次设置的偏航框架、偏航轴承副、偏航基台；其中，所述偏航轴承副与偏航框架、偏航基台分别相连。

优选的，所述俯仰调节组件包括：由上至下依次设置的俯仰框架、俯仰轴承副；所述俯仰框架与所述偏航框架相互垂直设置，且所述俯仰框架通过俯仰轴承副与偏航框架相连。

优选的，所述气量调整锥的锥形端的斜率k满足：

0.2≤k≤1。

优选的，所述喷气口为喇叭形喷气口。

优选的，所述装置还包括控制器；所述控制器与电机相连，用于控制电机的运动。

优选的，所述装置还包括安装基座；所述安装基座设置在所述偏航调节组件的下方，用于将所述装置安装至目标设备上。

从以上技术方案可以看出，本发明的航天器地面仿真用多维连续喷气推力装置，主要包括：电机、进动机构、气量调整锥、喷气组件、进气管、外壳；喷气组件由气阀门、喷气口组成；电机与进动机构相连，用于驱动进动机构相对气阀门前后移动；气量调整锥设置在外壳内部，其一端与进动机构相连，另一端为锥形端，且锥形端可部分伸入气阀门；气量调整锥可在进动机构的带动下调节锥形端伸入气阀门的长度；气阀门与气量调整锥的锥形端相配合，用于调节喷气口的喷气冲量。通过进动机构、气量调整锥、气阀门等组件相互配合，本装置可对输出的喷气推力进行连续调节。与现有技术中采用脉冲控制的喷气推力装置相比，本装置的控制精度更高、适用场合更广泛。

附图说明

通过以下参照附图而提供的具体实施方式部分，本发明的特征和优点将变得更加容易理解，在附图中：

图1是本发明实施例中的多维连续喷气推力装置的组成示意框图；

图2是本发明实施例中气阀门与气量调整锥的第一种配合状态；

图3是本发明实施例中气阀门与气量调整锥的第二种配合状态；

图4是本发明实施例中偏航调节组件、俯仰调节组件的组成示意框图；

1、电机；2、进动机构；3、气量调整锥；4、气阀门；5、喷气口；6、外壳；7、进气管；8、俯仰调节组件；9、偏航调节组件；10、安装基座；201、螺母；202、丝杠；801、俯仰框架；802、俯仰轴承副；901、偏航基台；902、偏航轴承副；903、偏航框架。

具体实施方式

下面参照附图对本发明的示例性实施方式进行详细描述。对示例性实施方式的描述仅仅是出于示范目的，而绝不是对本发明及其应用或用法的限制。

本发明的发明人在进行航天器运动模拟实验中发现，现有的喷气推力模拟装置存在以下缺陷：(1)、产生的喷气推力大小固定，要想获得不同大小的推力，则需要配置多台推力大小不一样的喷气推力器；(2)、产生的喷气推力方向固定，要想进行多维度控制，则需要在多个维度配置多台喷气装置；(3)、采用脉冲工作方式输出喷气推力的控制精度较低，难以满足很多模拟场景的需求。

鉴于此，本发明的发明人提出了一种新的喷气推力装置，以在实现喷气推力连续改变的基础上，提高连续控制的精度、增强喷气推力装置的适用性。

下面结合附图和具体实施例对本发明中的航天器地面仿真用多维喷气推力装置进行详细说明。

图1示出了本发明实施例中的喷气推力装置的组成示意框图。从图1可见，该喷气推力装置主要包括：电机1、进动机构2、气量调整锥3、喷气组件、外壳6、进气管7。其中，所述喷气组件由气阀门4、喷气口5组成。

电机1与进动机构2相连，用于驱动进动机构2前后移动。在具体实施时，电机1可设置在外壳6内部，也可设置在外壳6外部。进一步的，为了便于对电机进行设置，该喷气推力装置还可包括控制器。在使用时，将所述控制器与电机1相连，即可通过控制指令对电机进行设置。

进动机构2与气量调整锥3相连，用于带动气量调整锥3相对气阀门4的前后移动。在本实施例中，进动机构2具体为丝杠进动机构。从图2、图3可见，该丝杠进动机构主要包括：丝杠202、螺母201。其中，螺母201固定设置在丝杠202上，并且可绕丝杠202旋转。当电机1带动螺母201旋转时，螺母201可带动丝杠202相对气阀门4前后移动。需要指出的是，以上丝杠进动机构只是本发明中的一种可选的进动机构的组成形式。在具体实施时，本领域技术人员还可根据需要采取其他组成形式的进动机构。

气量调整锥3设置在外壳6内部。气量调整锥3的一端与进动机构2相连，气量调整锥3的另一端为锥形端，且所述锥形端可部分伸入气阀门4，用于在进动机构2的带动下调节锥形端伸入气阀门4的长度。在一个较佳的实施例中，气量调整锥3与气阀门4共轴设置，其锥形端指向气阀门的中心。

气阀门4设置在气量调整锥3的锥形端附近。喷气口5的一端与气阀门4相连，喷气口5的另一端与外壳6外部相连通。通过气阀门4与气量调整锥3的锥形端的配合，可调节喷气口5的喷气冲量。进气管7作为整个喷气推力装置的气源输入口，其设置在外壳6外部、且进气管7的一端与外壳6内部连通。在具体实施时，喷气口6可优先选取喇叭形的喷气口。

在实际运行过程中，当电机1带动进动机构2前后移动时，气量调整锥3的锥形端伸入气阀门4的长度也随之改变，进而使得气阀门的开合度也发生改变。具体来说，当电机1带动进动机构2向前移动时，气量调整锥3的锥形端伸入气阀门4的长度变长，此时气阀门4的开度变小，使得喷气口5的喷气冲量变小。当电机1带动进动机构2向后移动时，气量调整锥3的锥形端伸入气阀门4的长度变短，此时气阀门4的开度变大，使得喷气口的喷气冲量变大。这样一来，本发明可通过进动机构、气量调整锥、气阀门等器件的配合，实现喷气推力大小的连续调节。与以往通过脉冲控制气阀门的开合时间进而调节喷气冲量的方式不同，本装置是通过控制气阀门的开合度来调节喷气冲量，因而本装置的控制精度更高、适用范围更广。

为了便于对气阀门的开度进行调节，还可在控制器中预先存储气阀门的开度与气量调整锥的运行距离之间的映射关系表，和/或，气阀门的开度变化率与气量调整锥的运行速度之间的映射关系表。其中，气阀门的开度w与气量调整锥的运行距离x满足如下公式：式中，k为气量调整锥的锥形端的斜率，D为气阀门的开口直径。气阀门的开度变化率η与气量调整锥的运行速度v满足如下公式：式中，D为气阀门的直径，k为气量调整锥的锥形端的斜率，v为气量调整锥的运行速度。根据上述公式，当气量调整锥的运行速度连续变化时，气阀门的开度随之连续变化，进而使得喷气推力连续改变。与传统的通过脉冲调节气阀门开合时间来改变喷气推力的方法相比，本发明通过上式改变气阀门开合度的方法的控制精度更高。为了进一步提高连续控制的精度，还可使气量调整锥的锥形端的斜率k满足以下优选范围：0.2≤k≤1。

更优的，为了满足多维度控制的需求，本发明实施例中的喷气推力装置还设置有偏航调节组件9、俯仰调节组件8。从图1可见，偏航调节组件9设置在俯仰调节组件8的下方，用于调节整体装置的偏航角；俯仰调节组件8与外壳6的下部、偏航调节组件9分别相连，用于调节整体装置的俯仰角。通过设置偏航调节组件9、俯仰调节组件8，能够对整体装置的方向进行调整，进而对喷气方向进行调整。另外，为了便于将整体装置安装到目标设备上，本实施例中的喷气推力装置还包括设置在偏航调节组件9下方的安装基座10。

图4示出了一种优选的偏航调节组件9、俯仰调节组件8的组成示意框图。从图4可见，偏航调节组件9包括：由上至下依次设置的偏航框架903、偏航轴承副902、偏航基台901。其中，偏航轴承副902与偏航框架903、偏航基台901分别相连。俯仰调节组件8包括：由上至下依次设置的俯仰框架801、俯仰轴承副802。其中，俯仰框架801与偏航框架903相互垂直设置，且俯仰框架801通过俯仰轴承副802与偏航框架903相连。通过对偏航调节组件、俯仰调节组件进行以上优选设置，可以利用较少的元器件实现复杂的方向控制。

从以上实施例可以看出，本发明的多维连续喷气推力装置至少具有以下技术效果：(1)可实现喷气推力大小的连续改变、连续控制，与传统的脉冲式的控制方式相比，其控制精度更高，适用范围更加广泛；(2)、可实现喷气推力方向的改变，可以用较少的元器件进行复杂的方向调节；(3)与传统喷气推力装置相比，降低了设备的复杂度与模拟所需的成本。

虽然参照示例性实施方式对本发明进行了描述，但是应理解，本发明并不局限于文中详细描述和示出的具体实施方式，在不偏离权利要求书所限定的范围的情况下，本领域技术人员可以对所述示例性实施方式做出各种改变。

Claims (8)

1.一种航天器地面仿真用多维连续喷气推力装置，其特征在于，所述装置包括：电机、进动机构、气量调整锥、喷气组件、进气管、外壳；所述喷气组件由气阀门、喷气口组成；

所述电机与进动机构相连，用于驱动进动机构前后移动；

所述气量调整锥设置在外壳内部，所述气量调整锥的一端与进动机构相连，所述气量调整锥的另一端为锥形端，且所述锥形端可部分伸入气阀门；所述气量调整锥用于在进动机构的带动下调节锥形端伸入气阀门的长度；

所述气阀门与气量调整锥的锥形端相配合，用于调节喷气口的喷气冲量；所述喷气口的一端与气阀门相连，所述喷气口的另一端与外壳外部连通；所述进气管设置在外壳外部，且所述进气管的一端与外壳内部连通；

所述装置还包括：偏航调节组件、俯仰调节组件；

所述偏航调节组件设置在俯仰调节组件的下方，用于调节装置的偏航角；

所述俯仰调节组件与外壳下部、偏航调节组件分别相连，用于调节装置的俯仰角。

2.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述进动机构包括：丝杠、螺母；所述螺母固定设置在丝杠上，并且可绕丝杠旋转；

所述电机带动所述螺母旋转，所述螺母通过旋转带动所述丝杠相对气阀门前后移动。

3.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述偏航调节组件包括：由上至下依次设置的偏航框架、偏航轴承副、偏航基台；其中，所述偏航轴承副与偏航框架、偏航基台分别相连。

4.如权利要求3所述的装置，其特征在于，所述俯仰调节组件包括：由上至下依次设置的俯仰框架、俯仰轴承副；所述俯仰框架与所述偏航框架相互垂直设置，且所述俯仰框架通过俯仰轴承副与偏航框架相连。

5.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述气量调整锥的锥形端的斜率k满足：

0.2≤k≤1。

6.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述喷气口为喇叭形喷气口。

7.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述装置还包括控制器；

所述控制器与电机相连，用于控制电机的运动。

8.如权利要求3至4任一所述的装置，其特征在于，所述装置还包括安装基座；

所述安装基座设置在所述偏航调节组件的下方，用于将所述装置安装至目标设备上。