CN108001713B - 双星组合体航天器在轨分离地面试验装置及检测方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种模拟卫星在轨状态，将两个独立星体A和B通过解锁分离装置在地面进行分离的试验装置及检测方法。该方案主要利用结构件悬吊模拟星体A，将其重力卸载，以此来模拟星体与星体B分离时的试验环境；利用气分设备将解锁螺栓解锁，然后通过分离弹簧使得模拟星体A获取向上的推力；通过滑轮组加上配重的方式来平衡模拟星体A的重力；利用激光跟踪仪的T‑Prob实时获取模拟星体A向上运动整个过程中的位置姿态(x,y,z,α,β,γ)。限位组件配重块本发明测试原理简单、易操作；可经济模拟在轨状态，有效实现对航天器的重力均衡卸载；分离行程不低于80mm；行程内平衡力稳定，偏差不大于0.1％；分离行程结束，系统倾斜度小于1°，系统稳定性好。

Description

双星组合体航天器在轨分离地面试验装置及检测方法

技术领域

本发明涉及一种航天器试验装置，具体地，涉及一种双星组合体航天器在轨分离地面试验装置及检测方法。尤其是一种将两个独立星体A和B通过解锁分离装置在地面进行分离的双星组合体航天器在轨分离地面试验装置。

背景技术

常见的航天器分离试验是考核星箭之间的分离，考核的对象是火工品切割器，以及其能否正确保证星箭之间的正常分离，且考核内容不包含分离距离，因此，在常规的分离试验中，并不要求星箭分离后有空间上的位移。但随着宇航技术的发展，设计师提出了一种双星组合发射，在轨分离的设计。双星组合体在轨能否正常分离成为了该设计能否实现的重要指标。而常规的分离试验无法满足分离后星体之间发生相对位移，且地面重力环境无法满足航天器在太空失重状态下星体进行分离的状态。

综上，需要解决在地面条件下，采用简便可行的办法对航天器在轨分离进行准确、有效的模拟试验。

目前尚未收到此类技术成功的说明和报道。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种模拟卫星在轨状态，将两个独立星体，即第一主星，第二主星；通过解锁分离装置在地面进行分离的试验装置及检测方法。

根据本发明提供的一种将两个独立星体A和B通过解锁分离装置在地面进行分离的双星组合体航天器在轨分离地面试验装置，包括模拟星体A、模拟星体B、龙门架、滑轮组件、限位组件、配重块、测力计、气分设备以及激光跟踪仪；

其中，所述滑轮组件安装在龙门架两侧；

所述配重块通过调节螺栓串接在钢丝绳上；

所述测力计一端通过滑轮组件连接在钢丝绳上；

所述测力计的另一端连接在模拟星体B上；

所述激光跟踪仪放置在距离模拟星体B2m范围内。

优选地，所述限位组件包括滑轮、限位挡板、泡沫塑料及限位螺钉；

所述限位挡板通过紧固件固定在定滑轮上；

所述限位挡板下方与所述泡沫塑料黏贴；

所述限位螺钉固定在钢丝绳上；

当所述限位螺钉随钢丝绳向上运动至与泡沫塑料接触时，所述泡沫塑料能够使限位螺钉减速至停止，起到限位的作用。

本发明提供了一种利用上述的双星组合体航天器在轨分离地面试验装置的检测方法，包括如下步骤：

步骤1：将龙门架搭建到位，将龙门架的固定撑脚支撑到位；

步骤2：将滑轮组件安装至龙门架，根据吊点的位置记为滑轮安装的中心线，滑轮组件设置有平弹垫；

步骤3，对钢丝绳进行安全测试，试吊载荷重量为单个吊点力的1.25倍，进行0.5h试吊；

步骤4，对悬吊系统进行安全测试，考核龙门架、滑轮组件强度以及连接的可靠性，选取龙门架长度方向两组滑轮组件进行试验，试吊载荷重量为单个吊点力的1.25倍，进行4h试吊；

步骤5，标记4个吊点位置，使得4根钢丝绳在水平面内的投影通过模拟星体A的4个吊点孔；吊点位置采用钢丝绳和吊环螺钉的方式进行标定；所述钢丝绳与模拟星体A的连接端相连接，所述钢丝绳的另一端绕过滑轮组件后绑扎固定；在钢丝绳与模拟星体A连接端配挂一个吊环螺钉；

所述吊环螺钉离地高度高于模拟星体A；

步骤6，模拟星体A、B预装配，模拟星体A与模拟星体B在龙门架外用行车起吊的方式完成预装；

步骤7，模拟星体A、B就位，将模拟航天器推至龙门架下方，根据悬挂的吊点位置完成模拟星体A的位置调整，吊点位置的偏差量控制在10mm以内，将模拟星体B用高度可调的支撑装置支撑到位；

步骤8，模拟星体A、模拟星体B水平粗调，将模拟星体A两个方向的水平度调整控制在0.2°以内；

步骤9，所述钢丝绳配重端长度调整及制作，预估分离行程、缓冲垫高度、钢丝绳长时间悬挂后的延长量、调节螺栓的调节量以及测力计所占用的高度，制作钢丝绳配重端，并对钢丝绳长度进行调整；

步骤10，模拟星体A配重至自由状态，配重时，先将4组配重块吊挂在4组钢丝绳上，然后再依次增加砝码，配重至模拟星体A刚好能相对模拟星体B自由移动，模拟星体A呈水平状态，两个方向的水平度控制在0.05°以内；

步骤11，模拟星体B位置调整，调整模拟星体B的位置，使得模拟星体B与模拟星体A的安装接口位置偏差控制在2mm以内；

步骤12，模拟星体B水平度精调，卸下砝码，使得模拟星体A完全停放在模拟星体B上；调整模拟星体A至两个方向的水平度不大于0.05°；

步骤13，模拟星体A、模拟星体B分离，模拟星体A、模拟星体B水平度调整完毕后，继续增加砝码，4个吊点新增砝码的重量分别记为ΔM1、ΔM2、ΔM3以及ΔM4，并记录，使得模拟星体A与模拟星体B分离，用激光跟踪仪测量模拟星体A在分离过程的姿态变化。

步骤14，模拟星体A、模拟星体B对接，将4个吊点新增砝码ΔM1、ΔM2、ΔM3以及ΔM4从配重端取下，使得模拟星体A缓慢下降至与模拟星体B对接；

步骤15，正式分离准备，开启气源，保证供气压力大于4MPa，确认各配重点的读数是否符合步骤13的记录结果，并重新记录，确认各配重块下方均放置有缓冲垫，开启摄像记录，激光跟踪仪进入数据自动采集界面；

步骤16，正式分离，利用气分设备及解锁分离试验件，模拟星体A、模拟星体B模拟在轨分离程序分离；解锁分离试验件设置在模拟星体A、模拟星体B之间；

步骤17，撤收，依次拆除6根分离弹簧，拆除后，按记录重量从4个配重端移除砝码ΔM1、ΔM2、ΔM3以及ΔM4，将模拟星体A下降停放在模拟星体B上，从上至下方向，依次将4个配重端的配重块卸下。

优选地，步骤14中对4个吊点新增配重块使得模拟星体A与模拟星体B分离，重量记为ΔM1、ΔM2、ΔM3以及ΔM4的记录，该数据是重力卸载的关键。

优选地，在步骤2中，所述滑轮的中心位置的偏差控制在3mm以内，确保每组滑轮安装后滑轮槽在一条线上，偏差不大于5mm。

优选地，所述泡沫塑料的厚度为50mm。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明提供的双星组合体航天器在轨分离地面试验装置可经济模拟在轨状态，有效实现对航天器的重力均衡卸载；分离行程不低于80mm；行程内平衡力稳定，偏差不大于0.1％；分离行程结束，系统倾斜度小于1°，系统稳定性好。

2、本发明提供的双星组合体航天器在轨分离地面试验装置解决了在地面环境下无法经地实现对航天器在轨分离进行准确、有效的模拟试验的难题。

3、本发明测试原理简单、易操作。

4、本发明经济有效的实现了重力卸载。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明提供的测试现场布局图。

图2为本发明提供的双星组合体航天器在轨分离地面试验装置的吊索绑扎示意图。

图中所示：

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图1所示，本发明提供了一种将两个独立星体A和B通过解锁分离装置在地面进行分离的双星组合体航天器在轨分离地面试验装置(以下简称试验装置)，包括模拟星体A11、模拟星体B8、龙门架1、滑轮组件2、限位组件、配重块3、测力计5、气分设备9以及激光跟踪仪10；其中，所述滑轮组件2安装在龙门架1两侧；所述配重块3通过调节螺栓6串接在第一钢丝绳4上；所述测力计5一端通过滑轮组件2连接在第一钢丝绳4上；所述测力计5的另一端连接在模拟星体B8上；所述激光跟踪仪10放置在距离模拟星体B8 2m范围内。

如图2所示，所述限位组件试验包括滑轮14、限位挡板15、泡沫塑料16及限位螺钉；所述限位挡板15通过紧固件固定在滑轮14上；所述限位挡板15下方与所述泡沫塑料16黏贴；所述限位螺钉固定在第一钢丝绳4上；当所述限位螺钉随第一钢丝绳4向上运动至与泡沫塑料16接触时，所述泡沫塑料16能够使限位螺钉减速至停止，起到限位的作用。

本发明还提供了一种利用上述的双星组合体航天器在轨分离地面试验装置的检测方法，包括如下步骤：步骤1：将龙门架1搭建到位，将龙门架1的固定撑脚支撑到位；步骤2：将滑轮组件2安装至龙门架1，根据吊点的位置记为滑轮安装的中心线，滑轮组件2设置有平弹垫；步骤3，对第一钢丝绳4进行安全测试，试吊载荷重量为单个吊点力的1.25倍，进行0.5h试吊；步骤4，对悬吊系统进行安全测试，考核龙门架1、滑轮组件强度以及连接的可靠性，选取龙门架长度方向两组滑轮组件进行试验，试吊载荷重量为单个吊点力的1.25倍，进行4h试吊；步骤5，标记4个吊点位置，使得4根第一钢丝绳4在水平面内的投影通过模拟星体A11的4个吊点孔；吊点位置采用第一钢丝绳4和吊环螺钉的方式进行标定；所述第一钢丝绳4与模拟星体A11的连接端，即起吊端相连接，所述第一钢丝绳4的另一端，即，配重端绕过滑轮组件2后绑扎固定；在第一钢丝绳4与模拟星体A11的连接端配挂一个吊环螺钉；所述吊环螺钉离地高度略高于模拟星体A即可；步骤6，模拟星体A11、模拟星体B8预装配，模拟星体A11与模拟星体B8通过龙门架1外用行车起吊的方式完成预装，预装对好接口即可，不需完成连接；步骤7，模拟星体A11、模拟星体B8就位，将步骤6中的模拟航天器推至龙门架下方，根据悬挂的吊点位置完成模拟星体A11的位置调整，吊点位置的偏差量控制在10mm以内，将模拟星体B8用高度可调的支撑装置支撑到位；步骤8，模拟星体A11、模拟星体B8水平粗调，将模拟星体A11两个方向的水平度调整控制在0.2°以内；步骤9，所述第一钢丝绳4配重端长度调整及制作，预估分离行程、缓冲垫高度、第一钢丝绳4长时间悬挂后的延长量、滑轮螺栓的调节量以及测力计5所占用的高度，制作第一钢丝绳4的配重端，并对第一钢丝绳4长度进行调整；步骤10，模拟星体A11配重至自由状态，配重时，先将4组主体配重块3吊挂在4组第一钢丝绳4上，然后再依次增加砝码，配重至模拟星体A11刚好能相对模拟星体B8自由移动，模拟星体A11呈水平状态，两个方向的水平度控制在0.05°以内；步骤11，模拟星体B8位置调整，经过步骤10后，调整模拟星体B8的位置，使得模拟星体B8与模拟星体A11的安装接口位置偏差控制在2mm以内；步骤12，模拟星体B8水平度精调，卸下砝码，使得模拟星体A11完全停放在模拟星体B8上；调整模拟星体A11至两个方向的水平度不大于0.05°；步骤13，模拟星体A11、模拟星体B8分离，模拟星体A11、模拟星体B8水平度调整完毕后，继续增加砝码，4个吊点新增砝码的重量分别记为ΔM1、ΔM2、ΔM3以及ΔM4，并记录，使得模拟星体A11与模拟星体B8分离，用激光跟踪仪测量模拟星体A11在分离过程的姿态变化。步骤14，模拟星体A11、模拟星体B8对接，将4个吊点新增砝码ΔM1、ΔM2、ΔM3以及ΔM4从配重端取下，使得模拟星体A11缓慢下降至与模拟星体B8对接；步骤15，正式分离准备，开启气源，保证供气压力大于4MPa，确认各配重点的读数是否符合步骤13的记录结果，并重新记录，确认各配重块3下方均放置有缓冲垫12，开启摄像记录，激光跟踪仪10进入数据自动采集界面；步骤16，正式分离，利用气分设备9及解锁分离试验件7，模拟星体A11、模拟星体B8模拟在轨分离程序分离；步骤17，撤收，依次拆除6根分离弹簧，拆除后，按记录重量从4个配重端移除砝码ΔM1、ΔM2、ΔM3以及ΔM4，将模拟星体A11下降停放在模拟星体B8上，遵循“先上后下”的原则，依次将4个配重端的配重块3卸下。

在步骤14中，对4个吊点新增配重块3使得模拟星体A11与模拟星体B8分离，重量记为ΔM1、ΔM2、ΔM3以及ΔM4的记录，该数据是重力卸载的关键，此外，特征还在于，步骤14中用激光跟踪仪测量模拟星体A在分离过程的姿态变化。

在步骤2中，所述滑轮14的中心位置的偏差控制在3mm以内，确保每组滑轮安装后滑轮槽在一条线上，偏差不大于5mm。

所述泡沫塑料16的厚度为50mm。下面结合附图对本发明的其中一种实施例的技术方案作进一步的说明。

如图1所示，本发明提供的试验装置在使用过程中环境温度、湿度、大气压力均为当地常规值，洁净度要求100000级别，电源电压稳定，无振动，无噪声。

如图2所示，滑轮组件及限位组件包括：滑轮14、限位挡板15、聚氨酯泡沫塑料、第二钢丝绳17、限位块18。

所述泡沫塑料16优选的为聚氨酯泡沫塑料；所述激光跟踪仪10优选的为激光跟踪仪姿态测量系统

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (5)

1.一种双星组合体航天器在轨分离地面试验装置，其特征在于，包括模拟星体A（11）、模拟星体B（8）、龙门架（1）、滑轮组件（2）、限位组件、配重块（3）、测力计（5）、气分设备（9）以及激光跟踪仪（10）；

其中，所述滑轮组件（2）安装在龙门架（1）两侧；

所述配重块（3）通过调节螺栓（6）串接在第一钢丝绳（4）上；

所述测力计（5）一端通过滑轮组件（2）连接在第一钢丝绳（4）上；

所述测力计（5）的另一端连接在模拟星体B（8）上；

所述激光跟踪仪（10）放置在距离模拟星体B（8）2m范围内；

所述气分设备（9）能够分离模拟星体A（11）和模拟星体B（8）；

所述限位组件设置在滑轮组件（2）处。

2.根据权利要求1所述的双星组合体航天器在轨分离地面试验装置，其特征在于，所述滑轮组件（2）包括滑轮（14）；限位组件包括限位挡板（15）、泡沫塑料（16）及限位螺钉；

所述限位挡板（15）通过紧固件固定在滑轮（14）上；

所述限位挡板（15）下方与所述泡沫塑料（16）黏贴；

所述限位螺钉固定在第一钢丝绳（4）上；第一钢丝绳（4）绕制在滑轮（14）上；

当所述限位螺钉随第一钢丝绳（4）向上运动至与泡沫塑料（16）接触时，所述泡沫塑料（16）能够使限位螺钉减速至停止，起到限位的作用。

3.一种利用权利要求2所述的双星组合体航天器在轨分离地面试验装置的检测方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1：将龙门架（1）搭建到位，将龙门架（1）的固定撑脚支撑到位；

步骤2：将滑轮组件（2）安装至龙门架（1），根据吊点的位置记为滑轮安装的中心线，滑轮组件（2）设置有平弹垫；

步骤3，对第一钢丝绳（4）进行安全测试，试吊载荷重量为单个吊点力的1.25倍，进行0.5h试吊；

步骤4，对悬吊系统进行安全测试，考核龙门架（1）、滑轮组件强度以及连接的可靠性，选取龙门架长度方向两组滑轮组件进行试验，试吊载荷重量为单个吊点力的1.25倍，进行4h试吊；

步骤5，标记4个吊点位置，使得4根第一钢丝绳（4）在水平面内的投影通过模拟星体A（11）的4个吊点孔；吊点位置采用第一钢丝绳（4）和吊环螺钉的方式进行标定；所述第一钢丝绳（4）与模拟星体A（11）的连接端相连接，所述第一钢丝绳（4）的另一端绕过滑轮组件（2）后绑扎固定；在第一钢丝绳与模拟星体A连接端配挂一个吊环螺钉；

所述吊环螺钉离地高度高于模拟星体A；

步骤6，模拟星体A、B预装配，模拟星体A与模拟星体B在龙门架外用行车起吊的方式完成预装；

步骤7，模拟星体A、B就位，将模拟航天器推至龙门架下方，根据悬挂的吊点位置完成模拟星体A的位置调整，吊点位置的偏差量控制在10mm以内，将模拟星体B用高度可调的支撑装置支撑到位；

步骤8，模拟星体A（11）、模拟星体B（8）水平粗调，将模拟星体A两个方向的水平度调整控制在0.2°以内；

步骤9，所述第一钢丝绳（4）配重端长度调整及制作，预估分离行程、缓冲垫高度、第一钢丝绳（4）长时间悬挂后的延长量、调节螺栓的调节量以及测力计所占用的高度，制作第一钢丝绳（4）配重端，并对第一钢丝绳（4）长度进行调整；

步骤10，模拟星体A配重至自由状态，配重时，先将4组配重块吊挂在4组第一钢丝绳（4）上，然后再依次增加砝码，配重至模拟星体A（11）刚好能相对模拟星体B（8）自由移动，模拟星体A（11）呈水平状态，两个方向的水平度控制在0.05°以内；

步骤11，模拟星体B（8）位置调整，调整模拟星体B（8）的位置，使得模拟星体B（8）与模拟星体A（11）的安装接口位置偏差控制在2mm以内；

步骤12，模拟星体B（8）水平度精调，卸下砝码，使得模拟星体A（11）完全停放在模拟星体B（8）上；调整模拟星体A（11）至两个方向的水平度不大于0.05°；

步骤13，模拟星体A（11）、模拟星体B（8）分离，模拟星体A（11）、模拟星体B（8）水平度调整完毕后，继续增加砝码，4个吊点新增砝码的重量分别记为ΔM1、ΔM2、ΔM3以及ΔM4，并记录，使得模拟星体A（11）与模拟星体B（8）分离，用激光跟踪仪测量模拟星体A（11）在分离过程的姿态变化；

步骤14，模拟星体A（11）、模拟星体B（8）对接，将4个吊点新增砝码ΔM1、ΔM2、ΔM3以及ΔM4从配重端取下，使得模拟星体A（11）缓慢下降至与模拟星体B（8）对接；

步骤15，正式分离准备，开启气源，保证供气压力大于4MPa，确认各配重点的读数是否符合步骤13的记录结果，并重新记录，确认各配重块（3）下方均放置有缓冲垫（12），开启摄像记录，激光跟踪仪（10）进入数据自动采集界面；

步骤16，正式分离，利用气分设备（9）及解锁分离试验件（7），模拟星体A（11）、模拟星体B（8）模拟在轨分离程序分离；解锁分离试验件（7）设置在模拟星体A、模拟星体B之间；

步骤17，撤收，依次拆除6根分离弹簧，拆除后，按记录重量从4个配重端移除砝码ΔM1、ΔM2、ΔM3以及ΔM4，将模拟星体A（11）下降停放在模拟星体B（8）上，从上至下方向，依次将4个配重端的配重块（3）卸下。

4.根据权利要求3所述的双星组合体航天器在轨分离地面试验装置的检测方法，其特征在于，在步骤2中，所述滑轮（14）的中心位置的偏差控制在3mm以内，确保每组滑轮安装后滑轮槽在一条线上，偏差不大于5mm。

5.根据权利要求3所述的双星组合体航天器在轨分离地面试验装置的检测方法，其特征在于，所述泡沫塑料（16）的厚度为50mm。

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