CN108811524B - 模拟微重力环境下卫星分离试验的系统 - Google Patents

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万玉柱
计佳俊
李洪波
袁恩会
沈晓凤
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Abstract

本发明提供一种模拟微重力环境下卫星分离试验的系统，包括：平台卫星结构件；安装在所述平台卫星结构件内的释放装置结构件；安装在所述释放装置结构件内的小卫星结构件，所述释放装置结构件接受释放指令后将所述小卫星结构件弹出；安装在所述释放装置结构件出口处的挡风筒。本发明有效降低卫星分离过程中风阻，并且具有结构简单、经济实用、使用方便、高可靠性的特点。

Description

模拟微重力环境下卫星分离试验的系统
技术领域
本发明涉及针对一种模拟微重力环境下分离试验系统的降低有效载荷风阻试验装置，可有效降低一种模拟微重力环境下分离试验系统的有效载荷在分离过程中所受的风阻，使地面试验过程中有效载荷的分离环境更接近真空环境。
背景技术
在轨分离小卫星涉及到从平台卫星内部的释放装置中将小卫星分离释放，分离释放过程发生在外太空真空失重环境下。分离释放小卫星过程包括爆炸螺栓解锁→弹簧作用将小卫星推出→小卫星沿导轨滑出→小卫星自由飞行。
小卫星与平台卫星采用的是偏心安装，在两者分离后小卫星和平台卫星必然会产生一定的角速度。为验证该偏心分离方案可行性和掌握分离过程，尤其是分离后的姿态角速度，设计了一种模拟微重力环境下卫星分离试验系统，其中采用了平台卫星结构件模拟平台卫星，小卫星结构件模拟小卫星，释放装置结构件模拟释放装置。其中平台卫星结构件采用电磁铁方式吊装在高一些的桁架上，电磁铁分离以后卫星平台结构件、释放装置结构件和小卫星结构件的组合体将做近似于自由落体的运动。电磁铁分离后约0.1s后释放装置结构件将小卫星弹出，实现小卫星的分离，安装在小卫星结构件和卫星平台结构件内的惯导系统将测量记录小卫星结构件的分离姿态角速度。经过对试验获得的分离姿态角速度分析，发现下落过程中的风阻对小卫星结构件的分离姿态角速度影响特别大，会将一些初始扰动放大数倍，为试验数据的处理造成了很大的困扰。
根据以上情况，提供了模拟微重力环境下卫星分离试验的系统，可使地面试验过程中小卫星结构件的分离环境更接近真空环境，有效降低一种模拟微重力环境下分离试验系统的小卫星结构件在分离过程中所受的风阻。并且要具有结构简单、经济实用、使用方便、高可靠性的特点。
发明内容
本发明的目的在于提供模拟微重力环境下卫星分离试验的系统，以降低模拟微重力环境下卫星分离试验中风阻的影响，实现了对真空环境的进一步模拟，提高了试验数据的可信性。
为了达到上述目的，本发明提供一种模拟微重力环境下卫星分离试验的系统，包括：平台卫星结构件；安装在所述平台卫星结构件内的释放装置结构件；安装在所述释放装置结构件内的小卫星结构件，所述释放装置结构件接受释放指令后将所述小卫星结构件弹出；安装在所述释放装置结构件出口处的挡风筒。
进一步，所述平台卫星结构件为空心的柱状结构，其中柱面用帆布包裹，其它面漏空。
进一步，所述挡风筒内直径是所述小卫星结构件直径的约1.3～1.6倍。
进一步，所述挡风筒的框架为采用钢条焊接而成的圆柱形框架；所述挡风筒的柱面具有帆布蒙皮，挡风筒柱段两头漏空；所述挡风筒通过所述螺栓与所述平台卫星结构件固定连接。
进一步，所述释放装置结构件与出口正对的底面上安装有弹簧，所述弹簧由爆炸螺栓锁定；在接收到分离指令后，爆炸螺栓解除对弹簧的锁定，在弹簧弹力的作用下，所述小卫星结构件的分离副沿着释放装置结构件内的轨道滑行，被从所述释放装置结构件释放。
进一步，由所述平台卫星结构件、释放装置结构件和挡风筒三者组成的组合体的压心，与所述组合体的重心重合。
进一步，平台卫星结构件还具有配重块，所述配重块用于调整所述组合体的重心。
本发明具有以下技术效果：
1、本发明在平台卫星结构件柱段面上加装帆布蒙皮，在释放装置结构件出口处安装挡风筒，通过调节蒙皮使平台卫星结构件、释放装置结构件和挡风筒组成的组合体的压心与重心重合，气动力通过重心，消除了气动力对组合体的扭矩；
2、本发明的针对一种模拟微重力环境下分离试验系统的降低小卫星结构件风阻试验装置在释放装置结构件出口处安装挡风筒，在组合体下落过程中，挡风筒可以保证筒内气流的相对平静，降低了风阻对小卫星结构件的影响，实现了有效降低小卫星结构件分离过程中风阻影响功能。
附图说明
图1是本发明实施例所提供的模拟微重力环境下卫星分离试验的系统的剖视图；
图2是本发明实施例所提供的模拟微重力环境下卫星分离试验的系统下落过程中降低风阻效果图。
具体实施方式
以下结合附图和实施例对本发明作进一步阐述。
参考图1，本发明提供的模拟微重力环境下卫星分离试验的系统，包括：平台卫星结构件02；安装在所述平台卫星结构件02内的释放装置结构件04；安装在所述释放装置结构件04内的小卫星结构件05，所述释放装置结构件04接受释放指令后将所述小卫星结构件05弹出；安装在所述释放装置结构件04出口处的挡风筒11。
所述平台卫星结构件02为空心的柱状结构，其中柱面具有帆布蒙皮，其它面漏空。
所述挡风筒11的框架为采用钢条焊接而成的圆柱形框架；所述挡风筒11的柱面具有帆布蒙皮，挡风筒11柱段两头漏空；所述挡风筒11通过所述螺栓12与所述平台卫星结构件02固定连接。
所述平台卫星结构件02和挡风筒11具有蒙皮，在组合体下落过程中，加装了蒙皮的挡风筒11和平台卫星结构件02可以保证内部气流的相对平静，降低了风阻对小卫星结构件05的影响，起到了有效降低小卫星结构件05分离过程中风阻影响的作用。
所述挡风筒11内直径是所述小卫星结构件02直径的约1.3～1.6倍，优选为1.5倍，如此可保证小卫星结构件05在挡风筒11内运动时不刮碰到挡风筒11。
所述释放装置结构件04与出口正对的底面上安装有弹簧，所述弹簧由爆炸螺栓锁定；在接收到分离指令后，爆炸螺栓解除对弹簧的锁定，在弹簧弹力的作用下，所述小卫星结构件05的分离副沿着释放装置结构件04内的轨道滑行，被从所述释放装置结构件04释放。控制小卫星结构件从释放装置结构件释放的方法已为本领域技术人员所熟知，在此不再详述。
通过空气动力学软件可以获取所述平台卫星结构件02、释放装置结构件04和挡风筒11三者组成的组合体的压心的位置，以及通过专门的测试设备测量所述组合体重心的位置，通过调节，比如在平台卫星结构件上安装配重块使所述压心和重心的位置重合。所述压心和重心的位置重合的好处包括气动力通过重心，消除了气动力对组合体的扭矩；另外通过在释放装置结构件04出口处安装挡风筒11，在组合体下落过程中，挡风筒可以保证筒内气流的相对平静，降低了风阻对小卫星结构件的影响，实现了有效降低小卫星结构件分离过程中风阻影响功能。
本实施例中所述压心为阻力的作用点，通过对平台卫星结构件配备配重块的方法调整所述组合体的重心。
图2所示为本实施例的试验系统下落过程中降低风阻效果图：从图2可以看出，在组合体下落过程中，挡风筒可以保证筒内气流的相对平静，降低了风阻、气流扰动对小卫星结构件的影响，实现了有效降低小卫星结构件分离过程中风阻影响功能。
综上，本发明所提供的模拟微重力环境下卫星分离试验的系统具有结构简单、经济实用、使用方便、高可靠性的特点。
需要说明的是，本说明书只是对本发明的精神和实质进行示意性的阐述和说明，对本发明的任何改动和变更都属于本发明的保护范围之内。

Claims (2)

1.一种模拟微重力环境下卫星分离试验的系统，包括：平台卫星结构件；安装在所述平台卫星结构件内的释放装置结构件；安装在所述释放装置结构件内的小卫星结构件，所述释放装置结构件接受释放指令后将所述小卫星结构件弹出；安装在所述释放装置结构件出口处的挡风筒；
所述平台卫星结构件为空心的柱状结构，其中柱面具有帆布蒙皮，其它面漏空；
所述挡风筒内直径是所述小卫星结构件直径的约1.3～1.6倍；
所述挡风筒的框架为采用钢条焊接而成的圆柱形框架；所述挡风筒的柱面上包裹帆布，挡风筒柱段两头漏空；所述挡风筒通过所述螺栓与所述平台卫星结构件固定连接；
其特征在于，所述释放装置结构件与出口正对的底面上安装有弹簧，所述弹簧由爆炸螺栓锁定；在接收到分离指令后，爆炸螺栓解除对弹簧的锁定，在弹簧弹力的作用下，所述小卫星结构件的分离副沿着释放装置结构件内的轨道滑行，被从所述释放装置结构件释放；
由所述平台卫星结构件、释放装置结构件和挡风筒三者组成的组合体的压心，与所述组合体的重心重合。
2.依据权利要求1所述的模拟微重力环境下卫星分离试验的系统，其特征在于，平台卫星结构件还具有配重块，所述配重块用于调整所述组合体的重心。
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Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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