CN111458171A - 具有扰动力施加功能的航天器地面分离实验装置 - Google Patents

Abstract

具有扰动力施加功能的航天器地面分离实验装置，主要由试验平台、轴向力随动施加系统、法向力施加系统、转动力矩施加系统、试验吊具、高速摄影系统组成，试验平台包括有采用型材矩形组装而成的承载框架，承载框架的顶面上设置有横梁，横梁上设置有轴向力随动施加系统，轴向力随动施加系统主要用于航天器轴向方向的主动分离，法向力施加系统主要用于航天器分离时法向扰动力的施加，转动力矩施加系统主要用于航天器分离时扭矩扰动力的施加，高速摄影测量系统设置在试验系统中用于测量吊挂舱体的分离速度、角速度、姿态角并记录分离过程。相比于现有技术，本发明可为航天器的分离提供更大范围的加速度，且稳定、可靠、可操作性强。

Description

具有扰动力施加功能的航天器地面分离实验装置

技术领域

本发明属于机械技术领域，具体而言，本发明特别涉及一种具有扰动力施加功能的航天器地面实验装置。

背景技术

国内航天器分离试验方法主要分为：配重式、自由落体式和水平分离式等3种，目前国内比较权威的试验标准为GJB2203A。

国外航天器分离试验方法主要有：摆式悬挂试验方法(pendulum suspension)、无摩擦或气浮表面的水平试验方法(horizontal testing on a friction-free or airbearing surface)、自由落体试验方法(drop test)、自由抛体试验方法(free-rise test)等，权威的试验文件NASA SP-8056。

相对国内外的对比，其中国内水平分离式与国外摆式悬挂试验方法(horizontaltesting on a friction-free or air bearing surface)类似；国内自由落体式与国外自由落体试验方法(drop test)类似。

1、CZ-2F返回舱和逃逸飞行器分离试验

试验原理：

采用自由落体方式(drop test)

试验背景：

为了保证航天员的生命安全，神舟号上带有逃逸系统，在发射后一定时段内如果出现异常，逃逸塔将带着半截整流罩、轨道舱和返回舱升空并转移到安全空间内，然后返回舱与逃逸飞行器进行分离，航天员乘返回舱回到地面。

试验装置：

系统由试验装置、上回收系统、下回收系统和摆动分离机构等4部分组成。

1)试验装置由试验架和组合悬吊系统组成，试验架由特制高强度大梁和柱块对接成的双龙门架组成，高16.5m，长和宽各4.8m。组合悬吊系统由5根钢梁、双铰链、杆系、上回收装置和吊具组成；

2)上回收系统由缓冲器主体、调节拉杆和钢丝绳组成，上端和梁连接，下端和限定重量的专用圆环板吊具相连。缓冲系统选用12组缓冲器，分两层组成：第1层回收一段时间后，第2层再参与回收；

3)下回收系统：试验时，以交叉叠集的方法，铺设泡沫海绵缓冲垫，其形状和返回舱舱底基本相似，上加双层锅状高强度尼龙网组合回收；

4)摆动分离机构：采用挂弹钩作为定角摆动释放装置。

2、卫星包带解锁分离试验

试验原理：

采用自由落体方式(drop test)，上部分试验件悬吊，下部分试验件自由落体。

试验方法：

试验前将航天器和适配器整体吊起，分离火工品(爆炸螺栓)起爆，适配器与航天器分离后自由落下。

该试验方法适用于初样和正样航天器。

试验装置：

一般包括火工装置、分离火工品发火控制装置、火工品测试盒、包带测量及加力设备、分离弹簧压缩器、工艺装配台架、脐带电缆脱落控制器及电缆、吊具、冲击响应测量仪器和照相设备。

3、神舟飞船初样阶段的摆式分离试验

试验原理：

采用摆式悬挂试验方法(pendulum suspension)，试验件分离方向与重力方向垂直。

试验方法：

将试验件纵轴处于水平状态，并将被分离的两部分分别吊挂，按照时序进行解锁和分离。该试验方法适用于初样航天器。

试验装置：

包括试验架(含起吊设备)、悬吊机构、时序控制装置(需要时)、引爆装置和保护装置等。

4、深空探测航天器舱段配重方案分离试验

试验原理：

采用配重方式：下部分试验件固定，上部分试验件悬吊配重在克服重力状态下向上运动分离；。

试验方法：

参见中国专利申请201310608661.8航天器垂直被动式分离试验方设备，试验前将航天器停放在支架车上，底部舱段与支架车连接，上部舱段与试验系统吊装，上下两部分舱段通过分离火工品(爆炸螺栓)连接，待火工品起爆后，上部舱段在试验系统的拉力下与下端舱段分离。

试验装置：

由试验支架、滑轮组件、缓冲机构、锁定机构、连接绳索、配重及提升机构、拉力记录仪、试验吊具等组成：

5、海盗号地面高空抛大底试验

试验原理：

自由抛体试验方法(free-rise test)：下部分试验件(含降落伞)，上部分试验件悬吊气球可实现预定速度分离。

试验方法：

试验采用气球方法将试验模型升至高空，在释放后，试验模型通过自由落体得到试验速度，

试验前将航天器试验件与吊挂系统连接，吊挂系统上方分别连接启动气球和主上升气球，试验过程中通过天线与地面进行通讯，航天器的上下两部分舱段通过分离机构连接，待达到预定速度后，上部舱段与下端舱段(大底)分离。

然而，实际工程中，某航天器由多个舱体对接而成，在航天器整体完成振动试验后，须对各舱段进行分离试验，以验证分离功能正常。上述试验装置和试验方法均不能很好地实现试验中的约束条件。

试验方案的选择主要约束条件：

1)实施可行性：该航天器翻转成水平难度较大，同时两个分离的舱体其缺乏相应的吊点，不具备单独水平状态起吊的可行性。如果采用L型支架、工艺环等设备则大大增加试验件质量，使得分离速度等参数严重失真；

2)试验件的安全性：航天器试验件为一套结构产品，除了完成本试验外还需要开展其他相关试验不能损坏，如果采用自由落体方式或者自由抛体试验方法(free-risetest)，舱体回收难度很大，美国海盗号四套模拟件进行自由抛体试验方法无法参考；

3)试验的有效性：无论采用自由落体、水平摆式或者分离，均无法获得准确分离速度，不满足试验要求，因此，急需一种主动跟随式的分离试验方案。

发明内容

基于此，本发明的发明目的在于提供一种具有扰动力施加功能的航天器地面分离实验装置，该实验装置通过轴向、法向以及扭矩上施加绕动力来进行航天器的地面分离实验，并通过安全减速网是的分离更加安全和可靠。

为了实现上述目的，本发明采用了如下的技术方案：

具有扰动力施加功能的航天器地面分离实验装置，主要由试验平台、轴向力随动施加系统、法向力施加系统、转动力矩施加系统、试验吊具、高速摄影系统组成，试验平台主要由试验支架、航天器停放支架、安全减速网组成，试验平台为轴向力随动施加系统、法向力施加系统和转动力矩施加系统、安全防护网提供安装平台，航天器停放支架用于支撑停放待试验的航天器试验件，安全防护网用于吸收分离后舱段向上运动的动能，使得其平稳停止；试验平台包括有采用型材矩形组装而成的承载框架，承载框架的顶面上设置有横梁，其特征在于，横梁上设置有轴向力随动施加系统，轴向力随动施加系统包括轴向电机伺服组件、轴向提升绳索、吊带和试验吊具，其中轴向提升绳索一端垂直地与轴向电机伺服组件连接，另一端通过吊带与待分离航天器的试验吊具连接；法向力施加系统包括设置在承载框架一侧面上的两个水平电机伺服组件、法向方向内侧绳索和法向方向外侧绳索，两绳索的一端分别连接相应侧的电机伺服组件，另一端分别连接于试验吊具起吊分离航天器的两侧吊点上，且内外侧绳索的水平力作用点等效于作用在被分离航天的质心处；转动力矩施加系统包括力矩电机伺服组件，转动力矩拉力绳索，其中，转动力矩绳索一端连接相应侧的电机伺服组件，一端连接于试验吊具上，且转动力矩拉力绳索的作用点等效于作用在被分离航天的质心处；高速摄影测量系统设置在试验系统中用于测量吊挂舱体的分离速度、角速度、姿态角并记录分离过程。

进一步地，法向力加载系统和转动力矩施加系统采用了空气弹簧进行加载，并利用扭矩离合器进行限制。

进一步地，法向力施加和转动力矩绳索一端固定在扭矩离合器上，另一端通过滑轮组件绕到空气弹簧上，从空气弹簧的另一侧滑轮组件绕出，空气弹簧和扭矩离合器系统的输出力，为空气弹簧力的一半，行程为空气弹簧行程的两倍。

进一步地，当最大加载力达到空气弹簧最大值的90％时，空气弹簧需要释放。

其中，在法向力和转矩加载系统可以设置不同的扭矩离合器以满足不同的法向力和扭矩的需求，扭矩离合器可在试验前从在试验支架侧面的钢板上更换，本试验中分别设置了两种扭矩离合器，其扭矩释放调节范围为20Nm-50Nm和40Nm-100Nm。

其中，由于分离不同的航天器舱体有不同的扭矩限制要求，在法向力和转矩加载系统中设计有不同直径的轮盘，根据加载力范围选择不同的轮盘直径和扭矩离合器的扭矩限定值。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

(1)法向扰动施加系统可以在航天器短期分离过程中施加法向方向的扰动绕动力，通过具有限定力矩的扭矩离合器和空气弹簧组合的方式实现；

(2)扭矩扰动施加系统可以在航天器短期分离过程中施加扭矩方向的扰动力；

(3)轴向分离采用轴向跟随地伺服电机试验，通过绳索确保试验件被拉起后由绳索引起的伸缩影响轴向拉力和速度，并为航天器的分离提供更大范围的加速度，且稳定、可靠、可操作性强。

附图说明

图1a是本发明的具有扰动力施加功能的航天器地面分离实验装置A向上的结构示意图。

图1b是本发明的具有扰动力施加功能的航天器地面分离实验装置B向上的结构示意图。

图中：1-1：试验支架、1-2：航天器支撑支架、1-3：安全防护网、2-1：轴向力随动施加系统、2-2：轴向拉力绳锁、2-3：法向力和转动力矩施加系统、2-4：转动力矩拉力绳索、2-5：法向力施力绳索、3：一维试验吊具、4：高速摄影系统、5-1：被分离的航天器舱体、5-2：保留的航天器舱体。

图2是本发明的具有扰动力施加功能的航天器地面分离实验装置中法向力和转动力矩施加布局系统示意图；

图3是本发明的具有扰动力施加功能的航天器地面分离实验装置中法向力和转动力矩施加原理示意图。

其中，2-3-1：固定板；2-3-2：扭矩离合器；2-3-3：空气弹簧；2-4：转动力矩牵拉绳索；2-5：法向力牵拉绳索。

具体实施方式

下面结合附图和实施例详细说明本发明的实施方式，但这些说明仅仅是示例性的，并不旨在对本发明的保护范围进行任何限制。

参见图1，图1a和图1b分别显示了本发明的具有扰动力施加功能的航天器地面分离实验装置A向和B向上的结构示意图。其中，本发明的具有扰动施加功能的航天器分离实验装置，主要用于模拟航天器在短期分离过程中的受力状态和运动状态，以实现对分离方案及关键技术的验证。该分离实验装置包括试验平台、轴向力随动施加系统2-1、法向力施加系统和转动力矩施加系统2-3、试验吊具3、高速摄影系统4组成，试验平台主要由试验支架1-1、航天器支撑支架1-2、安全减速网1-3组成，试验平台为轴向力随动施加系统、法向力施加系统和转动力矩施加系统、安全防护网提供安装平台，航天器停放支架用于支撑停放待试验的航天器试验件，安全防护网用于吸收分离后舱段向上运动的动能，使得其平稳停止；高速摄影测量用于测量并经计算得到运动舱体位移、角度等并布置在试验支架的周围。

在一具体的实施方式中，试验支架是试验分离加载系统的安装基础，整个系统包括承载框架、防护栏、爬梯、操作平台等组成，承载框架采用型材矩形组装而成。试验支架上固定了试验系统所需要的部件：其中，轴向力施加系统连接部分为：轴向力随动施加系统集成在一块钢板上，同时在钢板上安装有机玻璃保护罩。伺服电机及伺服控制系统固定在的承载底板上，承载底板用16个M20的螺栓与试验支架顶部连接固定。法向力加载系统的连接部分为：法向力加载系统集成在一块钢板上，其固定在试验支架的侧面横梁上。

在一具体的实施方式中，航天器支撑支架主要用于在试验过程中对航天器的支撑作用，支架主要由支撑式适配器、底架、脚轮、转向机构、支撑机构、隔振装置等组成。在支架距离地面8m处设置安全防护网，防护网选用尼龙绳，16mm粗，面积6×8m，覆盖整个支架，电机下端预留边长500mm方孔，不影响电机系统运动。支架8m高处预留吊点，用于连接防护网。

在力施加系统和力矩施加系统方面，轴向力随动施加系统包括伺服控制系统(电机、驱动器、控制器)、拉力传感器构成，安装在试验支架顶部横梁上方，其中拉力传感器串接入垂直牵拉绳索即轴向拉力绳索中，轴向拉力绳索用于连接试验轴向力伺服系统2-1和一维试验吊具3，试验吊具3用于连接待分离的航天器试验件。航天器试验件由被分离的航天器舱体5-1、保留的航天器舱体5-2、连接两者火工装置以及起爆装置组成。被分离的航天器舱体5-1、保留的航天器舱体5-2通过火工装置连接。试验前被分离的航天器舱体5-1与一维试验吊具3连接；保留的航天器舱体5-2与航天器支撑支架1-2。

在法向力和转动力矩施加系统方面，如图2和3所示，分别显示了本发明的具有扰动力施加功能的航天器地面分离实验装置中法向力和转动力矩施加布局系统示意图和原理示意图。法向力和转动力矩施加系统采用了性能优异的空气弹簧进行加载，并利用扭矩离合器进行限制，以保证加载的安全性。图中牵拉绳锁2-4/2-5一端固定在扭矩离合器2-3-1上，之后绕过滑轮2-6-1通过空气弹簧2-3-3，从另一侧滑轮2-6-2绕出，空气弹簧和扭矩离合器系统的输出力，由于滑轮2-6-1和2-6-2的作用，为空气弹簧力的一半，行程为空气弹簧行程的2倍。

在一具体实施方式中，一维试验吊具通过传感器接口块与轴向力随动施加系统的牵拉绳索2-2连接，轴向力随动系统通过伺服系统提升一维试验吊具3。一维试验吊具3的力臂杆3-1通过牵拉绳锁2-4/2-5分别与法向力和转动力矩施加系统的空气弹簧连接。

以下描述本发明的试验过程，其中使用到试验验证系统，试验验证系统包括产品模拟件和火工起爆的模拟装置，用于调试试验系统。产品模拟件是质量特性与受力特性与真实产品相近的模拟件；火工品起爆的模拟装置是通过弹簧储能装置达到火工品起爆产生的分离推力。

本发明的试验过程包括如下步骤；

1)试验参数设定

借助试验验证系统，在试验平台、力和力矩施加系统、试验吊具、高速摄影系统共同作用下，摸索试验参数，为力和力矩施加系统的控制系统提供参数。具体方案详见《一种模拟火工锁起爆装置及其方法》专利申请号为2020103333026。

2)试验前准备

a)航天器被分离舱体与一维吊具连接后，进行质量测试并配平，确保一维吊具的转动轴过被分离舱体的质心。

b)根据试验需求分别设置轴向力拉力、法向力拉力、转动力矩施加值,其中法向力和转动力矩的设置按照如下计算得出：

转矩施加力臂值为L，则根据公式：

Fz＝M·a

式中M—试验件质量，kg

I—转动惯量，kgm2

a—轴向加速度，m/s2

—角加速度，rad/s2

L—转矩施加力臂，m

Fz—法向力，N

Fy—转矩力，N

根据计算得出的Fz和Fy分别选择合适的空气弹簧，并安装到支架上。

3)试验前设置

a)航天器置于支撑平台上，之后移动到试验支架下方，位于轴向力、法向力、转动力矩的施加的合适位置。

b)将航天器与一维吊具连接，一维吊具分别与轴向力的绳索、法向力绳索以及转动力矩绳索进行连接，根据需求调整被分离航天器舱体或者绳索的位置。

C)布置并设置高速摄影系统，并进行标定；

4)正式试验：

a)高速摄影相机开机工作；

b)开启火工品起爆装置，力和力矩施加系统工作；

c)被分离的航天器舱体被火工装置以高速向上分离，轴向力随动施加系统、法向力和转动力矩施加系统模拟航天器被分离舱体在轨状态进行力和力矩施加，一定时间内停止施加力和力矩，被分离航天器舱段撞到上面的防护网进行减速，稳定后进行自由落体后由轴向力随动系统吊装停稳。

5)试验结束。

Claims (8)

1.具有扰动力施加功能的航天器地面分离实验装置，主要由试验平台、轴向力随动施加系统、法向力施加系统、转动力矩施加系统、试验吊具、高速摄影系统组成，试验平台主要由试验支架、航天器停放支架、安全减速网组成，试验平台为轴向力随动施加系统、法向力施加系统和转动力矩施加系统、安全防护网提供安装平台，航天器停放支架用于支撑停放待试验的航天器试验件，安全防护网用于吸收分离后舱段向上运动的动能，使得其平稳停止；试验平台包括有采用型材矩形组装而成的承载框架，承载框架的顶面上设置有横梁，其特征在于，横梁上设置有轴向力随动施加系统，轴向力随动施加系统包括轴向电机伺服组件、轴向提升绳索、吊带和试验吊具，其中轴向提升绳索一端垂直地与轴向电机伺服组件连接，另一端通过吊带与待分离航天器的试验吊具连接；法向力施加系统包括设置在承载框架一侧面上的两个水平电机伺服组件、法向方向内侧绳索和法向方向外侧绳索，两绳索的一端分别连接相应侧的电机伺服组件，另一端分别连接于试验吊具起吊分离航天器的两侧吊点上，且内外侧绳索的水平力作用点等效于作用在被分离航天的质心处；转动力矩施加系统包括力矩电机伺服组件，转动力矩拉力绳索，其中，转动力矩绳索一端连接相应侧的电机伺服组件，一端连接于试验吊具上，且转动力矩拉力绳索的作用点等效于作用在被分离航天的质心处；高速摄影测量系统设置在试验系统中用于测量吊挂舱体的分离速度、角速度、姿态角并记录分离过程。

2.如权利要求1所述的航天器地面分离实验装置，其中，法向力加载系统和转动力矩施加系统采用了空气弹簧进行加载，并利用扭矩离合器进行限制。

3.如权利要求1所述的航天器地面分离实验装置，其中，法向力施加和转动力矩绳索一端固定在扭矩离合器上，另一端通过滑轮组件绕到空气弹簧上，从空气弹簧的另一侧滑轮组件绕出，空气弹簧和扭矩离合器系统的输出力，为空气弹簧力的一半，行程为空气弹簧行程的两倍。

4.如权利要求1所述的航天器地面分离实验装置，其中，当最大加载力达到空气弹簧最大值的90%时，空气弹簧需要释放。

5.如权利要求1所述的航天器地面分离实验装置，其中，在法向力和转矩加载系统设置不同的扭矩离合器以满足不同的法向力和扭矩的需求。

6.如权利要求1所述的航天器地面分离实验装置，其中，扭矩离合器可在试验前从在试验支架侧面的钢板上更换。

7.如权利要求1所述的航天器地面分离实验装置，其中，分别设置了两种扭矩离合器，其扭矩释放调节范围为20Nm-50Nm和40Nm-100Nm。

8.如权利要求1所述的航天器地面分离实验装置，其中，由于分离不同的航天器舱体有不同的扭矩限制要求，在法向力和转矩加载系统中设计有不同直径的轮盘，根据加载力范围选择不同的轮盘直径和扭矩离合器的扭矩限定值。

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