CN112067313B - 一种火星车太阳翼低重力模拟试验装置及试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种火星车太阳翼低重力模拟试验装置及试验方法，可以模拟火星车着陆姿态，并实现太阳翼展开过程火星重力环境的模拟。该装置包含两个功能单元，分别是着陆姿态模拟功能单元与火星重力模拟功能单元。着陆姿态模拟功能单元为一套机械装置，采用手动调节方式，模拟火星车着陆后的不同姿态，同时给太阳翼模拟墙提供固定支撑。火星重力模拟功能单元为一套重力补偿装置，通过连接气球与太阳翼机构，利用气球浮力实现地面环境下火星重力加速度的模拟效果。本发明不仅占地面积小、集成性高，而且操作便携，可降低劳动强度、提高装配效率和装配精度。装置对于提升火星车着陆模拟真实性、增加地面试验可靠性具有重要意义。

Description

一种火星车太阳翼低重力模拟试验装置及试验方法

技术领域

本发明涉及一种火星车太阳翼低重力模拟试验装置及试验方法，属于空间可展开机构地面试验技术领域。

背景技术

传统的用于太阳翼模拟墙位姿调整的装置只有俯仰方向转动轴，偏航方向调整大量依赖人力完成。此装置类型多用于刚性吊挂式太阳翼的地面展开试验，刚性吊挂式太阳翼质心的展开运动轨迹为二位平面。然而，火星车太阳翼机构展开的质心运动轨迹为空间三维方向，并且火星车在地外星体着陆时姿态未知，故传统的太阳翼模拟墙位姿调整的装置已经不再适用。需要研究一种新的装置，既能为火星车太阳翼模拟墙提供安装接口，自身又能具备俯仰、偏航两个位姿方向的灵活调整能力。以便模拟着陆火星后，火星车太阳翼水平、俯仰倾斜、偏航倾斜等多种工况。

常见的低重力模拟方法有气浮平台法、导轨悬吊法两种，气浮平台法与导轨悬吊法均适合于质心二维空间运动，由于火星车太阳翼的质心运动是空间三维轨迹，故无法采用。其他低重力模拟方法如水下浮力法、落塔法与飞机失重法过程复杂、成本过高，而且试验过程易损伤产品，同样不适合于火星车太阳翼低重力地面展开试验的模拟。需要研究一种既经济便捷，又能适应火星车太阳翼空间三维展开的低重力模拟装置。

发明内容

本发明解决的技术问题为：克服上述现有技术的不足，提供一种火星车太阳翼低重力模拟试验装置及试验方法。该装置不仅能为火星车太阳翼模拟墙提供安装接口，且具备俯仰、偏航两个位姿方向的调整能力，同时还可以实现火星车太阳翼机构运动过程中火星重力加速度的模拟。借助此试验装置，可以完成火星车太阳翼各种着陆位姿下的低重力地面展开试验。

本发明解决的技术方案为：一种火星车太阳翼低重力模拟试验装置及试验方法，其特征在于：包括着陆姿态模拟功能单元与火星重力模拟功能单元；

着陆姿态模拟功能单元，包括：固定支撑模块、位姿调节模块；

火星车太阳翼安装在位姿调节模块上，位姿调节模块能够实现火星车太阳翼进行俯仰、偏航两个方向的位姿调节；

位姿调节模块安装在固定支撑模块上；

着陆姿态模拟功能单元的作用为：在火星车太阳翼进行地面展开试验前，固定支撑模块能够对火星车太阳翼进行平面移动，并根据位置需要对火星车太阳翼进行位置固定，同时根据试验要求，固定支撑模块能够对火星车太阳翼的高度进行调整。位姿调节模块能够对太阳翼的俯仰、偏航两种角度进行位姿调整；

火星重力模拟功能单元的作用为：计算火星车太阳翼在展开试验过程中火星环境下重力补偿所需的浮力后，利用火星重力模拟功能单元中重力矩补偿装置或重力补偿装置将计算出的浮力施加在火星车太阳翼上。补偿装置跟随太阳翼运动，对太阳翼展开全过程实时进行重力补偿，实现火星车太阳翼在火星重力环境下的模拟展开。

优选的，火星车太阳翼，是火星探测器供配电分系统的一部分，在火星探测器转移过程及在地外星体表面开展科学探测的光照期可以为火星车提供所需的能源，火星车太阳翼有两组，其中一组对称分布在火星车本体的前部两侧，记为A组太阳翼，另一组对称分布在火星车本体的后部两侧，记为 B组太阳翼；

A组太阳翼中的左右两个太阳翼，分别记为A1翼和A2翼；

B组太阳翼中的左右两个太阳翼，分别记为B1翼和B2翼；

优选的，每组太阳翼，包括两个太阳翼，每个太阳翼由一个电池板、展开铰链、压紧装置组成；

在太阳翼展开时，释放压紧装置对展开铰链的限制，由展开铰链为电池板展开提供驱动力，完成该太阳翼的展开。

优选的，固定支撑模块，包括：车轮组件(1)、支架车本体(2)、螺旋升降装置组件(3)、支架车支撑管(4)、配重箱(5)；

固定支撑模块中，支架车本体(2)是固定支撑模块的承力主结构件，支架车本体(2)由三组横梁钢方管与两组竖梁钢方管组成，三组横梁钢方管的两端分别与两组竖梁钢方管焊接，呈Ⅲ字形结构；

车轮组件(1)共有四组，采用螺栓安装在支架车本体(2)底面四角，车轮组件(1)能够带动支架车本体(2)移动；

在支架车本体(2)的两侧横梁与竖梁交叉点处开孔，安装螺旋升降装置组件(3)，螺旋升降装置组件(3)共有四组；螺旋升降装置组件(3) 能够实现对带动支架车本体(2)进行升降调节；

配重箱(5)，安装在支架车本体(2)的两个相邻横梁之间，采用螺纹连接的形式，与两个相邻横梁固定；

在支架车本体(2)的中间横梁的两端与竖梁形成的两个交叉点的上表面分别安装支架车支撑管(4)，支架车支撑管(4)共有二组；

优选的，固定支撑模块的作用是给着陆姿态模拟功能单元提供固定支撑，在满足强度的条件下，尽可能节约空间；固定支撑模块具备高度方向的调节能力，通过螺旋升降装置组件(3)可实现支架车本体(2)的四角同时升降以及粗调模拟墙位姿的功能。车轮组件(1)具备转向与前进双方向的锁紧功能，可实现着陆姿态模拟功能单元灵活移动与可靠定位；配重箱(5) 一方面便于操作者存放工量器具，另一方面，作为配重箱，防止因安装火星车太阳翼后侧翻力矩太大引起的安全事故。

优选的，位姿调节模块包括：短轴轴承支撑组件(6)、长轴轴承支撑组件(7)、转接架(8)、花盆(9)、减速器1(10)、减速器2(11)、手柄1(12)、手柄2(13)；

位姿调节模块，具有俯仰位姿调节与偏航位姿调节功能；俯仰位姿调节对象为转接架(8)，转接架(8)一端连接短轴轴承支撑组件(6)，另一端通过长轴轴承支撑组件(7)的预留孔与减速器1(10)键连接；短轴轴承支撑组件(6)与长轴轴承支撑组件(7)分别安装于二组支架车支撑管(4) 上方，转接架(8)能够相对短轴轴承支撑组件(6)与长轴轴承支撑组件(7) 转动，减速器1(10)安装在其中一个支架车支撑管(4)上，手柄1(12) 通过键连接在减速器1(10)上；

偏航位姿调节对象为花盆(9)，花盆(9)包括上对接框和下对接框、支撑柱；上对接框和下对接框通过多根支撑柱连接；上对接框作为花盆(9) 的上表面；花盆(9)上表面开设一圈螺纹孔，用于连接火星车太阳翼模拟墙(16)，模拟墙是用来模拟火星车本体与太阳翼接口的工装；花盆(9) 的下对接框两端设有安装轴，其中一端的安装轴穿过转接架(8)的预留孔，与减速器2(11)通过键连接，减速器2(11)固定在转接架(8)外侧；手柄2(13)通过键连接在减速器2(11)上。

优选的，位姿调节模块的作用是精调花盆(9)上表面的空间位姿；旋转手柄1(12)输出传动力，将传动力通过减速器1(10)减速后，传递给长轴轴承支撑组件(7)，使长轴轴承支撑组件(7)沿轴向旋转，从而带动转接架(8)旋转。以转接架(8)上表面与水平方向平行记为俯仰0°，实现转接架(8)俯仰方向-35°～+35°的调节。

优选的，旋转手柄2(13)输出传动力，将传动力通过减速器2(11) 减速后，带动花盆(9)沿轴向旋转。以花盆(9)上表面与水平方向平行记为偏航0°，实现花盆(9)在偏航方向-35°～+35°的调节。

优选的，火星重力模拟功能单元，分为重力矩补偿装置、重力补偿装置，分别适用于火星车太阳翼A翼(14)与B(15)翼。A翼(14)与B翼(15) 呈折叠压合状态与模拟墙(16)固定连接。重力矩补偿装置包含A翼转接板(17)、A翼转接环(19)、A1翼绳索(20-1)、A2翼绳索(20-2)、A1翼气球(21-1)、A2翼气球(21-2)。重力补偿装置包含B翼转接板1 (22)、B翼转接板2(23)、B翼吊挂杆1(24)、B翼吊挂杆2(25)、 B翼转接环(26)、B翼绳索1(27)、B翼绳索2(28)、B1翼绳索3(29-1)、 B2翼绳索3(29-2)、B翼吊梁(30)、B翼转接块(31)、B1翼气球(32-1)、 B2翼气球(32-2)。

优选的，对于重力矩补偿装置，包含两套装置，分别用于A1翼(14-1) 与A2翼(14-2)，两套装置中除A1翼绳索(20-1)、A2翼绳索(20-2) 与A1翼气球(21-1)、A2翼气球(21-2)有区分外，其余构件均相同。

A翼转接板(17)通过A翼(14)侧面预留的螺纹孔固定，在A翼转接板(17)上预留多个螺纹孔，使A翼转接环(19)与A翼转接板(17) 连接后，不与太阳翼发生干涉。A翼转接环(19)为带有螺纹杆的闭环圆环，用来连接A1翼绳索(20-1)或A2翼绳索(20-2)的一端。A1翼绳索(20-1)、 A2翼绳索(20-2)的另一端对应连接A1翼气球(21-1)、A2翼气球(21-2)。

重力矩补偿装置中，A1翼气球(21-1)、A2翼气球(21-2)内为氦气，使其具备所需要的浮力。浮力通过A1翼绳索(20-1)或A2翼绳索(20-2) 作用于A翼转接环(19)，最终通过A翼转接板(17)分别对A1翼(14-1)、 A2翼(14-2)进行火星重力模拟。

优选的，对于重力补偿装置，包含两套装置，分别用于B1翼(15-1) 与B2翼(15-2)，两套装置中除B1翼绳索3(29-1)、B2翼绳索3(29-2) 与B1翼气球(32-1)、B2翼气球(32-2)有区分外，其余构件均相同。

太阳翼两侧边分别安装B翼转接板1(22)、B翼转接板2(23)，B 翼吊挂杆1(24)、B翼吊挂杆2(25)分别与B翼转接板1(22)、B翼转接板2(23)连接。B翼吊挂杆1(24)与B翼吊挂杆2(25)上均安装 B翼转接环(26)后分别与B翼绳索1(27)、B翼绳索2(28)连接。B 翼吊梁(30)的两端分别安装B翼转接块(31)，用于连接B翼绳索1(27)、B翼绳索2(28)的另一端。B翼吊梁(30)的中部位置安装第三个B翼转接块(31)，用于连接B1翼绳索3(29-1)或B2翼绳索3(29-2)，从而连接B1翼气球(32-1)或B2翼气球(32-2)。

重力补偿装置中，B1翼气球(32-1)、B2翼气球(32-2)内为氦气，使其具备所需要的浮力。浮力通过B1翼绳索3(29-1)、B2翼绳索3(29-2)、 B翼转接块(31)作用于B翼吊梁(30)。B翼吊梁(30)再将浮力通过B 翼绳索1(27)、B翼绳索2(28)、B翼转接环(26)传递给B翼吊挂杆 1(24)、B翼吊挂杆2(25)。利用B翼转接板1(22)、B翼转接板2 (23)分别与B翼吊挂杆1(24)、B翼吊挂杆2(25)固定连接关系，浮力最终作用于B1翼(15-1)、B2翼(15-2)进行火星重力模拟。

本发明一种火星车太阳翼低重力模拟试验方法，步骤如下：

(1)试验前准备工作，包含检查装置机械状态、零部件齐套性，以及准备试验所需的工具、量具；

(2)着陆姿态模拟功能单元就位，通过固定支撑模块中的车轮组件(1) 将装置移动至试验场地。位置确定后，通过螺旋升降装置组件(3)调节装置高度，直至符合要求；

(3)火星车太阳翼模拟墙(16)用螺栓固定在花盆(9)上，将太阳翼 A1翼(14-1)、A2翼(14-2)、B1翼(15-1)、B2翼(15-2)安装在模拟墙(16)上；

(4)通过着陆姿态模拟功能单元的位姿调整模块，实现太阳翼空间俯仰角度、偏航角度两个方向的调节定位；

(5)对B1翼气球(32-1)、B2翼气球(32-2)的尺寸、浮力值进行计算；

(6)对火星重力模拟单元中重力补偿装置进行连接固定，使B1翼气球(32-1)、B2翼气球(32-2)的浮力传递给B1翼(15-1)、B2翼(15-2)；

(7)火星车太阳翼B翼地面展开试验；

(8)对A1翼气球(21-1)、A2翼气球(21-2)的尺寸、浮力值进行计算；

(9)对火星重力模拟单元中重力矩补偿装置进行连接固定，使A1翼气球(21-1)、A2翼气球(21-2)的浮力传递给A1翼(14-1)、A2翼(14-2)；

(10)火星车太阳翼A翼地面展开试验；

本发明与现有技术相比的有益效果在于：

(1)本发明的装置应用于航天器机构类产品，包含着陆姿态模拟功能单元与火星重力模拟功能单元，在现有技术无法满足火星车太阳翼地面低重力模拟试验的情况下，本装置可以为试验提供有效保障。

(2)现有的姿态模拟装置只能在俯仰方向实现角度精确调节，偏航方向调节时，依赖人体与支架车推力冲击，给人员及产品带来安全隐患。本发明装置的着陆姿态模拟功能单元既能为火星车太阳翼模拟墙提供安装接口，又能具备俯仰、偏航两个位姿方向-35°～35°的精确调整能力。通过装置内的减速器来调节，大大提高了操作效率与精度。

(3)现有的气浮平台法与导轨悬吊法无法适用于火星车太阳翼三维空间展开。本发明装置的火星重力模拟功能单元采用气球浮力吊挂方式。对于 A类太阳翼，利用重力矩补偿原理实现A类太阳翼火星重力加速度的模拟。对于B类太阳翼，采用重力补偿原理实现B类太阳翼火星重力加速度的模拟。气球吊挂装置可以跟随太阳翼运动，且满足试验装置与试验对象之间不干涉的要求，重力补偿误差小，模拟角度高。此外，该装置具备即用即装、拆装快速、重量轻、操作便捷等优点。

(4)该装置制造经济成本低、安全性高。目前大型位姿调整电动平台由控制系统与机械系统组成，造价昂贵。而低重力模拟法中水下浮力法、飞机失重法、落塔法等成本也远大于本装置。该装置为纯机械构造，结构简单实用，外形尺寸小巧，制造成本比较低。本装置操作过程不涉及复杂的起吊、运输作业，安全性大大提升。

(5)本发明应用与推广性强，装置中着陆姿态模拟功能单元接口为法兰面结构，连接面为环状平面，适用性强，不仅适用于火星车太阳翼，还可以广泛用于其他行业产品的存放固定、空间位姿调整等工作场合。火星重力模拟功能单元所采用的气球吊挂装置不仅可以应用到探月工程探测器三维空间展开机构的地面模拟试验，也可推广到单翼小卫星太阳翼以及其他三维空间运动的机构产品的低重力地面模拟试验。具有较实用的工程意义。

附图说明

图1本发明火星车太阳翼收拢状态示意图；

图2本发明火星车太阳翼展开状态示意图；

图3本发明着陆姿态模拟功能单元结构图；

图4本发明火星重力模拟功能单元重力矩补偿装置结构图；

图5本发明火星重力模拟功能单元重力矩补偿装置局部结构放大图(以 A2翼为例)；

图6本发明火星重力模拟功能单元重力补偿装置结构图；

图7-1本发明火星重力模拟功能单元B翼吊梁结构图(以B1翼为例)；

图7-2本发明火星重力模拟功能单元B翼转接块结构图；

图8本发明火星重力模拟功能单元重力补偿装置局部结构放大图(B翼外侧)；

图9本发明火星重力模拟功能单元重力补偿装置局部结构放大图(B翼内侧)；

图10本发明火星车太阳翼低重力地面展开试验流程图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述。

本发明涉及一种火星车太阳翼低重力模拟试验装置及试验方法，可以模拟火星车着陆姿态，并实现太阳翼展开过程火星重力环境的模拟。该装置包含两个功能单元，分别是着陆姿态模拟功能单元与火星重力模拟功能单元。着陆姿态模拟功能单元为一套机械装置，采用手动调节方式，模拟火星车着陆后的不同姿态，同时给太阳翼模拟墙提供固定支撑。火星重力模拟功能单元为一套重力补偿装置，通过连接气球与太阳翼机构，利用气球浮力实现地面环境下火星重力加速度的模拟效果。本发明不仅占地面积小、集成性高，而且操作便携，可降低劳动强度、提高装配效率和装配精度。装置对于提升火星车着陆模拟真实性、增加地面试验可靠性具有重要意义。

太阳翼是航天器结构中重要组成部分，通过太阳翼把空间轨道上的太阳光能转换为电能，为航天器提供能源。太阳翼产品地面展开试验是太阳翼产品研制过程中最重要的试验环节，要求借助地面装置模拟外太空重力加速度，并完成太阳翼由收拢状态到展开状态的运动。地面展开试验中，模拟墙与低重力模拟装置是必不可少两类地面试验工装。模拟墙用来模拟航天器本体与太阳翼的机械接口，其位置姿态需要用专用的位姿装置固定调试。低重力模拟装置则为太阳翼提供重力补偿，实现太阳翼的低重力试验状态。

火星探测项目是我国继载人航天工程、嫦娥工程之后又一个重大空间探索项目，也是我国首次开展的地外行星空间环境探测活动。火星车也叫火星探测巡视器，着陆火星后，火星车转移到火星表面，开启对火星的科学勘察与测试活动。

火星车太阳翼产品是火星探测器供配电分系统的核心组成部分，在探测器转移过程及在地外星体表面开展科学探测的光照期可以为火星车提供所需的能源。火星车太阳翼分布在火星车本体两侧，共有两组，呈对称构型。

图1与图2分别为火星车太阳翼收拢状态、展开状态的模型示意图。太阳翼中的一组对称分布在火星车本体的前部两侧，记为A组太阳翼，A组太阳翼中的左右两个太阳翼，分别记为A1翼(14-1)和A2翼(14-2)，统称为A翼(14)。另一组对称分布在火星车本体的后部两侧，记为B组太阳翼。B组太阳翼中的左右两个太阳翼，分别记为B1翼(15-1)和B2翼 (15-2)，统称为B翼(15)。每个太阳翼均由一块可展开收拢的电池板、展开铰链、压紧装置等部件组成。

在火星车本体上，本体的顶板与太阳翼通过铰链连接，A组太阳翼对称收拢压合在顶板上，B组太阳翼对称收拢压合在A组太阳翼上，两组太阳翼最终通过压紧装置固定。在火星车着陆后，太阳翼进行展开指令，释放压紧装置对展开铰链的限制，由展开铰链为电池板提供驱动力，完成太阳翼的展开。展开时，先展开B组太阳翼先展开，再展开A组太阳翼。

为模拟火星车着陆姿态以及火星重力下太阳翼的展开性能，需要在地面开展模拟试验。火星车本体的顶板用太阳翼模拟墙代替，模拟墙为一种地面工装，给太阳翼提供接口，试验前需要将太阳翼与模拟墙安装固定。通过调整模拟墙的高度、俯仰角度、偏航角度来模拟火星车着陆的姿态。通过低重力模拟装置对太阳翼进行重力补偿来实现火星重力加速度的模拟。

本发明涉及一种火星车太阳翼低重力地面模拟试验装置，该装置包括着陆姿态模拟功能单元与火星重力模拟功能单元。两个功能单元配合使用，可以达到模拟火星车着陆姿态，并实现太阳翼展开过程火星重力模拟的目的。

其中，着陆姿态模拟功能单元包括：固定支撑模块、位姿调节模块。采用手动调节方式，可以模拟火星车着陆后的不同姿态，同时给太阳翼模拟墙提供固定支撑。

图3为着陆姿态模拟功能单元结构图，着陆姿态模拟功能单元中固定支撑模块包括：车轮组件(1)、支架车本体(2)、螺旋升降装置组件(3)、支架车支撑管(4)、配重箱(5)；位姿调节模块包括：短轴轴承支撑组件 (6)、长轴轴承支撑组件(7)、转接架(8)、花盆(9)、减速器1(10)、减速器2(11)、手柄1(12)、手柄2(13)。

固定支撑模块中，支架车本体(2)是固定支撑模块的承力主结构件，支架车本体(2)由三组横梁钢方管与两组竖梁钢方管组成，三组横梁钢方管的两端分别与两组竖梁钢方管焊接，呈Ⅲ字形结构。

车轮组件(1)共有四组，每组包含车轮、刹车片、安装板、车轮轴承等。车轮组件(1)采用螺栓安装在支架车本体(2)四角，车轮组件(1) 能够带动支架车本体(2)移动或旋转，并通过刹车片对支架车本体(2)进行固定。在支架车本体(2)的两侧横梁与竖梁交叉点处开孔，安装螺旋升降装置组件(3)，螺旋升降装置组件(3)共有四组，每组包含手轮、螺旋杆、支撑块、防滑垫等；手动旋转螺旋升降装置组件(3)的手轮能够实现对带动支架车本体(2)进行升降调节。

配重箱(5)，安装在支架车本体(2)的两个相邻横梁之间，采用螺纹连接的形式，与两个相邻横梁固定；在支架车本体(2)的中间横梁的两端与竖梁形成的两个交叉点处分别安装支架车支撑管(4)，支架车支撑管(4) 共有二组。

固定支撑模块的作用是给着陆姿态模拟功能单元提供固定支撑，在满足强度的条件下，尽可能节约空间；固定支撑模块具备高度方向的调节能力，通过螺旋升降装置组件(3)可实现支架车本体(2)的四角同时升降以及粗调位姿的功能。车轮组件(1)具备转向与前进双方向的锁紧功能，可实现着陆姿态模拟功能单元灵活移动与可靠定位；配重箱(5)一方面便于操作者存放工量器具，另一方面，作为配重箱，防止因安装火星车太阳翼后侧翻力矩太大引起的安全事故。

如图3所示，着陆姿态模拟功能单元中位姿调节模块包括：短轴轴承支撑组件(6)、长轴轴承支撑组件(7)、转接架(8)、花盆(9)、减速器1(10)、减速器2(11)、手柄1(12)、手柄2(13)；位姿调节模块安装在固定支撑模块上。

位姿调节模块，具有俯仰位姿调节与偏航位姿调节功能。俯仰位姿调节对象为转接架(8)，转接架(8)两侧设有长短两轴，短轴端通过轴承连接短轴轴承支撑组件(6)，长轴端通过长轴轴承支撑组件(7)的预留孔与减速器1(10)键连接。短轴轴承支撑组件(6)与长轴轴承支撑组件(7)分别安装于二组支架车支撑管(4)上方，转接架(8)能够相对短轴轴承支撑组件(6)与长轴轴承支撑组件(7)转动，减速器1(10)安装在其中一个支架车支撑管(4)上，手柄1(12)通过键连接在减速器1(10)的输入轴端上。

偏航位姿调节对象为花盆(9)，花盆(9)包括上对接框、下对接框和支撑柱，上对接框和下对接框通过多根支撑柱连接。上对接框作为花盆(9) 的上表面，开设一圈螺纹孔，用于连接火星车太阳翼模拟墙(16)，花盆(9) 的下对接框两端设有长短安装轴，其中长轴穿过转接架(8)的预留孔，与减速器2(11)通过键连接，短轴与转接架(8)的预留孔连接。减速器2 (11)固定在转接架(8)外侧，手柄2(13)通过键连接在减速器2(11) 的输入轴端上。

位姿调节模块的作用是精调花盆(9)上表面的空间位姿。减速器1(10) 为涡轮蜗杆结构，蜗杆为输入轴端，涡轮为输出轴端，旋转手柄1(12)输入传动力，将传动力通过减速器1(10)减速并变向后，传递给长轴轴承支撑组件(7)，使长轴轴承支撑组件(7)沿轴向旋转，从而带动转接架(8) 旋转。以转接架(8)上表面与水平方向平行记为俯仰0°，通过减速器1 (10)的涡轮蜗杆及自锁结构，实现转接架(8)俯仰方向-35°～+35°的调节。

减速器2(11)为涡轮蜗杆结构，蜗杆为输入轴端，涡轮为输出轴端，旋转手柄2(13)输入传动力，将传动力通过减速器2(11)减速并变向后，带动花盆(9)沿轴向旋转。以花盆(9)上表面与水平方向平行记为偏航0 °，通过减速器2(11)的涡轮蜗杆及自锁结构，可实现花盆(9)在偏航方向优选的-35°～+35°的调节。

着陆姿态模拟功能单元的作用在于，在火星车太阳翼进行地面展开试验前，着陆姿态模拟功能单元能够对火星车太阳翼进行平面移动，并根据位置需要对火星车太阳翼进行位置固定，同时，根据试验要求，着陆姿态模拟功能单元能够对火星车太阳翼的高度、俯仰、偏航三种位姿进行调整。

如图4与图6所示，A翼(14)与B翼(15)均与模拟墙(16)固定连接。模拟墙(16)为一种地面工装，模拟火星车本体，给太阳翼提供接口，模拟墙(16)与太阳翼连接后，安装在着陆姿态模拟功能单元的花盆(9) 的上对接框上。在火星车太阳翼地面低重力展开试验前期，通过调节花盆(9) 的位姿从而确定模拟墙(16)与太阳翼的位姿，达到模拟火星车着陆姿态的效果。

优选的，火星重力模拟功能单元包括：重力矩补偿装置和重力补偿装置两个类型，分别适用于火星车太阳翼A翼(14)与B翼(15)。地面低重力展开试验期间，A组太阳翼对称收拢压合在模拟墙(16)上，B组太阳翼对称收拢压合在A组太阳翼上，两组太阳翼最终通过压紧装置固定。着陆姿态调整到位后，进行两组太阳翼的展开试验。火星重力模拟功能单元满足试验装置与试验对象之间不干涉的需求，同时可以跟随太阳翼运动。展开时，先展开B组太阳翼先展开，再展开A组太阳翼。

优选的，对于重力矩补偿装置，如图4与图5，分别为火星重力模拟功能单元重力矩补偿装置结构图与局部结构放大图。重力矩补偿装置包含A 翼转接板(17)、A翼转接环(19)、A1翼绳索(20-1)、A2翼绳索(20-2)、 A1翼气球(21-1)、A2翼气球(21-2)。重力矩补偿装置共有两套，分别用于A1翼(14-1)与A2翼(14-2)，两套装置中除A1翼绳索(20-1)、 A2翼绳索(20-2)与A1翼气球(21-1)、A2翼气球(21-2)有区分外，其余构件均相同。

优选的，A翼转接板(17)通过A翼(14)侧面预留的螺纹孔固定，在A翼转接板(17)上预留多个螺纹孔，使A翼转接环(19)与A翼转接板(17)连接后，不与太阳翼发生干涉。A翼转接环(19)为带有螺纹杆的闭环圆环，用来连接A1翼绳索(20-1)或A2翼绳索(20-2)的一端。A1 翼绳索(20-1)、A2翼绳索(20-2)的另一端对应连接A1翼气球(21-1)、A2翼气球(21-2)。

优选的，重力矩补偿装置中，A1翼气球(21-1)、A2翼气球(21-2) 内为氦气，使其具备所需要的浮力。浮力通过A1翼绳索(20-1)或A2翼绳索(20-2)作用于A翼转接环(19)，最终通过A翼转接板(17)分别对A1翼(14-1)、A2翼(14-2)进行火星重力模拟。

优选的，对于太阳翼A翼，火星重力加速度优选为地球重力加速度的 38％，气球装置提供的浮力值F_m优选由公式(1)确定。

(1-P)F_m·k·L_m＝(1-38％)·G_A·L_A 式(1)

式中：F_m—A翼气球吊挂需要提供的浮力；

L_m—气球吊挂力对于太阳翼铰链转轴的力臂距离；

G_A—A翼自身重力；

L_A—A翼质心对于太阳翼铰链转轴的力臂距离；

P—A翼气球漏气率；

k—A翼转接环长度系数；

计算得到浮力值F_m后，A1翼气球(21-1)与A2翼气球(21-2)中充氦气，用A1翼绳索1(20-1)、A2翼绳索(20-2)分别连接A1翼气球(21-1) 与A2翼气球(21-2)后，采用弹簧秤拉动绳索检查确认数值正确性。如果充气量超出浮力值，可通过在气球上捆绑重物来调整气球浮力，直到符合要求。

优选的，对于重力补偿装置，如图6～9，包含B翼转接板1(22)、B 翼转接板2(23)、B翼吊挂杆1(24)、B翼吊挂杆2(25)、B翼转接环(26)、B翼绳索1(27)、B翼绳索2(28)、B1翼绳索3(29-1)、 B2翼绳索3(29-2)、B翼吊梁(30)、B翼转接块(31)、B1翼气球(32-1)、 B2翼气球(32-2)。

优选的，重力补偿装置共有两套，分别用于B1翼(15-1)与B2翼(15-2)，两套装置中除B1翼绳索3(29-1)、B2翼绳索3(29-2)与B1翼气球(32-1)、B2翼气球(32-2)有区分外，其余构件均相同。

优选的，太阳翼两侧边分别安装B翼转接板1(22)、B翼转接板2(23)， B翼吊挂杆1(24)、B翼吊挂杆2(25)分别与B翼转接板1(22)、B 翼转接板2(23)连接。B翼吊挂杆1(24)与B翼吊挂杆2(25)上均安装B翼转接环(26)后分别与B翼绳索1(27)、B翼绳索2(28)连接。 B翼吊梁(30)的两端分别安装B翼转接块(31)，用于连接B翼绳索1 (27)、B翼绳索2(28)的另一端。B翼吊梁(30)的中部位置安装第三个B翼转接块(31)，用于连接B1翼绳索3(29-1)或B2翼绳索3(29-2)，从而连接B1翼气球(32-1)或B2翼气球(32-2)。

优选的，重力补偿装置中，B1翼气球(32-1)、B2翼气球(32-2)内为氦气，使其具备所需要的浮力。浮力通过B1翼绳索3(29-1)、B2翼绳索3(29-2)、B翼转接块(31)作用于B翼吊梁(30)。B翼吊梁(30) 再将浮力通过B翼绳索1(27)、B翼绳索2(28)、B翼转接环(26)传递给B翼吊挂杆1(24)、B翼吊挂杆2(25)。由于B翼转接环(26)B 翼吊挂杆可相对转动，在太阳翼展开时不会卡滞。利用B翼转接板1(22)、 B翼转接板2(23)分别与B翼吊挂杆1(24)、B翼吊挂杆2(25)固定连接关系，浮力最终作用于B1翼(15-1)、B2翼(15-2)进行火星重力模拟。B翼转接板1(22)、B翼转接板2(23)预留多个螺纹孔，使得吊挂装置连接后，B1翼绳索3(29-1)、B2翼绳索3(29-2)在竖直方向的投影分别与B1翼、B2翼质心位置重合。

优选的，对于太阳翼B翼，火星重力加速度为地球重力加速度的38％，气球装置提供的浮力值F_n优选由公式(2)确定。

(1-P)·(F_n-F_l)＝(1-38％)·G_B 式(2)

式中：F_n—B翼气球吊挂需要提供的浮力；

G_B—B翼自身重力；

P—A翼气球漏气率；

F_l—B翼吊梁的重力；

计算得到浮力值F_n后，B1翼气球(32-1)与B2翼气球(32-2)中充氦气，用B1翼绳索3(29-1)、B2翼绳索3(29-2)分别连接B1翼气球 (32-1)、B2翼气球(32-2)后，采用弹簧秤拉动绳索检查确认数值正确性。如果充气量超出浮力值，可通过在气球上捆绑重物来调整气球浮力，直到符合要求。

本发明进一步的优选方案为：在着陆姿态模拟功能单元中，减速器1 (10)与减速器2(11)为重点部件。减速器1(10)与减速器2(11)的外壳为铸铁材料，蜗杆材料优选20Cr钢，结果碳、氮共渗处理，精磨后保持齿面硬度HRC60，硬度厚度优选大于0.5mm。涡轮采用耐磨铸锡青铜制作。涡轮蜗杆的精确传动是保障减速器有效运行的重要保障。

本发明进一步的优选方案为：在火星重力模拟功能单元中，四个气球即 A1翼气球(21-1)、A2翼气球(21-2)、B1翼气球(32-1)与B2翼气球(32-2)为重点部件。其中，A1翼气球(21-1)、B1翼气球(32-1)为球状气球，A2翼气球(21-2)、B2翼气球(32-2)为圆柱状气球。A、B翼气球材料相同，内囊材料为高空气球膜，外囊材料为高强锦丝绸，内部充氦气。

本发明进一步的优选方案为：对于球状气球，气球蒙皮密度优选为 130g/m²，一个标准大气压下空气密度优选为1.29kg/m³，氦气密度优选为 0.18kg/m³，以A翼气球为例，球状气球的尺寸优选满足计算公式(3)～公式(5)。

F_m球＝F_s-M_qg＝(ρ_k-ρ_h)gV_球-0.13S_球g 式(3)

V_球＝4/3πR_球 ³ 式(4)

S_球＝4πR_球 ² 式(5)

式中，F_m球—A翼球状气球所提供的浮力；

V_球—A翼球状气球的体积；

S_球—A翼球状气球的表面积；

R_球—A翼球状气球的尺寸半径；

g—地球重力加速度；

本发明进一步的优选方案为：对于圆柱形气球，考虑圆柱气球直径大、厚度小，优选在气球1/2半径处设计加强内胆，该内胆密度优选为100g/m²，同样用密度优选为0.18kg/m³的氦气充气，以A翼气球为例，则圆柱形气球的尺寸计算符合公式为(6)～公式(9)：

F_m柱＝F_s-M_qg＝(ρ_k-ρ_h)gV_柱-0.13S_柱g-0.1S₁g 式(6)

V_柱＝πR_柱 ³h_柱 式(7)

S_柱＝2πR_柱 ²+2πR_柱h_柱 式(8)

S₁＝πR_柱h_柱 式(9)

式中：F_m柱—A翼圆柱状气球所提供的浮力；

V_柱—A翼柱状气球的体积；

S_柱—A翼柱状气球的表面积；

S₁—A翼柱状气球的内胆面积面积；

R_柱—A翼柱状气球的半径尺寸；

g—地球重力加速度；

h_柱—A翼柱状气球的厚度尺寸；

本发明实现产品安全、调整位姿精度提高的进一步方案：在着陆姿态模拟功能单元，要求俯仰角度、偏航角度调节时，转接架(8)、花盆(9)的旋转速度优选不宜过大。设转接架(8)转速为z₁，花盆(9)的转速为z₂，减速器1(10)中涡轮齿数为n₁，蜗杆头数为n₂，减速器2(11)中涡轮齿数为n₃，蜗杆头数为n₄。手柄1(12)的转速z₃优选满足公式(10)时，可使转接架(8)转速不超过5°/s，可有效提升俯仰角度调节的精准性与调节效率。

手柄2(13)的转速z₄优选满足公式(12)时，可使花盆(9)的转速优选不超过5°/s，可有效提升偏航角度调节的精准性与调节效率。

本发明实现减小火星重力模拟误差的的进一步方案：在火星重力模拟功能单元中，对于A翼气球，气球提供的浮力为F_m，气球吊挂力对于太阳翼转轴的力臂距离为L_m，A翼自身重力为G_A，A翼质心对于太阳翼转轴的力臂距离为L_A。其中，P为A翼气球漏气率，k为A翼转接环长度系数，取值范围优选为1～1.03。重力矩补偿装置所带来的补充误差η_A需要满足公式(12)，可有效补偿A翼重力矩，提升火星重力模拟真实性。

对于B翼气球，气球提供的浮力为F_n，B翼吊梁的重力为F_l，B翼自身重力为G_B。P为B翼气球漏气率。重力补偿装置所带来的补充误差η_B优选需要满足公式(13)，可有效补偿B翼重力，提升火星重力模拟真实性。

图1为火星车太阳翼收拢状态示意图，包含(14-1)-A1翼、(14-2) -A2翼、(15-1)-B1翼、(15-2)-B2翼在火星车本体上收拢压合状态的示意关系，(14-1)-A1翼与(14-2)-A2翼、(15-1)-B1翼与(15-2) -B2翼均对称分布，B翼压在A翼上方。图2火星车太阳翼展开状态示意图，包含(14-1)-A1翼、(14-2)-A2翼、(15-1)-B1翼、(15-2)-B2翼在火星车本体上展开状态的示意关系。

如图3为本发明装置的着陆姿态模拟功能单元结构示意图。其中，(1) -车轮组件、(2)-支架车本体、(3)-螺旋升降装置组件、(4)-支架车支撑管、(5)-配重箱、(6)-短轴轴承支撑组件圈、(7)-长轴轴承支撑组件、(8)-转接架、(9)-花盆、(10)-减速器1、(11)-减速器2、 (12)-手柄1、(13)-手柄2。

如图4为本发明装置的火星重力模拟功能单元的重力矩补偿装置结构图(部分构件在图5体现)，太阳翼A翼呈收拢状态。包含(14-1)-A1 翼、(14-2)-A2翼、(16)-模拟墙、(17)-A翼转接板、(19)-A翼转接环、(20-1)-A1翼绳索、(20-2)-A2翼绳索、(21-1)-A1翼气球、 (21-2)-A2翼气球。图5为以A2翼为例，重力矩补偿装置局部结构放大图，包含(17)-A翼转接板、(19)-A翼转接环、(20-2)-A2翼绳索。

如图6为火星重力模拟功能单元重力补偿装置结构图，太阳翼B翼呈收拢状态，部分构件在图7-1、图7-2、图8、图9体现。包含(15-1)-B1翼、 (15-2)-B2翼、(16)-模拟墙、(22)-B翼转接板1、(23)-B翼转接板2、(24)-B翼吊挂杆1、(25)-B翼吊挂杆2、(26)-B翼转接环、(27) -B翼绳索1、(28)-B翼绳索2、(29-1)-B1翼绳索3、(29-2)-B2翼绳索3、(30)-B翼吊梁、(31)-B翼转接块、(32-1)-B1翼气球、(32-2) -B2翼气球。图7-1为B翼吊梁结构图(以B1翼为例)，图中给出(27) -B翼绳索1、(28)-B翼绳索2、(29-1)-B1翼绳索3、(30)-B翼吊梁、(31)-B翼转接块之间的连接关系。图7-2为B翼转接块结构图。

图8为火星重力模拟功能单元，B翼外侧重力补偿装置局部结构放大图。图中包含(23)-B翼转接板2、(25)-B翼吊挂杆2、(26)-B翼转接环、 (28)-B翼绳索2之间的位置关系。图9为B翼内侧重力补偿装置局部结构放大图，图中包含(22)-B翼转接板1、(24)-B翼吊挂杆1、(26)-B 翼转接环、(27)-B翼绳索1之间的位置关系。

利用上述装置对火星车太阳翼进行低重力地面试验的实施流程如图10 所示，本发明的一种火星车太阳翼低重力模拟试验方法，优选方案步骤如下：

在开始试验前，检查该装置各连接部位的紧固状态，保证没有开裂、变形、松动等情况。准备好装置中的各零部件、气球、氦气、通用扳手、卷尺、弹簧秤、数显倾角仪、连接螺栓等必要的工具仪器。

着陆姿态模拟功能单元实施过程分为装置就位与姿态调节两个阶段。如图3所示，四人同时手动旋转四组螺旋升降装置组件(3)的手轮，使螺旋升降装置组件(3)离开地面，打开四个车轮组件(1)的自锁功能，推动支架车装置转移至指定场所。位置确定后，关闭四个车轮组件(1)的自锁功能，四人同时手动旋转四组螺旋升降装置组件(3)的手轮，使螺旋升降装置组件(3)紧挨地面，保证四个车轮组件(1)离地。用卷尺测量短轴轴承支撑组件(6)转轴中心距离地面的高度，四人配合转动螺旋升降装置组件 (3)直至符合要求。

将火星车太阳翼模拟墙(16)安装在花盆(9)的上表面，通过一圈螺栓紧固连接。将太阳翼A1翼(14-1)、A2翼(14-2)安装在模拟墙(16) 上，此时A翼呈图2中收拢状态。将B1翼(15-1)、B2翼(15-2)安装在模拟墙(16)上，此时B翼呈图5中收拢状态，且压合在A翼之上。

着陆姿态模拟时，如图3所示，首先调整俯仰方向姿态，提前将数显倾角仪临时固定在模拟墙(16)上表面，由一名操作人员手动旋转手柄1(12)，通过减速器1(10)内的涡轮蜗杆结构，将侧边的手动旋转方向转化为长轴轴承支撑组件(7)的轴向旋转方向，从而带动转接架(8)旋转。根据试验要求，实现俯仰方向-35°～+35°中设定角度的调节。数显倾角仪角度显示到位后，停止旋转手柄，减速器具有自锁功能，可保持花盆(9)的俯仰空间位姿。手柄2(13)通过减速器2(11)内的涡轮蜗杆结构，将侧边的手动旋转方向转化为花盆(9)的轴向旋转方向，从而带动花盆(9)旋转，实现偏航方向-35°～+35°中设定要求角度的调节。数显倾角仪角度显示到位后，停止旋转手柄，减速器具有蜗杆自锁功能，可保持花盆(9)的偏航空间位姿。位姿调节到位后，将配重箱(5)放置在模拟墙(16)对侧位置，通过螺钉紧固，减小对该装置的倾覆力矩。

着陆姿态调整到位后，进行火星重力模拟功能单元相关装置的准备与连接连接工作。

因火星车太阳翼构型为两层折叠压合式，如图1，B翼(15)在A翼(14) 上方，故展开试验中，先将B翼(15)作为试验对象。按照公式(2)计算 B1翼气球(32-1)、B2翼气球(32-2)所需的理论浮力值。再根据公式(3～9) 计算B翼球状气球与圆柱状气球的尺寸与氦气需求量，从而准备足够的氦气。为避免气球充气后漏气，充气应留有余量。通过重物配重方式，使B1 翼气球(32-1)、B2翼气球(32-2)用弹簧秤检测时，达到理论浮力值。

以B1翼为例，如图7所示，将三个B翼转接块(31)用螺栓分别紧固在B翼吊梁(30)的中间及两端位置。三个B翼转接块(31)通过盘钩分别与B翼绳索1(27)、B翼绳索2(28)、B1翼绳索3(29-1)连接。将调整好的B1翼气球(32-1)通过B1翼绳索3(29-1)连接到B翼吊梁(30)的中间位置B翼转接块(31)上。如图8-9，在B翼电池板内侧边安装B 翼转接板1(22)、外侧边安装B翼转接板2(23)。B翼吊挂杆1(24) 与B翼吊挂杆2(25)上均安装B翼转接环(26)后分别与B翼转接板1 (22)、B翼转接板2(23)螺接。两人配合将气球装置转移至B翼附近，使B翼绳索1(27)、B翼绳索2(28)的下端分别与B翼吊挂杆1(24)、 B翼吊挂杆2(25)上的B翼转接环(26)通过盘钩连接。检查确认气球吊挂点位置，使B翼绳索3(29)的投影与B翼质心位置重合，若不重合，调整B翼吊挂杆1(24)、B翼吊挂杆2(25)在B翼转接板1(22)、B 翼转接板2(23)的连接位置。至此，如图6所示，完成B翼气球重力补偿装置的连接，此时B翼呈收拢状态，等待展开试验指令。

等待气球装置停止晃动，停止现场空调等通风设备。发送展开试验指令。解除B翼(15)与模拟墙的压紧释放装置，在B翼自身驱动机构的作用下，完成展开试验。展开过程中，低重力模拟装置跟随太阳翼一起运动，气球浮力方向始终与B翼质心重合，可抵消62％的重力，达到火星重力模拟的效果。

B翼展开试验完成后，按照公式(1)计算A1翼气球(21-1)、A2翼气球(21-2)的理论浮力，再根据公式(3～9)计算A翼球状气球与圆柱状气球的尺寸与氦气需求量，从而准备足够的氦气。为避免气球充气后漏气，充气应留有余量。通过重物配重方式，使A1翼气球(21-1)、A2翼气球(21-2) 用弹簧秤检测时，达到理论浮力值。

以A2翼为例，如图4-5所示，A翼转接板(17)通过A2翼(14-2) 侧面预留的螺纹孔固定。在A翼转接板(17)的螺纹孔上连接A翼转接环 (19)，可提前与A翼转接板(17)安装为一个组件。将调整好的A2翼气球(21-2)与A2翼绳索(20-2)连接。由一名操作人员将气球转移至A翼附近，将A2翼绳索(20-2)的下端通过盘钩与A翼转接环(19)连接。至此，完成A翼气球吊挂装置的连接。如图4所示，此时A翼呈收拢状态，等待展开试验指令。

等待A翼气球装置停止晃动，停止现场空调等通风设备。展开试验指令。解除A翼(14)与模拟墙的压紧释放装置，在A翼自身驱动机构的作用下，完成展开试验。展开过程中，低重力模拟装置跟随太阳翼一起运动，气球浮力提供的补偿力矩始终抵消62％的重力力矩，达到火星重力模拟的效果。

本发明经过现场多次实物试验，验证了着陆姿态模拟功能单元、火星重力模拟功能单元所有装置的可靠性与可操作性。试验结果表明，着陆姿态模拟功能单元可实现火星车太阳翼空间高度900-1200mm的调节，俯仰角度、偏航角度可覆盖-35°～+35°范围的调节，角度调节精度达到0.01°。火星重力模拟功能单元中重力补偿装置的补偿误差控制在3％以内，重力矩补偿装置的补充误差控制在5％以内，符合低重力模拟试验要求。

Claims (8)

1.一种火星车太阳翼低重力模拟试验装置，其特征在于：包括着陆姿态模拟功能单元与火星重力模拟功能单元；

着陆姿态模拟功能单元，包括：固定支撑模块、位姿调节模块；

火星车太阳翼安装在位姿调节模块上，位姿调节模块能够实现火星车太阳翼进行俯仰、偏航两个方向的位姿调节；

位姿调节模块安装在固定支撑模块上；

着陆姿态模拟功能单元的作用为：在火星车太阳翼进行地面展开试验前，固定支撑模块能够对火星车太阳翼进行平面移动，并根据位置需要对火星车太阳翼进行位置固定，同时根据试验要求，固定支撑模块能够对火星车太阳翼的高度进行调整；位姿调节模块能够对太阳翼的俯仰、偏航两种角度进行位姿调整；

火星重力模拟功能单元的作用为：计算火星车太阳翼在展开试验过程中火星环境下重力补偿所需的浮力后，利用火星重力模拟功能单元中重力矩补偿装置或重力补偿装置将计算出的浮力施加在火星车太阳翼上；补偿装置跟随太阳翼运动，对太阳翼展开全过程实时进行重力补偿，实现火星车太阳翼在火星重力环境下的模拟展开；

位姿调节模块包括：短轴轴承支撑组件(6)、长轴轴承支撑组件(7)、转接架(8)、花盆(9)、减速器1(10)、减速器2(11)、手柄1(12)、手柄2(13)；

位姿调节模块，具有俯仰位姿调节与偏航位姿调节功能；俯仰位姿调节对象为转接架(8)，转接架(8)一端连接短轴轴承支撑组件(6)，另一端通过长轴轴承支撑组件(7)的预留孔与减速器1(10)键连接；短轴轴承支撑组件(6)与长轴轴承支撑组件(7)分别安装于二组支架车支撑管(4)上方，转接架(8)能够相对短轴轴承支撑组件(6)与长轴轴承支撑组件(7)转动，减速器1(10)安装在其中一个支架车支撑管(4)上，手柄1(12)通过键连接在减速器1(10)上；

偏航位姿调节对象为花盆(9)，花盆(9)包括上对接框和下对接框、支撑柱；上对接框和下对接框通过多根支撑柱连接；上对接框作为花盆(9)的上表面；花盆(9)上表面开设一圈螺纹孔，用于连接火星车太阳翼模拟墙(16)，模拟墙是用来模拟火星车本体与太阳翼接口的工装；花盆(9)的下对接框两端设有安装轴，其中一端的安装轴穿过转接架(8)的预留孔，与减速器2(11)通过键连接，减速器2(11)固定在转接架(8)外侧；手柄2(13)通过键连接在减速器2(11)上；

火星重力模拟功能单元，分为重力矩补偿装置、重力补偿装置，分别适用于火星车太阳翼A翼(14)与B翼(15)；A翼(14)与B翼(15)呈折叠压合状态与模拟墙(16)固定连接；重力矩补偿装置包含A翼转接板(17)、A翼转接环(19)、A1翼绳索(20-1)、A2翼绳索(20-2)、A1翼气球(21-1)、A2翼气球(21-2)；重力补偿装置包含B翼转接板1(22)、B翼转接板2(23)、B翼吊挂杆1(24)、B翼吊挂杆2(25)、B翼转接环(26)、B翼绳索1(27)、B翼绳索2(28)、B1翼绳索3(29-1)、B2翼绳索3(29-2)、B翼吊梁(30)、B翼转接块(31)、B1翼气球(32-1)、B2翼气球(32-2)。

2.根据权利要求1所述的一种火星车太阳翼低重力模拟试验装置，其特征在于：火星车太阳翼，是火星探测器供配电分系统的一部分，在火星探测器转移过程及在地外星体表面开展科学探测的光照期可以为火星车提供所需的能源，火星车太阳翼有两组，其中一组对称分布在火星车本体的前部两侧，记为A组太阳翼，另一组对称分布在火星车本体的后部两侧，记为B组太阳翼；

A组太阳翼中的左右两个太阳翼，分别记为A1翼和A2翼；

B组太阳翼中的左右两个太阳翼，分别记为B1翼和B2翼。

3.根据权利要求2所述的一种火星车太阳翼低重力模拟试验装置，其特征在于：每组太阳翼，包括两个太阳翼，每个太阳翼由一个电池板、展开铰链、压紧装置组成；

在太阳翼展开时，释放压紧装置对展开铰链的限制，由展开铰链为电池板展开提供驱动力，完成该太阳翼的展开。

4.根据权利要求1所述的一种火星车太阳翼低重力模拟试验装置，其特征在于：固定支撑模块，包括：车轮组件(1)、支架车本体(2)、螺旋升降装置组件(3)、支架车支撑管(4)、配重箱(5)；

固定支撑模块中，支架车本体(2)是固定支撑模块的承力主结构件，支架车本体(2)由三组横梁钢方管与两组竖梁钢方管组成，三组横梁钢方管的两端分别与两组竖梁钢方管焊接，呈Ⅲ字形结构；

车轮组件(1)共有四组，采用螺栓安装在支架车本体(2)底面四角，车轮组件(1)能够带动支架车本体(2)移动；

在支架车本体(2)的两侧横梁与竖梁交叉点处开孔，安装螺旋升降装置组件(3)，螺旋升降装置组件(3)共有四组；螺旋升降装置组件(3)能够实现对带动支架车本体(2)进行升降调节；

配重箱(5)，安装在支架车本体(2)的两个相邻横梁之间，采用螺纹连接的形式，与两个相邻横梁固定；

在支架车本体(2)的中间横梁的两端与竖梁形成的两个交叉点的上表面分别安装支架车支撑管(4)，支架车支撑管(4)共有二组。

5.根据权利要求1所述的一种火星车太阳翼低重力模拟试验装置，其特征在于：固定支撑模块的作用是给着陆姿态模拟功能单元提供固定支撑，在满足强度的条件下，尽可能节约空间；固定支撑模块具备高度方向的调节能力，通过螺旋升降装置组件(3)可实现支架车本体(2)的四角同时升降以及粗调模拟墙位姿的功能；车轮组件(1)具备转向与前进双方向的锁紧功能，可实现着陆姿态模拟功能单元灵活移动与可靠定位；配重箱(5)一方面便于操作者存放工量器具，另一方面，作为配重箱，防止因安装火星车太阳翼后侧翻力矩太大引起的安全事故。

6.根据权利要求1所述的一种火星车太阳翼低重力模拟试验装置，其特征在于：位姿调节模块的作用是精调花盆(9)上表面的空间位姿；旋转手柄1(12)输出传动力，将传动力通过减速器1(10)减速后，传递给长轴轴承支撑组件(7)，使长轴轴承支撑组件(7)沿轴向旋转，从而带动转接架(8)旋转；以转接架(8)上表面与水平方向平行记为俯仰0°，实现转接架(8)俯仰方向-35°ˉ+35°的调节。

7.根据权利要求1所述的一种火星车太阳翼低重力模拟试验装置，其特征在于：旋转手柄2(13)输出传动力，将传动力通过减速器2(11)减速后，带动花盆(9)沿轴向旋转；以花盆(9)上表面与水平方向平行记为偏航0°，实现花盆(9)在偏航方向-35°ˉ+35°的调节。

8.根据权利要求2所述的一种火星车太阳翼低重力模拟试验装置实现的一种火星车太阳翼低重力模拟试验方法，其特征在于步骤如下：

(1)进行试验前准备工作，包含检查装置机械状态、零部件齐套性，以及准备试验所需的工具、量具；

(2)着陆姿态模拟功能单元就位，通过固定支撑模块中的车轮组件(1)将装置移动至试验场地；位置确定后，通过螺旋升降装置组件(3)调节装置高度，直至符合要求；

(3)火星车太阳翼模拟墙(16)用螺栓固定在花盆(9)上，将太阳翼A1翼(14-1)、A2翼(14-2)、B1翼(15-1)、B2翼(15-2)安装在模拟墙(16)上；

(4)通过着陆姿态模拟功能单元的位姿调整模块，实现太阳翼空间俯仰角度、偏航角度两个方向的调节定位；

(5)对B1翼气球(32-1)、B2翼气球(32-2)的尺寸、浮力值进行计算；

(6)对火星重力模拟单元中重力补偿装置进行连接固定，使B1翼气球(32-1)、B2翼气球(32-2)的浮力传递给B1翼(15-1)、B2翼(15-2)；

(7)火星车太阳翼B翼地面展开试验；

(8)对A1翼气球(21-1)、A2翼气球(21-2)的尺寸、浮力值进行计算；

(9)对火星重力模拟单元中重力矩补偿装置进行连接固定，使A1翼气球(21-1)、A2翼气球(21-2)的浮力传递给A1翼(14-1)、A2翼(14-2)；

(10)火星车太阳翼A翼地面展开试验。

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