CN113928606A - 一种航天器多次对接与分离信号模拟装置 - Google Patents

一种航天器多次对接与分离信号模拟装置 Download PDF

Info

Publication number
CN113928606A
CN113928606A CN202111387624.XA CN202111387624A CN113928606A CN 113928606 A CN113928606 A CN 113928606A CN 202111387624 A CN202111387624 A CN 202111387624A CN 113928606 A CN113928606 A CN 113928606A
Authority
CN
China
Prior art keywords
spacecraft
separation
adjusting seat
seat
transverse
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202111387624.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN113928606B (zh
Inventor
冯伟
傅子敬
田娜
李海飞
王临政
谢久林
徐奕柳
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering
Original Assignee
Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering filed Critical Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering
Priority to CN202111387624.XA priority Critical patent/CN113928606B/zh
Publication of CN113928606A publication Critical patent/CN113928606A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113928606B publication Critical patent/CN113928606B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G7/00—Simulating cosmonautic conditions, e.g. for conditioning crews
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明公开了一种航天器多次对接与分离信号模拟装置，包括航天器，所述航天器上表面设置有压紧分离装置，所述压紧分离装置由横向调节座，纵向调节座，分离开关主体，分离开关安装座与分离开关压紧轴组成，所述横向调节座设置于航天器上表面，所述纵向调节座设置于横向调节座上表面，所述分离开关安装座固定连接于纵向调节座横向一侧面，所述分离开关安装座内部开设有滑动槽，所述分离开关主体滑动连接于滑动槽。本发明中，将航天器对接面与分离开关进行解耦，可实现航天器与地面试验塔架多次对接过程的分离开关压紧与释放，对接与分离顺利，压紧与释放有效，操作简单，易于实现。

Description

一种航天器多次对接与分离信号模拟装置
技术领域
本发明涉及航天器技术领域，尤其涉及一种航天器多次对接与分离信号模拟装置。
背景技术
航天器与运载火箭之间、航天器的各个舱段之间大多采用分离开关提供的对接、分离信号，分离开关安装在对接面上，通过器箭对接、舱段对接实现对分离开关的压紧，分离开关提供对接信号，器箭分离、舱段分离后，分离开关释放，提供分离信号。在地面着陆、起飞等试验验证过程中，通过控制分离开关压紧、释放状态分别提供对接、分离信号，用以控制GNC程序。如采用真实的分离开关压紧方式多次进行分离开关的压紧与释放，一般采用起吊航天器、舱段的方式实现对接，再整体起吊对接后的组合体，连接装置解锁后，利用分离装置或重力实现器箭、舱段的分离，操作复杂，难于实现。
发明内容
本发明的目的在于：为了解决上述问题，而提出的一种航天器多次对接与分离信号模拟装置。
为了实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：
一种航天器多次对接与分离信号模拟装置，包括航天器，所述航天器上表面设置有压紧分离装置，所述压紧分离装置由横向调节座，纵向调节座，分离开关主体，分离开关安装座与分离开关压紧轴组成，所述横向调节座设置于航天器上表面，所述纵向调节座设置于横向调节座上表面，所述分离开关安装座固定连接于纵向调节座横向一侧面，所述分离开关安装座内部开设有滑动槽，所述分离开关主体滑动连接于滑动槽，所述分离开关主体横向一端延伸至分离开关安装座外部，所述分离开关压紧轴固定连接于分离开关主体横向另一端，所述纵向调节座上表面中心开设有安装接口，所述分离开关压紧轴横向内侧端延伸至安装接口内部。
优选地，所述横向调节座上表面纵向两侧开设有可调节接口一，所述横向调节座通过可调节接口一与航天器上表面横向滑动连接。
优选地，所述纵向调节座上表面横向两侧开设有可调节接口二，所述纵向调节座通过可调节接口二与航天器上表面纵向滑动连接。
优选地，所述分离开关压紧轴采用柱面与球面结合的设计。
优选地，所述航天器上侧设置有试验塔架。
优选地，所述航天器上侧中心设置有钢丝绳，所述钢丝绳的底端固定连接有万向吊具。
优选地，所述试验塔架的下表面固定连接有多个姿态压紧杆。
优选地，所述万向吊具下侧固定连接有着陆验证器。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
本申请通过模拟航天器多次对接与分离信号的装置由纵向调节座、横向调节座、分离开关、分离开关安装座、分离开关压紧轴组成，横向调节座提供与航天器安装的可调节接口，纵向调节座提供与横向调节座安装的可调节接口，提供与分离开关安装座的安装接口，提供分离开关压紧轴的活动空间；分离开关压紧轴采用柱面与球面的形式，可在纵向调节座提供的活动空间内前后移动，并适应纵向调节座与地面试验塔架的对接与分离过程，从而产生对分离开关的压紧与释放，将航天器对接面与分离开关进行解耦，可实现航天器与地面试验塔架多次对接过程的分离开关压紧与释放，对接与分离顺利，压紧与释放有效，操作简单，易于实现。
附图说明
图1示出了根据本发明实施例提供的航天器与塔架对接过程示意图结构示意图；
图2示出了根据本发明实施例提供的塔架与万向吊具连接结构示意图；
图3示出了根据本发明实施例提供的压紧分离装置组成结构示意图；
图4示出了根据本发明实施例提供的压紧分离装置剖视面结构示意图。
图例说明：
1、试验塔架；2、钢丝绳；3、万向吊具；4、姿态压紧杆；5、压紧分离装置；501、横向调节座；502、纵向调节座；503、分离开关主体；504、分离开关安装座；505、分离开关压紧轴；6、航天器；7、可调节接口一；8、可调节接口二；9、滑动槽；10、安装接口；11、着陆验证器。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
请参阅图1-4，本发明提供一种技术方案：
一种航天器多次对接与分离信号模拟装置，包括航天器6，航天器6上表面设置有压紧分离装置5，压紧分离装置5由横向调节座501，纵向调节座502，分离开关主体503，分离开关安装座504与分离开关压紧轴505组成，横向调节座501设置于航天器6上表面，纵向调节座502设置于横向调节座501上表面，分离开关安装座504固定连接于纵向调节座502横向一侧面，分离开关安装座504内部开设有滑动槽9，分离开关主体503滑动连接于滑动槽9，分离开关主体503横向一端延伸至分离开关安装座504外部，分离开关压紧轴505固定连接于分离开关主体503横向另一端，纵向调节座502上表面中心开设有安装接口10，分离开关压紧轴505横向内侧端延伸至安装接口10内部。
具体的，如图3所示，横向调节座501上表面纵向两侧开设有可调节接口一7，横向调节座501通过可调节接口一7与航天器6上表面横向滑动连接。
具体的，如图3所示，纵向调节座502上表面横向两侧开设有可调节接口二8，纵向调节座502通过可调节接口二8与航天器6上表面纵向滑动连接。
具体的，如图4所示，分离开关压紧轴505采用柱面与球面结合的设计。
具体的，如图2所示，航天器6上侧设置有试验塔架1。
具体的，如图2所示，航天器6上侧中心设置有钢丝绳2，钢丝绳2的底端固定连接有万向吊具3。
具体的，如图2所示，试验塔架1的下表面固定连接有多个姿态压紧杆4。
具体的，如图1所示，万向吊具3下侧固定连接有着陆验证器11。
综上所述，本实施例所提供的一种航天器多次对接与分离信号模拟装置，横向调节座501提供与航天器6安装的可调节接口一7，纵向调节座502提供与横向调节座501安装的可调节接口二8，提供与分离开关安装座504的安装接口10，提供分离开关压紧轴的活动空间滑动槽9，分离开关压紧轴505采用柱面与球面的形式，在试验开始前，先将万向吊具3与试验塔架1对接，然后通过试验塔架1钢丝绳2升降实现着陆验证器11与万向吊具3对接，对接完成后，钢丝绳2向上收拢带动万向吊具3及着陆验证器11向上运动，逐渐接近姿态压紧杆4，总装人员控制着陆验证器11的姿态，使姿态压紧杆4与着陆验证器11压紧分离装置5对接，之后继续向上提升着陆验证器11，使钢丝绳2的拉力大于着陆验证器11(含万向吊具3)的重力约500N，使其压紧，锁定着陆验证器11的姿态，若试验塔架1姿态压紧杆4与航天器6上的压紧分离装置5位置不匹配，可以调节横向调节座501或纵向调节座502，使其位置匹配，试验塔架1上的姿态压紧杆4与压紧分离装置5对接过程中，分离开关压紧轴505被挤压，导致分离开关主体503被压缩，从而提供压紧信号，试验塔架1与着陆验证器11分离时，通过下放试验塔架1钢丝绳2带动着陆验证器11向下运动，可以将姿态压紧杆4脱离着陆验证器11压紧分离装置5，实现器塔分离，分离开关主体503的弹簧将分离开关压紧轴505复位。
实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (8)

1.一种航天器多次对接与分离信号模拟装置，包括航天器（6），其特征在于，所述航天器（6）上表面设置有压紧分离装置（5），所述压紧分离装置（5）由横向调节座（501），纵向调节座（502），分离开关主体（503），分离开关安装座（504）与分离开关压紧轴（505）组成，所述横向调节座（501）设置于航天器（6）上表面，所述纵向调节座（502）设置于横向调节座（501）上表面，所述分离开关安装座（504）固定连接于纵向调节座（502）横向一侧面，所述分离开关安装座（504）内部开设有滑动槽（9），所述分离开关主体（503）滑动连接于滑动槽（9），所述分离开关主体（503）横向一端延伸至分离开关安装座（504）外部，所述分离开关压紧轴（505）固定连接于分离开关主体（503）横向另一端，所述纵向调节座（502）上表面中心开设有安装接口（10），所述分离开关压紧轴（505）横向内侧端延伸至安装接口（10）内部。
2.根据权利要求1所述的一种航天器多次对接与分离信号模拟装置，其特征在于，所述横向调节座（501）上表面纵向两侧开设有可调节接口一（7），所述横向调节座（501）通过可调节接口一（7）与航天器（6）上表面横向滑动连接。
3.根据权利要求1所述的一种航天器多次对接与分离信号模拟装置，其特征在于，所述纵向调节座（502）上表面横向两侧开设有可调节接口二（8），所述纵向调节座（502）通过可调节接口二（8）与航天器（6）上表面纵向滑动连接。
4.根据权利要求1所述的一种航天器多次对接与分离信号模拟装置，其特征在于，所述分离开关压紧轴（505）采用柱面与球面结合的设计。
5.根据权利要求1所述的一种航天器多次对接与分离信号模拟装置，其特征在于，所述航天器（6）上侧设置有试验塔架（1）。
6.根据权利要求1所述的一种航天器多次对接与分离信号模拟装置，其特征在于，所述航天器（6）上侧中心设置有钢丝绳（2），所述钢丝绳（2）的底端固定连接有万向吊具（3）。
7.根据权利要求1所述的一种航天器多次对接与分离信号模拟装置，其特征在于，所述试验塔架（1）的下表面固定连接有多个姿态压紧杆（4）。
8.根据权利要求6所述的一种航天器多次对接与分离信号模拟装置，其特征在于，所述万向吊具（3）下侧固定连接有着陆验证器（11）。
CN202111387624.XA 2021-11-22 2021-11-22 一种航天器多次对接与分离信号模拟装置 Active CN113928606B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111387624.XA CN113928606B (zh) 2021-11-22 2021-11-22 一种航天器多次对接与分离信号模拟装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111387624.XA CN113928606B (zh) 2021-11-22 2021-11-22 一种航天器多次对接与分离信号模拟装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113928606A true CN113928606A (zh) 2022-01-14
CN113928606B CN113928606B (zh) 2023-04-21

Family

ID=79287409

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111387624.XA Active CN113928606B (zh) 2021-11-22 2021-11-22 一种航天器多次对接与分离信号模拟装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113928606B (zh)

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4858857A (en) * 1988-12-30 1989-08-22 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Docking mechanism for spacecraft
KR19990081694A (ko) * 1998-04-20 1999-11-15 박상록 항공우주용 발사체의 분리장치.
US6227494B1 (en) * 1998-06-16 2001-05-08 Lockheed Martin Corporation Deployable spacecraft lander leg system and method
FR2864033A1 (fr) * 2003-12-23 2005-06-24 Cit Alcatel Dispositif de sequencement pour une structure deployable en fonction de la cinematique de l'un de ses corps mobiles
CN105083592A (zh) * 2015-07-24 2015-11-25 北京空间飞行器总体设计部 一种对接补加一体化装置及对接方法
EP3085627A1 (en) * 2015-04-21 2016-10-26 Airbus DS GmbH Separation mechanism for separation of a first spacecraft component from a second spacecraft component
CN108275289A (zh) * 2017-12-14 2018-07-13 北京卫星制造厂 一种可重复连接分离装置及模块化航天器的紧固分离装置
CN110002011A (zh) * 2019-04-18 2019-07-12 哈尔滨工业大学 一种航天器模块柔性对接机构
EP3676180A1 (en) * 2017-09-01 2020-07-08 RUAG Space AB Separation device for spacecraft and a method for separation
CN111458171A (zh) * 2020-04-28 2020-07-28 北京卫星环境工程研究所 具有扰动力施加功能的航天器地面分离实验装置
US20200307835A1 (en) * 2017-12-21 2020-10-01 Ruag Space Ab Separation device
CN113104241A (zh) * 2021-02-24 2021-07-13 北京空间飞行器总体设计部 一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟方法及装置

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4858857A (en) * 1988-12-30 1989-08-22 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Docking mechanism for spacecraft
KR19990081694A (ko) * 1998-04-20 1999-11-15 박상록 항공우주용 발사체의 분리장치.
US6227494B1 (en) * 1998-06-16 2001-05-08 Lockheed Martin Corporation Deployable spacecraft lander leg system and method
FR2864033A1 (fr) * 2003-12-23 2005-06-24 Cit Alcatel Dispositif de sequencement pour une structure deployable en fonction de la cinematique de l'un de ses corps mobiles
EP3085627A1 (en) * 2015-04-21 2016-10-26 Airbus DS GmbH Separation mechanism for separation of a first spacecraft component from a second spacecraft component
CN105083592A (zh) * 2015-07-24 2015-11-25 北京空间飞行器总体设计部 一种对接补加一体化装置及对接方法
EP3676180A1 (en) * 2017-09-01 2020-07-08 RUAG Space AB Separation device for spacecraft and a method for separation
CN108275289A (zh) * 2017-12-14 2018-07-13 北京卫星制造厂 一种可重复连接分离装置及模块化航天器的紧固分离装置
US20200307835A1 (en) * 2017-12-21 2020-10-01 Ruag Space Ab Separation device
CN110002011A (zh) * 2019-04-18 2019-07-12 哈尔滨工业大学 一种航天器模块柔性对接机构
CN111458171A (zh) * 2020-04-28 2020-07-28 北京卫星环境工程研究所 具有扰动力施加功能的航天器地面分离实验装置
CN113104241A (zh) * 2021-02-24 2021-07-13 北京空间飞行器总体设计部 一种探测器着陆试验初始飞行状态的模拟方法及装置

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
刘志全;夏祥东;宫颖;: "航天器开关类机构可靠性验证试验方法" *

Also Published As

Publication number Publication date
CN113928606B (zh) 2023-04-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110668297B (zh) 一种可调节起吊装置
CN113928606A (zh) 一种航天器多次对接与分离信号模拟装置
CN210555566U (zh) 一种带有缓冲落地装置的航拍无人机
CN117284765A (zh) 一种钢结构加工用的上料装置
CN105151774B (zh) 一种提取装置
CN215332915U (zh) 夹紧机构及巷道顶板支护设备
CN207695517U (zh) 一种复合下料模具多机种共模结构
CN215361882U (zh) 一种无人机摄像头的固定装置
CN108974390A (zh) 一种飞机水平机翼试验托架
CN210363990U (zh) 一种齿轮加工用运输装置
CN209189659U (zh) 一种角度调节器的限位套自动铆接设备
CN208772369U (zh) 一种全自动铆接机
CN212650012U (zh) 一种可适应多地形放置的电子屏蔽方舱
CN216126738U (zh) 一种可全方位调整角度的机械焊接臂
CN216046433U (zh) 一种一体化无人机支撑座
CN213323657U (zh) 一种无人机的安装底架
CN205660326U (zh) 一种双工位联动定位和压料装置
CN212709949U (zh) 一种稳定型无人机起落架
CN205217211U (zh) 喷塑工艺中使用的喷塑工件承载装置
CN208516769U (zh) 一种可灵活调节的车门吊具
CN211335674U (zh) 一种无人驾驶用可调节座椅减震结构
CN216581085U (zh) 一种角度可调节的无人机用弹射架
CN209139736U (zh) 一种螺丝冷镦固定夹具
CN219339707U (zh) 一种用于航拍无人机的适应好的支架
CN210611468U (zh) 新型升降课桌

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant