CN117284506A - 一种航天吸附机构微重力冲击动力学测试平台及测试方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航天器冲击试验模拟技术领域，具体公开一种航天吸附机构微重力冲击动力学测试平台，包括悬吊框架，移动模组、滑动机构以及冲击动力模组，冲击动力模组包括吸附模块以及负载机构，吸附模块配合安装在负载机构侧端，移动模组与动力机构驱动连接以具有沿着悬吊框架直线方向往复移动的行程，当移动模组移动至终点位置时，冲击动力模组在惯性的作用下保持原有速度和方向冲击设于基座框架侧端的目标调节装置，最终使得冲击动力模组侧端的吸附模块附着在目标调节装置的目标板上。本发明可实现不同冲击速度、冲击角度下吸附机构吸附性能测试，且测试平台具有操作简单、测试精度高、运动范围大的特点。

Description

一种航天吸附机构微重力冲击动力学测试平台及测试方法

技术领域

本发明涉及航天用吸附机构冲击动力学测试技术领域，具体为一种航天吸附机构微重力冲击动力学测试平台及测试方法。

背景技术

航天领域，常需要执行对目标物的贴近后吸附任务，但在贴近后常会产生冲击，导致被冲击目标产生剧烈振动，影响冲击吸附机构与目标物的性能，因此有必要在地面阶段对航天微重力环境下的冲击吸附机构的冲击动力学特性进行测试。专利号为CN108918075B的文献中提出了一种摆锤式冲击试验机，该装置通过起升装置将摆杆摆锤上升到一定高度，电磁吸盘控制摆杆摆锤吸附释放，电磁制动器实现制动。该试验装置操作较复杂，且冲击速度不可调，缺乏对冲击过程中参数的检测与分析设备。

目前已有装置及技术方案存在以下局限：无法模拟航天微重力环境；冲击测试装置多使用自身重力作为动力源；冲击速度不可调节，且无法测得冲击力与冲击加速度。

发明内容

本发明提供了一种操作简便、精度高、多测试参数的一种航天吸附机构微重力冲击动力学测试平台及方法，填充了该测试领域的空白。

为实现解决上述问题，本发明提供如下技术方案：一种航天吸附机构微重力冲击动力学测试平台，包括：固定连接在基座框架顶部的悬吊框架，设在悬吊框架下方的移动模组、固定连接在移动模组的下方用以与移动模组做同步移动的滑动机构、以及在重力和悬吊钢丝拉力作用下带动设于滑动机构上的吊板沿着滑动机构的直线方向做往复移动的冲击动力模组，冲击动力模组包括吸附模块以及负载机构，吸附模块配合安装在负载机构侧端，移动模组与动力机构驱动连接以具有沿着悬吊框架直线方向往复移动的行程，当移动模组移动至终点位置时，冲击动力模组在惯性的作用下保持原有速度和方向冲击设于基座框架侧端的目标调节装置，最终使得冲击动力模组侧端的吸附模块附着在目标调节装置的目标板上。

进一步地，移动模组包括导轨安装板、直线导轨、滑块、移动平板以及第一缓冲器，导轨安装板固定安装在悬吊框架底部，直线导轨对称固定安装在导轨安装板底部，两组滑块对称滑动安装在直线导轨上，移动平板与滑块底部固定连接，导轨安装板底面的两端固定连接有缓冲器安装板，缓冲器安装板上固定安装有第一缓冲器，用以缓冲滑动机构移动至终点位置时的冲击力以及缓冲移动平板返回至初始位置时的冲击力。

进一步地，动力机构包括电机、齿轮、齿条和电机安装板，电机安装板与移动平板固定连接，电机的输出轴穿过移动平板且与呈圆柱状的齿轮转动连接，齿轮与设在移动平板上的齿条啮合传动，在电机驱动下带动齿轮转动实现移动平板沿着悬吊框架的直线方向往复移动。

进一步地，滑动机构还包括流利条、流利条安装板、导向条以及第二缓冲器，流利条安装板固定连接在移动平板的底部，流利条安装板将两组流利条包裹固定安装，导向条穿过两组流利条的中缝且与放置于流利条上端面的吊板固定连接，第二缓冲器设在流利条的前挡板上，用以缓冲吊板移动至前挡板时的冲击力，导向条底面的两端固定安装有悬吊钢丝。

进一步地，悬吊钢丝上连接安装有重力平衡弹簧。

进一步地，冲击动力模组还包括缓冲模块，缓冲模块设于吸附模块与负载机构之间。

进一步地，目标调节装置还包括基板，基板固定安装在基座框架上，基板上设有多个螺纹孔，目标板上设有多个弧形滑槽，螺钉穿过螺纹孔和弧形滑槽将二者固定。

进一步地，悬吊框架上的起始端终端和末端均设有光电传感器，负载机构上设有加速度传感器，目标板的中心处设有力传感器，光电传感器加速度传感器力传感器均通过外界的PC机信号连接，所述电机与控制器电性连接。

进一步地，提供一种航天吸附机构微重力冲击动力学测试方法：

步骤一：确定负载机构的位姿，首先将负载机构经重力平衡弹簧和悬吊钢丝悬吊至导向条的两端侧，然后调节悬吊钢丝与重力平衡弹簧种类、长度及刚度确定负载机构的位姿，确保冲击碰撞处在目标板的中心处；

步骤二：在负载机构上粘贴视觉靶标点；然后通过控制器上的电机控制软件界面获取负载机构移动的当前位置，接着设定冲击试验时冲击速度与目标位置；冲击完成后，通过末端光电传感器确定冲击动力模组的冲击行程是否到达所需行程，若未达到所设定行程，则显示灯会闪光提示；最后通过力传感器与加速度传感器读取冲击碰撞瞬间冲击力与加速度，电机控制软件读取速度变化曲线；

步骤三：验证测量结果，通过高速相机配合分析软件对载荷上靶标点进行运动姿态分析，获取冲击瞬间负载机构位移，然后计算出撞击过程的加速度，后通过计算冲击力并与传感器测量结果相互验证；通过高速相机逐帧分析可计算出负载机构冲击时与目标面的接触时间；

步骤四：确认负载机构复位，冲击测试完后，通过电机控制软件界面控制负载机构复位，通过起始端光电传感器确定负载机构是否复位至起始位置，若未达到，则显示灯会闪光提示；确认负载机构复位之后，然后重复上述的三个步骤进行试验测量，即可进行下次试验。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

本发明的航天吸附机构的微重力冲击动力学特性测试平台及方法通过重力平衡弹簧实现了微重力测试环境，可实现不同冲击速度、冲击角度下吸附机构吸附性能测试；通过各种传感器设备，获取接触瞬间冲击力大小、接触时间、回弹力大小等参数，对机构吸附性能、缓冲性能的改进提供指导。测试平台具有操作简单、测试精度高、运动范围大的特点。

附图说明

图1为本发明航天吸附机构的微重力冲击特性测试平台整体立体结构示意图；

图2为测试平台横向剖面示意图；

图3为移动模组和动力机构的立体结构示意图；

图4为滑动机构立体结构示意图；

图5为动力机构和滑动机构的俯视立体结构示意图；

图6为冲击动力模组立体结构示意图；

图7为目标调节装置的立体结构示意图；

图8为测试平台控制系统的结构示意图。

图中附图标记为：基座框架1、悬吊框架2、悬吊钢丝3、重力平衡弹簧4、移动模组5、导轨安装板51、直线导轨52、滑块53、移动平板54、第一缓冲器55、滑动机构6、吊板61、流利条62、流利条安装板63、导向条64、第二缓冲器65、冲击动力模组7、吸附模块71、负载机构72、缓冲模块73、动力机构8、电机81、齿轮82、齿条83、电机安装板84、目标调节装置9、目标板91、基板92、前挡板10、后挡板11、弧形滑槽12、光电传感器13、加速度传感器14、力传感器15、PC机16、拖链安装板17、拖链外壳18、防护板19、高速相机20。

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做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

请参阅图1-图8，本发明提供的一种实施例：一种航天吸附机构微重力冲击动力学测试平台一种航天吸附机构微重力冲击动力学测试平台，包括：固定连接在基座框架1顶部的悬吊框架2，设在悬吊框架2下方的移动模组5、固定连接在移动模组5的下方用以与移动模组5做同步移动的滑动机构6、以及在重力和悬吊钢丝3拉力作用下带动设于滑动机构6上的吊板61沿着滑动机构6的直线方向做往复移动的冲击动力模组7，冲击动力模组7包括吸附模块71以及负载机构72，吸附模块71配合安装在负载机构72侧端，移动模组5与动力机构8驱动连接以具有沿着悬吊框架2直线方向往复移动的行程，当移动模组5移动至终点位置时，冲击动力模组7在惯性的作用下保持原有速度和方向冲击设于基座框架1侧端的目标调节装置9，最终使得冲击动力模组7侧端的吸附模块71附着在目标调节装置9的目标板91上。其中，基座框架1和悬吊框架2均为铝型材框架，相比于传统的钢结构，铝型材具有更轻、更坚固、更易加工优点，同时，通过加固连接件提高整个框架的刚度、结构稳定性、承载能力、以及安全性能。

具体的，请参阅图2和图3，移动模组5包括导轨安装板51、直线导轨52、滑块53、移动平板54以及第一缓冲器55，导轨安装板51固定安装在悬吊框架2底部，直线导轨52对称固定安装在导轨安装板51底部，两组滑块53对称滑动安装在直线导轨52上，移动平板与滑块53底部固定连接，导轨安装板51底面的两端固定连接有缓冲器安装板，缓冲器安装板上固定安装有第一缓冲器55，用以缓冲滑动机构6移动至终点位置时的冲击力以及缓冲移动平板54返回至初始位置时的冲击力；需要说明的是，第一缓冲器55 为液压缓冲器，达到减小冲击力的效果，且滑块53与直线导轨52之间润滑充分，摩擦力小，对冲击试验干扰小。

具体的，请参阅图2和图3，动力机构8包括电机81、齿轮82、齿条83和电机安装板84，电机安装板84与移动平板54固定连接，电机81的输出轴穿过移动平板54且与呈圆柱状的齿轮82转动连接，齿轮82与设在移动平板54上的齿条83啮合传动，在电机81驱动下带动齿轮82转动实现移动平板54沿着悬吊框架2的直线方向往复移动；调节所述电机81转速可实现不同冲击速度的转换；电机81连接到电气控制柜，电气控制柜与驱动器、控制器相连，通过PLC编程的方式，确定位移、速度等与电机转速、扭矩的关系，利用电机81自带的反馈控制系统使转速、扭矩等参数稳定，进而稳定实时地控制负载机构72的位移和速度；电气控制柜与PC机16连接，PC机16安装有控制柜配套软件，控制柜配套软件有操作界面和显示界面等，操作界面可实现对移动模组5的启动、暂停等操作，所述显示界面显示目标速度、目标位置、当前速度、当前位置、平台实时速度随时间变化曲线、移动模组5实时位置随时间变化曲线等内容。

具体的，请参阅图2、图4和图5，滑动机构6还包括流利条62、流利条安装板63、导向条64以及第二缓冲器65，流利条安装板63固定连接在移动平板54的底部，流利条安装板63将两组流利条62包裹固定安装，导向条64穿过两组流利条62的中缝且与放置于流利条上端面的吊板61固定连接，第二缓冲器65设在流利条62侧端的前挡板10上，用以缓冲吊板61移动至前挡板10时的冲击力，导向条64底面的两端固定安装有悬吊钢丝3；悬吊钢丝3上连接安装有重力平衡弹簧4；位于流利条62另一侧端固定安装有后挡板11，后挡板11用来避免在加速时测试装置的摆动，使其保持垂直状态，提高本装置的稳定性。吊板61与导向条64连接，可以在流利条62上前后滑动，保证电机81在制动时，本发明测试装置能够保持原有速度和方向冲击在目标板91上。

具体的，请参阅图6，冲击动力模组7还包括缓冲模块73，缓冲模块73设于吸附模块71与负载机构72之间；其中，缓冲模块包括缓冲器本体-、弹簧、连接件、导杆，第一铰链座以及第二铰链座，第一铰链座和第二铰链座分别固定安装在吸附模块内侧端的连接件上和负载机构外侧端的连接件上，弹簧呈周向均匀分布在连接件之间且套设在缓冲器本体和导杆上，缓冲器本体的一端和导杆的一端固定连接，导杆的另一端球铰接在第一铰链座上，第三缓冲器的另一端铰接在第二铰链座上；其中，负载机构72通过重力平衡弹簧4和悬吊钢丝3与吊板61相连接，用来平衡重力，模拟微重力环境；负载机构72和吸附模块71表面均贴附标记点，通过高速相机捕捉标记点作为跟踪点，分别计算得到负载机构72和吸附模块71的水平速度和水平加速度，并且计算得到吸附模块71的回弹力大小。

具体的，请参阅图7，目标调节装置9还包括基板92，基板92固定安装在基座框架1上，基板92上设有多个螺纹孔，目标板91上设有多个弧形滑槽12，螺钉穿过螺纹孔和弧形滑槽12将二者固定；通过调节目标板91，可以实现不同角度冲击吸附的试验工况。

具体的，请参阅图1和图8，悬吊框架2上的起始端终端和末端均设有光电传感器13，负载机构72上设有加速度传感器14，目标板91的中心处设有力传感器15，光电传感器13、加速度传感器14以及力传感器15均通过外界的PC机16信号连接，所述电机81与控制器电性连接；其中，光电传感器13基于红外线感应原理实现移动模组5的移动位置记录；力传感器15实时采集冲击过程中目标板91的受力情况，并与PC机16相连；PC机16安装力传感器15的配套软件，力传感器15的配套软件可显示冲击力随时间变化的曲线等内容；加速度传感器14通过双面胶水平安装在负载机构72上端，采集负载机构72的实时三向加速度和角度，加速度传感器14通过无线方式与PC机16连接，实时传输数据，PC机16的加速度传感器14配套软件界面显示负载机构72加速度、角度随时间变化曲线，计算可得到负载机构72冲击瞬间的冲击力大小；力传感器15和所述加速度传感器14均能得到负载机构72的冲击瞬间的冲击力大小，可以将两组数据进行对比验证。光电传感器13通过安装版固定在移动平板54移动的初始位置、中端位置以及终点位置，红外线持续照射；当移动平板54穿过或到达光电传感器13所处位置时阻隔红外线，光电传感器13响应发生变化，记录此时位置。

具体的，以下提供一种航天吸附机构微重力冲击动力学测试方法：

步骤一：确定负载机构72的位姿，首先将负载机构72经重力平衡弹簧4和悬吊钢丝3悬吊至导向条64的两端侧，然后调节悬吊钢丝3与重力平衡弹簧4种类、长度及刚度确定负载机构72的位姿，确保冲击碰撞处在目标板91的中心处；

步骤二：在负载机构72上粘贴视觉靶标点；然后通过控制器上的电机控制软件界面获取负载机构72移动的当前位置，接着设定冲击试验时冲击速度与目标位置；冲击完成后，通过末端光电传感器13确定冲击动力模组7的冲击行程是否到达所需行程，若未达到所设定行程，则显示灯会闪光提示；最后通过力传感器15与加速度传感器14读取冲击碰撞瞬间冲击力与加速度，电机控制软件读取速度变化曲线；

步骤三：验证测量结果，通过高速相机配合分析软件对载荷上靶标点进行运动姿态分析，获取冲击瞬间负载机构72的位移，然后计算出撞击过程的加速度，后通过计算冲击力并与传感器测量结果相互验证；通过高速相机逐帧分析可计算出负载机构72冲击时与目标面的接触时间；

步骤四：确认负载机构72复位，冲击测试完后，通过电机控制软件界面控制负载机构72复位，通过起始端光电传感器13确定负载机构72是否复位至起始位置，若未达到，则显示灯会闪光提示；确认负载机构72复位之后，然后重复上述的三个步骤进行试验测量，即可进行下次试验。

需要说明的是，请参阅图1，在目标板91的两侧端设有防护板19，防护板19起到安全保护作用，避免意外事件发生对测试人员的人身安全造成伤害，意外事件包括测试对象脱离本发明的测试平台。在基座框架1上位于电机的下方的中间横梁上设有拖链槽外壳18，位于流利条62另一侧端固定安装有后挡板11，后挡板11上设有拖链安装板17，拖链槽外壳18的内部且固定连接在拖链安装板17上，对本装置使用到的电缆起到牵引和保护作用。

工作原理：

首先检测周围环境及噪声是否会引起试验过程中缓冲模块及测试平台的共振，检测是否存在磁场干扰测试信号，保持室温，然后将负载机构经重力平衡弹簧和悬吊钢丝悬吊至导向条的两端侧，接着调节悬吊钢丝与重力平衡弹簧种类、长度及刚度确定负载机构的位姿，确保冲击碰撞处在目标板的中心处；在负载机构上粘贴视觉靶标点；然后通过控制器上的电机控制软件界面获取负载机构移动的当前位置，接着设定冲击试验时冲击速度与目标位置；冲击完成后，通过末端光电传感器确定冲击动力模组的冲击行程是否到达所需行程，若未达到所设定行程，则显示灯会闪光提示；最后通过力传感器与加速度传感器读取冲击碰撞瞬间冲击力与加速度，电机控制软件读取速度变化曲线；通过高速相机配合分析软件对负载机构上靶标点进行运动姿态分析，获取冲击瞬间负载机构的位移，后基于计算出撞击过程加速度，后通过/>计算冲击力，其中，/>是冲击瞬间的负载机构位移，t是时间，/>是加速度，/>是微分符号，高速相机捕捉每一帧的负载机构位移，然后通过两次微分计算出加速度，/>是负载机构的重量，实验前称重得到，前面已经得到加速度大小，根据牛顿第二定律，F=m*a，计算得到冲击力，获取的冲击力并与传感器测量结果相互验证。通过高速相机逐帧分析可计算出负载机构冲击时与目标面的接触时间；冲击测试完后，通过电机控制软件界面控制负载机构复位，通过起始端光电传感器确定负载机构是否复位至起始位置，若未达到，则显示灯会闪光提示；确认负载机构复位之后，然后重复上述的三个步骤进行试验测量，即可进行下次试验；本发明的航天吸附机构的微重力冲击动力学特性测试平台及方法通过重力平衡弹簧实现了微重力测试环境，可实现不同冲击速度、冲击角度下，吸附模块吸附性能测试。通过各种传感设备，获取接触瞬间冲击力大小、接触时间、回弹力大小等参数，对吸附模块的吸附性能、缓冲模块的缓冲性能的改进提供指导；综上测试平台具有操作简单、测试精度高、运动范围大的特点。

综上所述，该发明具备多阶模态耦合振动解耦分析能力和微重力环境模拟能力，能够满足装置多自由度运动模拟要求，具有冲击动力装置无干扰释放的优点，具有高精度、结构巧妙和可动态调节的特点；结合带有无感吸附功能的冲击动力装置，该平台能够实现对太空环境下大尺寸太阳能板复杂多阶模态耦合振动的模拟以及微重力环境下冲击动力装置无感着陆的模拟。

对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

Claims (9)

1.一种航天吸附机构微重力冲击动力学测试平台，其特征在于，包括：固定连接在基座框架（1）顶部的悬吊框架（2），设在悬吊框架（2）下方的移动模组（5）、固定连接在所述移动模组（5）的下方用以与所述移动模组（5）做同步移动的滑动机构（6）、以及在重力和悬吊钢丝（3）拉力作用下带动设于滑动机构（6）上的吊板（61）沿着滑动机构（6）的直线方向做往复移动的冲击动力模组（7），所述冲击动力模组（7）包括吸附模块（71）以及负载机构（72），所述吸附模块（71）配合安装在所述负载机构（72）侧端，所述移动模组（5）与动力机构（8）驱动连接以具有沿着悬吊框架（2）直线方向往复移动的行程，当移动模组（5）移动至终点位置时，所述冲击动力模组（7）在惯性的作用下保持原有速度和方向冲击设于所述基座框架（1）侧端的目标调节装置（9），最终使得冲击动力模组（7）侧端的吸附模块（71）附着在目标调节装置（9）的目标板（91）上。

2.根据权利要求1所述的一种航天吸附机构微重力冲击动力学测试平台，其特征在于，所述移动模组（5）包括导轨安装板（51）、直线导轨（52）、滑块（53）、移动平板（54）以及第一缓冲器（55），所述导轨安装板（51）固定安装在悬吊框架（2）底部，所述直线导轨（52）对称固定安装在所述导轨安装板（51）底部，两组所述滑块（53）对称滑动安装在直线导轨（52）上，所述移动平板（54）与所述滑块（53）底部固定连接，所述导轨安装板（51）底面的两端固定连接有缓冲器安装板，所述缓冲器安装板上固定安装有第一缓冲器（55），用以缓冲滑动机构（6）移动至终点位置时的冲击力以及缓冲所述移动平板（54）返回至初始位置时的冲击力。

3.根据权利要求1所述的一种航天吸附机构微重力冲击动力学测试平台，其特征在于，所述动力机构（8）包括电机（81）、齿轮（82）、齿条（83）和电机安装板（84），所述电机安装板（84）与所述移动平板（54）固定连接，所述电机（81）的输出轴穿过所述移动平板（54）且与呈圆柱状的所述齿轮（82）转动连接，所述齿轮（82）与设在移动平板（54）上的齿条（83）啮合传动，在所述电机（81）驱动下带动齿轮（82）转动实现移动平板（54）沿着悬吊框架（2）的直线方向往复移动。

4.根据权利要求1所述的一种航天吸附机构微重力冲击动力学测试平台，其特征在于，所述滑动机构（6）还包括流利条（62）、流利条安装板（63）、导向条（64）以及第二缓冲器（65），所述流利条安装板（63）固定连接在移动平板（54）的底部，所述流利条安装板（63）将两组所述流利条（62）包裹固定安装，所述导向条（64）穿过两组所述流利条（62）的中缝且与放置于所述流利条上端面的所述吊板（61）固定连接，所述第二缓冲器（65）设在所述流利条（62）的前挡板（10）上，用以缓冲所述吊板（61）移动至前挡板（10）时的冲击力，所述导向条（64）底面的两端固定安装有悬吊钢丝（3）。

5.根据权利要求4所述的一种航天吸附机构微重力冲击动力学测试平台，其特征在于，所述悬吊钢丝（3）上连接安装有重力平衡弹簧（4）。

6.根据权利要求1所述的一种航天吸附机构微重力冲击动力学测试平台，其特征在于，所述冲击动力模组（7）还包括缓冲模块（73），所述缓冲模块（73）设于所述吸附模块（71）与负载机构（72）之间。

7.根据权利要求1所述的一种航天吸附机构微重力冲击动力学测试平台，其特征在于，所述目标调节装置（9）还包括基板（92），所述基板（92）固定安装在基座框架（1）上，所述基板（92）上设有多个螺纹孔，目标板（91）上设有多个弧形滑槽（12），螺钉穿过所述螺纹孔和所述弧形滑槽（12）将二者固定。

8.根据权利要求1所述的一种航天吸附机构微重力冲击动力学测试平台，其特征在于，所述悬吊框架（2）上的起始端终端和末端均设有光电传感器（13），所述负载机构（72）上设有加速度传感器（14），所述目标板（91）的中心处设有力传感器（15），所述光电传感器（13）加速度传感器（14）力传感器（15）均通过外界的PC机（16）信号连接，所述电机（81）与所述控制器电性连接。

9.一种用于权利要求1-8任意一项所述的航天吸附机构微重力冲击动力学测试方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一：确定负载机构（72）的位姿，首先将负载机构（72）经重力平衡弹簧（4）和悬吊钢丝（3）悬吊至导向条（64）的两端侧，然后调节悬吊钢丝（3）与重力平衡弹簧（4）种类、长度及刚度确定负载机构（72）的位姿，确保冲击碰撞处在目标板（91）的中心处；

步骤二：在负载机构（72）上粘贴视觉靶标点；然后通过控制器上的电机控制软件界面获取负载机构（72）移动的当前位置，接着设定冲击试验时冲击速度与目标位置；冲击完成后，通过末端光电传感器（13）确定冲击动力模组（7）的冲击行程是否到达所需行程，若未达到所设定行程，则显示灯会闪光提示；最后通过力传感器（15）与加速度传感器（14）读取冲击碰撞瞬间冲击力与加速度，电机控制软件读取速度变化曲线；

步骤三：验证测量结果，通过高速相机（20）配合分析软件对载荷上靶标点进行运动姿态分析，获取冲击瞬间负载机构（72）的位移，然后计算出撞击过程的加速度，后通过计算冲击力并与传感器测量结果相互验证；通过高速相机逐帧分析可计算出负载机构（72）冲击时与目标面的接触时间；

步骤四：确认负载机构（72）复位，冲击测试完后，通过电机控制软件界面控制负载机构（72）复位，通过起始端光电传感器（13）确定负载机构（72）是否复位至起始位置，若未达到，则显示灯会闪光提示；确认负载机构（72）复位之后，然后重复上述的三个步骤进行试验测量，即可进行下次试验。