RU2714283C1 - Method of testing multi-link mechanical system of spacecraft for operation - Google Patents

Method of testing multi-link mechanical system of spacecraft for operation Download PDF

Info

Publication number
RU2714283C1
RU2714283C1 RU2018141727A RU2018141727A RU2714283C1 RU 2714283 C1 RU2714283 C1 RU 2714283C1 RU 2018141727 A RU2018141727 A RU 2018141727A RU 2018141727 A RU2018141727 A RU 2018141727A RU 2714283 C1 RU2714283 C1 RU 2714283C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
link
mechanical system
spacecraft
weightless
value
Prior art date
Application number
RU2018141727A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Станислав Игоревич Немчанинов
Валентин Иванович Парафейник
Original Assignee
Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва"
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 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" filed Critical Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва"
Priority to RU2018141727A priority Critical patent/RU2714283C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2714283C1 publication Critical patent/RU2714283C1/en

Links

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
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M17/00—Testing of vehicles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)

Abstract

FIELD: astronautics.
SUBSTANCE: invention relates to space engineering, and more specifically to testing of spacecraft (SC) elements. Test method for multi-link system of spacecraft for operation consists in the fact that spacecraft is installed on a system of weight-saving. Fixed on the link at the point corresponding to the longitudinal coordinate L of the link center of mass. Calculating the adjustment value of the fixation position of the weighting device on the link along the longitudinal coordinate of the position of its center of mass on the obtained value: ɭ=((P2-P1)∙L)/P1, where P1 is the value of the tension force of the springs of the weighting device at the moment of the beginning of the opening of the link; P2 is the value of the tension force of the springs of the weighting device in the middle of its movement; ɭ is the adjustment value of the attachment point of the device for weight reduction on the link along the longitudinal coordinate of its center of mass; L is distance between link rotation axis and attachment point of weightlessness device. Position of the fixation point of the weightlessness device on the link is adjusted to the values obtained after calculation, and then the multi-link mechanical system is tested for opening.
EFFECT: higher level of simulated zero-gravity.
1 cl

Description

Предлагаемое изобретение относится к способам испытаний многозвенных механических систем, преимущественно космических аппаратов, на функционирование и может быть использовано в ракетно-космической технике при проведении наземной отработки конструкций космических аппаратов (КА).The present invention relates to methods for testing multi-link mechanical systems, mainly spacecraft, for operation and can be used in rocket and space technology during ground testing of spacecraft (SC) structures.

Из существующего уровня техники известен способ испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование (патент RU №2252407 С1, кл. G01M 19/00), заключающийся в том, что космический аппарат устанавливают с возможностью раскрытия звеньев механической системы, соединенной с приводами раскрытия в вертикальной плоскости. Каждое звено механической системы крепят посредством пружин обезвешивания к поворотной балочной системе (элементам системы обезвешивания) и проводят регулировку усилия натяжения пружин обезвешивания (определенного заранее при взвешивании панели батареи солнечной) при раскрытом положении звеньев механической системы. Закрывают звенья, фиксируют звенья к корпусу космического аппарата и выполняют последовательное раскрытие звеньев механической системы с помощью приводов раскрытия. Регулировка усилия натяжения каждой пружины обезвешивания обеспечивают установку верхнего торца каждого звена механической системы в горизонтальную плоскость с точностью не выше 0,4°, а раскрытие звеньев механической системы производят при усилиях, создаваемых приводами раскрытия, превышающими соответствующие номинальные усилия раскрытия не менее чем на 30%.From the existing level of technology there is a known method for testing the multi-link mechanical system of a spacecraft for functioning (patent RU No. 2252407 C1, class G01M 19/00), which means that the spacecraft is installed with the possibility of opening the links of the mechanical system connected to the opening drives in a vertical the plane. Each link of the mechanical system is attached by means of weightless springs to the rotary beam system (elements of the weightless system) and the tension of the tension of the weightless springs (determined in advance when weighing the solar panel) is adjusted with the open position of the links of the mechanical system. The links are closed, the links to the spacecraft body are fixed, and the links of the mechanical system are sequentially opened using the opening drives. Adjustment of the tension force of each weightless spring ensures that the upper end of each link of the mechanical system is installed in a horizontal plane with an accuracy of no higher than 0.4 °, and the links of the mechanical system are opened with the forces created by the opening drives exceeding the corresponding nominal opening forces by at least 30% .

Из существующего уровня техники известен способ испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование и устройство для его осуществления (патент RU №2293961 С2, кл. G01M 13/02, G01M 19/00), заключающийся в том, что при проведении испытаний многозвенную механическую систему крепят каждым звеном к соответствующей секции балочной системы, поддерживающей механическую систему, с помощью регулируемых пружин с возможностью раскрытия механической системы в вертикальной плоскости. После этого с помощью настройки пружин обезвешивают звенья механической системы и затем обеспечивают жесткую связь каждого звена механической системы с соответствующей секцией секции балочной системы. Затем проводят испытания, производя совместное раскрытие звеньев многозвенной механической системы и секции балочной системы, проверяя функционирование механической системы.From the existing level of technology there is a known method for testing the multilink mechanical system of a spacecraft for functioning and a device for its implementation (patent RU No. 2293961 C2, class G01M 13/02, G01M 19/00), which consists in the fact that when testing a multilink mechanical system fasten each link to the corresponding section of the beam system that supports the mechanical system, using adjustable springs with the possibility of disclosing the mechanical system in a vertical plane. After that, by adjusting the springs, the links of the mechanical system are weighed out and then each link of the mechanical system is rigidly connected to the corresponding section of the beam system section. Then, tests are carried out, jointly opening the links of the multi-link mechanical system and the section of the beam system, checking the functioning of the mechanical system.

Из существующего уровня техники известен способ испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование и устройство для его осуществления (патент RU №2516880 С2, кл. B64G 7/00, B64G 5/00, G01M 17/00), заключающийся в том, что устройство для обезвешивания многозвенной механической системы КА содержит закрепленные на КА поворотные секции, расположенные в плане над соответствующими звеньями механической системы и связанные с ними посредством регулируемых пружин обезвешивания, трансформируемую опорную конструкцию из горизонтальных несущих штанг с кронштейнами, поворотные секции. Наименее удаленная от КА несущая штанга закреплена на КА, а наиболее удаленная от КА несущая штанга посредством опорной стойки опирается на пол помещения. Трансформируемая опорная конструкция снабжена фиксаторами взаимного положения несущих штанг, несущие штанги снабжены Г-образными упорами, опирающимися на пол помещения, кронштейны размещены на несущих штангах с возможностью взаимодействия и фиксации с поворотными секциями в их наиболее удаленных от космического аппарата концах. КА с закрепленным на нем устройством для обезвешивания многозвенной механической системы устанавливают на место проведения испытаний, проводят установку и фиксацию необходимой конфигурации опорной трансформируемой конструкции в горизонтальной плоскости, последовательно фиксируют положения поворотных секций системы обезвешивания в горизонтальной плоскости.From the existing level of technology there is a known method of testing the multi-link mechanical system of a spacecraft for operation and a device for its implementation (patent RU No. 2516880 C2, class B64G 7/00, B64G 5/00, G01M 17/00), which consists in the fact that the device for weightlessness of a multi-link mechanical system, the spacecraft contains rotary sections fixed to the spacecraft, located in plan above the corresponding links of the mechanical system and connected with them via adjustable weightless springs, a transformable supporting structure of horizontal for Basic bearing rods with brackets, rotating section. The carrier rod that is least distant from the spacecraft is fixed to the spacecraft, and the carrier rod that is farthest from the spacecraft is supported on the floor of the room by means of a support stand. The transformable supporting structure is equipped with latches for the relative position of the supporting rods, the supporting rods are equipped with L-shaped stops resting on the floor of the room, the brackets are placed on the supporting rods with the possibility of interaction and fixation with the rotary sections at their ends farthest from the spacecraft. A spacecraft with a device for weighing a multi-link mechanical system mounted on it is installed at the test site, the required configuration of the supporting transformable structure is installed and fixed in the horizontal plane, and the positions of the rotary sections of the weightless system in the horizontal plane are sequentially fixed.

Из существующего уровня техники, наиболее близким к заявленному решению (прототипом), является способ испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование (патент RU №2646969 С1, кл. G01M 19/00), заключающийся том, что космический аппарат, содержащий корпус с закрепленной на нем многозвенной механической системой, с приводами раскрытия, устанавливают с возможностью раскрытия звеньев механической системы в вертикальной плоскости на системе обезвешивания, отличающийся тем, что регулируют усилия натяжения каждой пружины обезвешивания в раскрытом или сложенном положении механической системы, используют значения масс и положения центров масс звеньев механической системы, полученных теоретическим или практическим путем, переводят многозвенную механическую систему в сложенное положение и фиксируют на корпусе космического аппарата или в раскрытое положение, если регулировка усилия пружин проходила в сложенном положении, и снимают значения усилий натяжения пружин обезвешивания в соответствующем положении, рассчитывают значения усилия для регулировки натяжения пружины обезвешивания каждого звена, соответствующее реальному весу элемента механической системы, затем, в случае, если механическая система в раскрытом положении, переводят ее в сложенное положение и фиксируют на корпусе космического аппарата, затем проводят перенастройку пружин обезвешивания на полученные после расчета значения, после чего проводят испытание многозвенной механической системы на раскрытие, при этом на приводах раскрытия создаются усилия, не превышающие номинальные усилия необходимые для раскрытия.From the existing level of technology, the closest to the claimed solution (prototype) is a method of testing a multi-link mechanical system of a spacecraft for functioning (patent RU No. 2646969 C1, class G01M 19/00), which consists in the fact that the spacecraft containing a body with a fixed on it a multi-link mechanical system, with opening drives, is installed with the possibility of opening the links of the mechanical system in a vertical plane on a weightless system, characterized in that they regulate the tension forces of each ruins of weightlessness in the open or folded position of the mechanical system, use the mass values and the positions of the centers of mass of the links of the mechanical system obtained theoretically or practically, transfer the multi-link mechanical system to the folded position and fix it on the spacecraft body or in the open position if the spring force adjustment has passed in the folded position, and take the values of the tension forces of the spring weight in the corresponding position, calculate the force values for the adjustments to determine the tension of the weightless spring of each link, corresponding to the real weight of the element of the mechanical system, then, if the mechanical system is in the open position, put it in the folded position and fix it on the spacecraft’s body, then carry out the readjustment of the weightless spring to the values obtained after calculation, after why a test of a multi-link mechanical system is performed for disclosure, while on the disclosure drives forces are created that do not exceed the rated forces necessary for disclosure .

Недостатком описанных выше способов является то, что точка крепления устройства обезвешивания соответствует положению центра масс звена, определенному теоретическим путем (при условии, что конструкция механической системы неразборная и не позволяет определить фактическое положение центра масс звена). Это приводит к возникновению крутящего момента вокруг точки крепления устройства обезвешивания. Возникающий крутящий момент создает нештатные нагрузки для конструкции и силы сопротивления в узлах разворота звеньев механической системы не связанные с ее штатным функционированием, что ухудшает имитацию невесомости при испытании механической системы на функционирование.The disadvantage of the above methods is that the attachment point of the weightless device corresponds to the position of the center of mass of the link, determined theoretically (provided that the design of the mechanical system is non-separable and does not allow to determine the actual position of the center of mass of the link). This leads to a torque around the attachment point of the weightless device. The resulting torque creates abnormal loads for the structure and resistance forces in the turning units of the links of the mechanical system that are not related to its regular functioning, which impairs the simulated weightlessness when testing the mechanical system for functioning.

Для заявленного способа выявлены основные общие существенные признаки, такие как: многозвенная механическая система, система обезвешивания, раскрытие звеньев механической системы в вертикальной плоскости.For the inventive method revealed the basic common essential features, such as: multi-link mechanical system, weightless system, the disclosure of the links of the mechanical system in a vertical plane.

Технической проблемой, на решение которой направлено заявляемое изобретение являются низкий уровень имитации невесомости при испытании многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование.The technical problem to which the claimed invention is directed is the low level of simulated weightlessness when testing the multi-link mechanical system of a spacecraft for operation.

Представленная техническая проблема предлагаемого изобретения решаются, способом испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование, заключающимся в том, что космический аппарат, содержащий корпус с закрепленной на нем многозвенной механической системой, с приводами раскрытия, устанавливают с возможностью раскрытия звеньев механической системы в вертикальной плоскости на системе обезвешивания, согласно изобретению, закрепляют устройство обезвешивания на звене в точке, соответствующей продольной координате L центра масс звена, полученной теоретическим путем, которая определяет расстояние между осью вращения звена и точкой закрепления устройства обезвешивания, контролируют значение усилия натяжения пружин устройства обезвешивания P1 и Р2 в момент начала раскрытия звена и в середине пути его движения соответственно, рассчитывают значение регулировки положения точки закрепления устройства обезвешивания на звене по продольной координате положения его центра масс на полученное значение:The presented technical problem of the present invention is solved by the method of testing the multi-link mechanical system of the spacecraft for functioning, which consists in the fact that the spacecraft, comprising a housing with a multi-link mechanical system attached to it, with opening drives, is installed with the possibility of opening the links of the mechanical system in a vertical plane on the weightless system according to the invention fixes the weightless device to the link at a point corresponding to the longitudinal th coordinate L center of mass units derived theoretically, which determines the distance between the axis of rotation of the link and the point of fixing weightlessness device control force value weightlessness spring tensioning device P 1 and P 2 at the beginning level of disclosure and in the middle of the path of motion, respectively, is calculated the value of adjusting the position of the fixing point of the weightless device on the link along the longitudinal coordinate of the position of its center of mass by the obtained value:

Figure 00000001
где
Figure 00000001
Where

Р1 - значение усилия натяжения пружин устройства обезвешивания в момент начала раскрытия звена;P 1 - the value of the tension force of the springs of the weightless device at the time of the beginning of the disclosure of the link;

Р2 - значение усилия натяжения пружин устройства обезвешивания в середине пути его движения;P 2 - the value of the tension force of the springs of the weightless device in the middle of the path of its movement;

Figure 00000002
- значение регулировки положения точки закрепления устройства обезвешивания на звене по продольной координате его центра масс;
Figure 00000002
- the value of adjusting the position of the fixing point of the weightless device on the link along the longitudinal coordinate of its center of mass;

L - продольная координата положения центра масс звена механической системы, полученная теоретическим путем, расстояние между осью вращения звена и точкой закрепления устройства обезвешивания;L is the longitudinal coordinate of the position of the center of mass of the link of the mechanical system, obtained theoretically, the distance between the axis of rotation of the link and the fixing point of the weightless device;

затем проводят регулировку положения точки закрепления устройства обезвешивания на звене на полученные после расчета значения, затем проводят испытание многозвенной механической системы на раскрытие.then, the position of the attachment point of the weightless device on the link is adjusted to the values obtained after calculation, then the disclosure of the multi-link mechanical system is tested.

Техническим результатом изобретения является создание условий невесомости при испытании многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование максимально приближенных к натурным, за счет определения фактической продольной координаты центра масс звена механической системы.The technical result of the invention is the creation of zero gravity conditions when testing a multi-link mechanical system of a spacecraft for functioning as close as possible to full-scale ones, by determining the actual longitudinal coordinate of the center of mass of the link of the mechanical system.

Указанный технический результат предлагаемого изобретения достигается тем что, условие правильного определения положения центра масс звена имеет вид:The specified technical result of the invention is achieved in that the condition for the correct determination of the position of the center of mass of the link is:

Figure 00000003
где:
Figure 00000003
Where:

Р1 - значение усилия натяжения пружин устройства обезвешивания в момент начала раскрытия звена;P 1 - the value of the tension force of the springs of the weightless device at the time of the beginning of the disclosure of the link;

Р2 - значение усилия натяжения пружин устройства обезвешивания в середине пути его движения;P 2 - the value of the tension force of the springs of the weightless device in the middle of the path of its movement;

Figure 00000004
- значение регулировки положения точки закрепления устройства обезвешивания на звене по продольной координате его центра масс;
Figure 00000004
- the value of adjusting the position of the fixing point of the weightless device on the link along the longitudinal coordinate of its center of mass;

L - продольная координата положения центра масс звена механической системы, полученная теоретическим путем, расстояние между осью вращения звена и точкой закрепления устройства обезвешивания.L is the longitudinal coordinate of the position of the center of mass of the link of the mechanical system, obtained theoretically, the distance between the axis of rotation of the link and the fixing point of the weightless device.

В случае если

Figure 00000005
≠0, то это означает, что теоретическая координата центра масс звена не соответствует фактической координате центра масс. Это приводит к возникновению крутящего момента вокруг точки крепления устройства обезвешивания вызванного фактическим положением центра масс. Возникающий крутящий момент создает не штатные нагрузки для конструкции и силы сопротивления в узлах разворота звеньев механической системы не связанные с ее штатным функционированием, что снижает качество обезвешивания и испытаний механической систем. Для исключения возникающего крутящего момента необходимо рассчитать значение
Figure 00000006
и провести регулировку координаты точки закрепления устройства обезвешивания к соответствующему звену.If
Figure 00000005
≠ 0, this means that the theoretical coordinate of the center of mass of the link does not correspond to the actual coordinate of the center of mass. This leads to a torque around the attachment point of the weightless device caused by the actual position of the center of mass. The resulting torque creates abnormal loads for the design and resistance forces in the turning nodes of the links of a mechanical system that are not related to its regular functioning, which reduces the quality of weightlessness and testing of mechanical systems. To eliminate the occurring torque, it is necessary to calculate the value
Figure 00000006
and adjust the coordinates of the attachment points of the weightless device to the corresponding link.

Порядок определения фактического центра масс звена механической системы космического аппарата:The procedure for determining the actual center of mass of the link of the mechanical system of the spacecraft:

- закрепляют устройство обезвешивания на звене в точке, соответствующей продольной координате L центра масс звена, полученной теоретическим путем, которая определяет расстояние между осью вращения звена и точкой закрепления устройства обезвешивания;- fix the weightless device on the link at a point corresponding to the longitudinal coordinate L of the center of mass of the link obtained theoretically, which determines the distance between the axis of rotation of the link and the fixing point of the weightless device;

- контролируют значение усилия натяжения пружин устройства обезвешивания Р1 и Р2 в момент начала раскрытия звена и в середине пути его движения соответственно;- control the value of the tension force of the springs of the weightless device P 1 and P 2 at the time of the beginning of the opening of the link and in the middle of the path of its movement, respectively;

- рассчитывают значение регулировки положения точки закрепления устройства обезвешивания на звене по продольной координате его центра масс на полученное значение

Figure 00000007
- calculate the value of adjusting the position of the fixing point of the weightless device on the link along the longitudinal coordinate of its center of mass by the obtained value
Figure 00000007

- проводят регулировку положения точки закрепления устройства обезвешивания на звене на полученные после расчета значения;- carry out the adjustment of the position of the fixing point of the weightless device on the link to the values obtained after calculation;

- затем проводят испытание многозвенной механической системы на раскрытие.- then test the multi-link mechanical system for disclosure.

Claims (7)

Способ испытаний многозвенной механической системы космического аппарата на функционирование, заключающийся в том, что космический аппарат, содержащий корпус с закрепленной на нем многозвенной механической системой с приводами раскрытия устанавливают с возможностью раскрытия звеньев механической системы в вертикальной плоскости на системе обезвешивания, отличающийся тем, что закрепляют устройство обезвешивания на звене в точке, соответствующей продольной координате L центра масс звена, полученной теоретическим путем, которая определяет расстояние между осью вращения звена и точкой закрепления устройства обезвешивания, контролируют значение усилия натяжения пружин устройства обезвешивания Р1 и Р2 в момент начала раскрытия звена и в середине пути его движения соответственно, рассчитывают значение регулировки положения точки закрепления устройства обезвешивания на звене по продольной координате положения его центра масс на полученное значение:A method of testing a multi-link mechanical system of a spacecraft for functioning, which consists in the fact that the spacecraft comprising a housing with a multi-link mechanical system attached to it with opening drives is installed with the possibility of opening the links of the mechanical system in a vertical plane on a weightless system, characterized in that the device is fixed weightlessness on the link at a point corresponding to the longitudinal coordinate L of the center of mass of the link obtained theoretically, which is determined divides the distance between the axis of rotation of the link and the fastening point of the weightless device, control the spring tension value of the weighting device P 1 and P 2 at the beginning of the opening of the link and in the middle of its movement, respectively, calculate the adjustment value of the fastening point of the weightless device on the link in the longitudinal coordinate the position of its center of mass on the obtained value:
Figure 00000008
где
Figure 00000008
Where Р1 - значение усилия натяжения пружин устройства обезвешивания в момент начала раскрытия звена;P 1 - the value of the tension force of the springs of the weightless device at the time of the beginning of the disclosure of the link; Р2 - значение усилия натяжения пружин устройства обезвешивания в середине пути его движения;P 2 - the value of the tension force of the springs of the weightless device in the middle of the path of its movement;
Figure 00000009
- значение регулировки положения точки закрепления устройства обезвешивания на звене по продольной координате его центра масс;
Figure 00000009
- the value of adjusting the position of the fixing point of the weightless device on the link along the longitudinal coordinate of its center of mass; L - продольная координата положения центра масс звена механической системы, полученная теоретическим путем, расстояние между осью вращения звена и точкой закрепления устройства обезвешивания;L is the longitudinal coordinate of the position of the center of mass of the link of the mechanical system, obtained theoretically, the distance between the axis of rotation of the link and the fixing point of the weightless device; затем проводят регулировку положения точки закрепления устройства обезвешивания на звене на полученные после расчета значения, затем проводят испытание многозвенной механической системы на раскрытие.then, the position of the attachment point of the weightless device on the link is adjusted to the values obtained after calculation, then the disclosure of the multi-link mechanical system is tested.
RU2018141727A 2018-11-26 2018-11-26 Method of testing multi-link mechanical system of spacecraft for operation RU2714283C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018141727A RU2714283C1 (en) 2018-11-26 2018-11-26 Method of testing multi-link mechanical system of spacecraft for operation

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018141727A RU2714283C1 (en) 2018-11-26 2018-11-26 Method of testing multi-link mechanical system of spacecraft for operation

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2714283C1 true RU2714283C1 (en) 2020-02-13

Family

ID=69626129

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018141727A RU2714283C1 (en) 2018-11-26 2018-11-26 Method of testing multi-link mechanical system of spacecraft for operation

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2714283C1 (en)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2516880C2 (en) * 2012-07-17 2014-05-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (ФГУП "ГКНПЦ им. М.В. Хруничева") Method to test multi-link mechanical system of spacecraft for functioning and device for its realisation
US9228917B1 (en) * 2009-04-17 2016-01-05 Arrowhead Center, Inc. Six degrees of freedom free-motion test apparatus
RU2646969C2 (en) * 2016-06-17 2018-03-12 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Method of testing multistage mechanical system of spacecraft on functioning

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9228917B1 (en) * 2009-04-17 2016-01-05 Arrowhead Center, Inc. Six degrees of freedom free-motion test apparatus
RU2516880C2 (en) * 2012-07-17 2014-05-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (ФГУП "ГКНПЦ им. М.В. Хруничева") Method to test multi-link mechanical system of spacecraft for functioning and device for its realisation
RU2646969C2 (en) * 2016-06-17 2018-03-12 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Method of testing multistage mechanical system of spacecraft on functioning

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Shaw et al. Design and test of an adjustable quasi-zero stiffness device and its use to suspend masses on a multi-modal structure
RU2483991C1 (en) Bench for opening panels of solar battery
CN108583934B (en) Deep space exploration large-caliber antenna calibration ground test system based on hanging device
Morterolle et al. Modal behavior of a new large reflector conceptual design
RU2655713C1 (en) Device for the gliding parachute aerodynamic characteristics measuring in wind tunnel, gliding parachute model for tests in wind tunnel, method of gliding parachute aerodynamic characteristics measuring in wind tunnel
RU2007146145A (en) STRUCTURE STRUCTURE PARTS WITH EFFORT COMPENSATION AND A LIFTING SYSTEM WITH SUCH DEVICE
US20190199283A1 (en) Deployment test apparatus
CN113460338B (en) Multifunctional antenna gravity unloading device
US20220010780A1 (en) Method and testing device for testing rotor blades
RU2714283C1 (en) Method of testing multi-link mechanical system of spacecraft for operation
Fischer et al. Interaction between gravity compensation suspension system and deployable structure
CN113740929B (en) Ground testing device and method for space inertial sensor
RU2662255C1 (en) Multi-segment non-rigid structures modal tests performance method
RU2312316C1 (en) Method and device for measuring thrust of electric jet engines
CN107966266B (en) Forced motion guide multi-day flat dynamic corrector
CN104457794B (en) A kind of control-moment gyro ground experiment gravity unloading mechanism
CN106017663B (en) A kind of flexible support micro-vibration test device of the whole star of analog satellite
RU2733012C1 (en) Device for weightlessing of precision opened structures of spacecraft
RU2394218C2 (en) Method of testing swivelling devices of mechanical systems
RU2646969C2 (en) Method of testing multistage mechanical system of spacecraft on functioning
RU2250446C2 (en) Bench for testing turbojet engine
CN113928605B (en) Micro-low gravity environment simulation device and method for variable mass load
RU2711774C2 (en) Method for transformation of transformed spacecraft systems
RU152149U1 (en) STAND OF SIMULATION OF Zero Gravity of the Cosmonaut
CN114216688A (en) Thrust measuring device of miniature turbine engine