[发明专利]一种振动环境下的星箭分离界面抗扭转试验系统和方法

权利要求书

1.一种振动环境下的星箭分离界面抗扭转试验系统，其特征在于，其试验件包含卫星、火箭舱段、和星箭连接装置，其试验设备包含振动台、固定支架、扭矩传递装置、力源装置、定滑轮，所述星箭连接解锁装置将卫星与火箭舱段连接形成星箭组合体，所述星箭组合体放置于振动台，

所述卫星的结构外部前后对称位置设两处工装点，所述固定支架设置于工装点与卫星侧板切线位置，所述定滑轮安装于所述固定支架，所述定滑轮的上端高度与所述工装点平齐，所述扭矩传递装置一端与所述工装点固定，一端经过所述定滑轮在末端连接所述力源装置，完成力矩的加载。

2.根据权利要求1所述的振动环境下的星箭分离界面抗扭转试验系统，其特征在于，所述扭矩传递装置为柔性材料钢缆。

3.根据权利要求1所述的振动环境下的星箭分离界面抗扭转试验系统，其特征在于，所述力源装置为砝码配重。

4.一种振动环境下的星箭分离界面抗扭转试验方法，其特征在于，其使用权利要求1～3中任一项所述的振动环境下的星箭分离界面抗扭转试验系统，包括以下步骤：

步骤1：使用星箭连接解锁装置将卫星与火箭舱段连接形成星箭组合体，根据载荷要求对星箭连接解锁装置加载相应预紧力；

步骤2：将星箭组合体固定于振动台上；

步骤3：将扭矩传递装置一端与工装点固定，一端经过定滑轮在末端连接力源装置；

步骤4：启动振动台，对星箭组合体施加振动工况，完成振动环境下的星箭分离界面抗扭转考核。

5.根据权利要求4所述的振动环境下的星箭分离界面抗扭转试验方法，其特征在于，所述步骤3中，卫星扭转施力点为两处工装点，方向平行且相反。

6.根据权利要求5所述的振动环境下的星箭分离界面抗扭转试验方法，其特征在于，步骤3中扭矩与所述力源装置关系为：M_扭矩＝(F_{力源装置1}+F_{力源装置2})×L_{两工装点直线}。

7.根据权利要求5所述的振动环境下的星箭分离界面抗扭转试验方法，其特征在于，根据实验需要，步骤3中通过改变力源装置的拉力配比，同时对星箭分离面施加弯矩，弯矩与力源装置的关系为：M_弯矩＝|F_{力源装置1}-F_{力源装置2}|×H_{工装点-星箭面}。

8.根据权利要求4所述的振动环境下的星箭分离界面抗扭转试验方法，其特征在于，在步骤4前在对接面上下处垂直划线，并在步骤4后进行卫星扭转判读。

9.根据权利要求4所述的振动环境下的星箭分离界面抗扭转试验方法，其特征在于，在步骤4后对卫星发生扭转进行判读，并依次进行多组试验，完成对卫星发生扭转与否的临界扭转力矩，此时测试得到抗扭转裕度系数。