[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

说明书

本发明公开了一种振动环境下的星箭分离界面抗扭转试验系统和方法。该系统的特征在于，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，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。本发明直接、有效、可靠，填补了国内航天领域下的星箭抗扭试验空白，弥补了传统静载考核的不足，可广泛应用于不同载荷条件下、不同星箭组合构型的星箭分离界面抗扭转试验设计。

技术领域

本发明涉及振动环境扭转试验技术领域，具体涉及振动环境下的星箭分离界面抗扭转试验系统和方法。

背景技术

星箭的连接、解锁与分离是航天发射过程中的关键节点。在火箭飞行过程中，火箭的自旋会对卫星产生相应的扭矩，在复杂的振动环境下，考验星箭分离装置对星箭分离界面的抗扭能力。常规的星箭抗扭试验，是在卫星外径对称位置用液压设备施加相反的切向力，模拟卫星的扭转载荷，对星箭分离装置的抗扭转能力进行静态测试。

随着火箭支撑形式的改变，飞行过程的振动环境趋于复杂化，不能以单纯的静力试验条件考核星箭界面的抗扭能力，为了填补该领域试验方式的空白，考核星箭分离装置在振动状态下的抗扭转裕度可靠性，最优方式是在振动台上进行星箭界面抗扭转试验，但常规的液压设备无法在振动环境下使用，亟需寻找一种振动环境下星箭分离界面抗扭转力矩测试的试验方法。

发明内容

本发明的技术解决问题：针对静力试验方案不能覆盖复杂环境下星箭分离界面抗扭转考核需要，提出一种振动环境下的星箭分离界面抗扭试验方法，该方法包括如下步骤：

本发明直接、有效、可靠，填补了国内航天领域下的星箭抗扭试验空白，该方法考虑在振动环境下同步进行抗扭转测试试验，替代单一静力试验，弥补了传统静载考核的不足，能更加真实模拟飞行状态的星箭分离界面扭转载荷工况，可广泛应用于不同载荷条件下、不同星箭组合构型的星箭分离界面抗扭转试验设计。

附图说明

图1为本发明实施例所提供的振动环境下的星箭分离界面抗扭转试验系统布置图。

附图标记说明：

1：卫星；2：火箭舱段；3：星箭连接解锁装置；4：振动台；5：扭矩传递装置；6：定滑轮；7：力源装置；8：固定支架；9：工装点。

具体实施方式

参见示出本发明实施例的附图，下文将更详细地描述本发明。为了达成充分及完整公开，并且使本技术领域的技术人员完全了解本发明的范围。

下文结合附图和实施例对本发明所提供的振动环境下的星箭分离界面抗扭转试验系统和方法作进一步说明。

图1为本发明实施例所提供的振动环境下的星箭分离界面抗扭转试验系统布置图。如图1所示，本发明的一个实施例所提供的振动环境下的星箭分离界面抗扭转试验系统的试验件包含卫星1、火箭舱段2和星箭连接装置3，试验设备包含振动台4、扭矩传递装置5、力源装置7、定滑轮6等。

本发明的振动环境下的星箭分离界面抗扭转试验方法包括：

步骤1：使用星箭连接解锁装置3将卫星1(结构件)与火箭舱段2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4上，预备对卫星施加的扭转载荷；

步骤3：扭转载荷施加步骤包括：在卫星1结构外部前后对称位置设两处工装点9，在工装点9与卫星1侧板切线位置设两处固定支架8，在固定支架8上架设定滑轮6，定滑轮6与工装点9水平，将扭矩传递装置5一端与工装点9固定，一端经过定滑轮6在末端连接力源装置7，完成力矩的加载；