空间对接试验台转动模拟装置的试验研究

针对空间对接试验台中二维转动实现的设计难点问题,提出了非常规应用的新型抗弯件及十字轴机械结构方案。使整个系统在大负载和高撞击力的特殊情况下,结构具有高可靠性;大大降低了转动摩擦力矩,使转动模拟装置具有良好的随动运动特性;结构尺寸紧凑,减小了与结构尺寸关系密切的航天器惯量模拟误差;质量轻,使试验台其余子系统的设计有一定余量。采用缩比方法研制了试验装置。试验结果表明,主动转动模拟装置的最大静摩擦力矩仅为8.8445Nm,远小于80 Nm的指标要求。所设计的转动模拟装置能够满足对接试验台总体和其它分系统的要求。     

航天器对接试验台主动对接环失重模拟技术研究

为航天器对接五自由度试验台研究了外装智能式失重模拟技术:外装机构对主动对接环从外部进行吊装,吊装点位于主动环质心,可实现主动环三轴自由转动,并能方便地实现与主动环的安装与分离;智能式重力平衡器能迅速地、高精度地提供失重模拟平衡力,并保证主动环的上下自由运动及二维平动运动。本文提供了一个设计实例,并作了动态响应仿真分析。设计的外装机构附加质量仅有3kg,附加惯量小于1 5kg·m2,装置动态响应时间小于5ms,各向失重模拟误差1～2%。     

对接机构的涡流阻尼器阻尼力矩的有限元仿真和试验分析

涡流阻尼器可以很好吸收航天器交会对接时产生的碰撞能量,其阻尼力矩直接关系其对碰撞能量的吸收,但没有通用的阻尼力矩计算公式.通过对研发的对接机构用涡流阻尼器样机的有限元仿真和实验,分析其阻尼力矩.介绍了对接机构的涡流阻尼器样机的结构、2D和3D电磁场有限元仿真模型和阻尼力矩测试系统,分析了涡流阻尼器的磁极对数、转子材料导电率、转子长度、转子厚度、转子平均直径对阻尼力矩的影响,给出了阻尼力矩的计算公式.计算结果表明,对铝合金转子涡流阻尼器样机,阻尼力矩的计算值与实测值误差小,对铜合金转子涡流阻尼器样机,阻尼力矩的计算值与实测值误差较大.分析结果有助于对接机构用涡流阻尼器的研制.     

航天器横向振动试验的力限条件设计研究

航天器力限振动试验技术可以缓解振动过试验现象.在横向力限振动试验中,除了界面横向力以外,界面力矩同样是一个重要的监测和控制参量.文章介绍了力限振动试验的基本原理以及简单二自由度方法、复杂二自由度方法和半经验方法;然后基于模态有效质量概念提出了力矩限设计策略;最后,计算了某航天器有效载荷的力限条件和力矩限条件,结果显示力...     

空间站对日定向装置试验台的控制器设计与精度考核

针对太阳电池帆板大挠性、大惯量等特性，导致对对日定向装置施加的大幅值、高频响的变负载力矩难以模拟和模拟精度不足的问题，设计了以电动负载模拟器为核心装置的地面半物理仿真试验台。首先建立了电动负载模拟器（加载单元）模型，采用递推最小二乘法对加载单元各参数进行辨识，并分析各参数对加载单元响应特性的影响。提出一种超前校正与模糊自适应PID相结合的复合控制算法，该方法有效地拓宽了加载单元带宽、改善了力矩跟随性能和抑制了力矩误差。用不同信号对试验台响应速度、加载带宽和加载精度进行分析和考核。实验结果表明：该复合控制算法使加载力矩较好地复现了太阳电池帆板模型的期望输出力矩，为对日定向装置对太阳电池帆板的驱动性能考核实验模拟出较为精确的期望模型的负载（测试）力矩。     

自由陀螺仪装调中的几个问题

简述了一种二自由度框架陀螺仪装调中的几个主要问题,即轴承选配和轴向间隙调整;输电装置接触可靠性与陀螺单向漂移;以及静平衡、摩擦力矩检查和陀螺仪调试。提出了控制输出信号跳动,避免陀螺单向漂移,保证陀螺仪精度和工作稳定可靠的技术措施。     

航天器大型舱段柔性对接技术研究

针对航天器大型舱段的自动柔性对接需求,基于并联调姿平台(6SPS)的舱段柔性对接技术开展研究。采用6SPS作为舱段位姿调整装置,在其6个支链上设置力传感器,测量每个支链所受的轴向力。在柔性对接控制中,根据负载质量特性及调姿平台姿态实时解算每个支链上由负载重力引起的轴向力,作为理论力;将实际测得的支链力与该理论力比较,进行力随动控制并调整支链长度,实现力反馈下的柔性对接控制。试验证明了力随动控制能实现根据支链力变化实时调整调姿平台位姿,满足舱段柔性对接的需求。     

大型三轴气浮台转动惯量和干扰力矩高精度联合辨识技术

利用三轴气浮台对遥感卫星进行载荷平台一体化全系统闭环物理仿真,可模拟卫星在轨运行时的动力学特性,验证整星在轨状态下的姿控特性和相机成像特性等。高精度辨识气浮台转动惯量和综合干扰力矩为三轴气浮台质量特性调整及量化评估整星级试验性能提供重要参数。文章提出一种新的大型三轴气浮台转动惯量和干扰力矩联合辨识技术,通过台上飞轮对三轴施加激励作用,利用激光陀螺等姿态测量数据实现对台体惯量矩阵和干扰力矩的高精度联合辨识。与传统辨识方法不同,该技术仅利用本体角速度信息,不需要角加速度信息,避免了角速度微分引起的噪声放大,将转动惯量辨识相对误差控制在3.5%以内,气浮系统综合干扰力矩优于0.003 N·m,满足了高精度参数辨识需求。     

羽流导流综合验证试验技术

为了验证发动机羽流对航天器的综合力、热效应,验证发动机与羽流导流装置的相容性,考核羽流热防护材料性能及防护效果,开展了发动机燃气羽流导流综合验证试验工作。为了完成本次试验,对现有大型高空模拟试验台进行改造,新增试验件结构安装系统、位姿调整系统、温度控制系统,改造真空舱系统、真空抽气系统、测量系统、监控系统及推进剂加注系统等。采用机械真空泵与低温泵组合工作的方式获得试验所需真空环境,利用压电测力仪测量羽流扰动作用力,利用基于六自由度平台模式的位姿调整系统实现相对运动的模拟,试验系统经调试与试验验证满足各项技术要求。通过试验获得了试验验证器所受羽流扰动力数据以及试验验证器表面压力、温度及热流密度等参数分布数据,试验取得成功。     

某型号固体火箭发动机高速旋转试验台设计

火箭发动机旋转试验台可在地面模拟火箭发动机飞行过程中的高速自旋环境,通过对发动机旋转工作状态下的控制和监测,为旋转发动机流场及内弹道研究提供试验数据。为模拟发动机旋转时点火飞行的受力工况,试验台不仅需驱动发动机一起做高速旋转运动,保证发动机在轴向上具有自由度以测试推力,还需承载发动机点火时产生的巨大冲击振动。为此,试验台采用卧式布局,底座通过预埋件与混泥土基建固连,提高试验台抗倾覆能力;驱动系统采用大功率电机,通过传输轴间接驱动发动机达到高转速;转子外部增设防护罩,防护转子的高速旋转;在工程设计中,通过对核心部件进行结构优化和质量控制,降低转子转动惯量和提高结构强度,并使其满足固体火箭发动机进行旋转的同时具有轴向自由度。最后,对转子进行了仿真和动平衡分析。结果表明,试验台结构上要求核心部件为轴对称结构,表面无凸起,在离心力作用下,套筒半径越小、壁厚越大、长度越短,结构强度越好,并且壁厚对变形量的影响较为显著,经过优化设计核心部件,可保证装置稳定运行。