[发明专利]一种皮纳卫星模拟分离装置

说明书

技术领域

本发明涉及航空飞行器模拟分离技术，特别涉及一种皮纳卫星模拟分离装置。

背景技术

随着微小卫星及航天技术的发展，微小卫星星箭分离方式、分离装置种类变得多样，但目前适合小卫星模拟空间分离的试验系统种类少，装置复杂，试验成本高且参数测量精度有限。因而微小卫星(皮卫星、纳卫星)分离试验技术的研究逐渐为人们所关注。卫星发射前充分的模拟分离试验，可以考察分离系统的性能和分离可靠性，尤其是对于快速吸纳新技术的现代小卫星。现代小卫星的分离方式、分离装置种类多样，很多未进行过在轨飞行验证，因此开展充分地面分离试验是极其必要的。

无论是传统大卫星还是现代小卫星，发射前一般都需要开展分离试验，而目前可供小卫星模拟空间分离的试验系统种类少，装置复杂，成本高且参数测量精度有限，很大程度上制约了小卫星技术的发展。国内外更多的是进行卫星分离的理论研究，付碧红等以分离条件恶劣的搭载星为对象，对其分离过程进行研究，给出了各种干扰因素共同作用的扰动力矩。谭雪峰等采用ADAMS软件平台对星箭解锁分离动力学进行数值模拟，考察了爆炸螺栓冲击、限位弹簧刚度、包带预紧力等对包带包络的影响。姚世东考虑了卫星贮箱推进剂晃动这一扰动因素，分析了推进剂晃动质量对分离姿态的影响。沈晓凤等针对小卫星偏心分离问题，基于多体动力学理论对小卫星分离动力学进行了仿真分析。Singaravelu等构造了星箭分离阶段简单的横向和纵向动力学方程，并采用Taguchi方法对分离的安全性和可靠性做出了预示。Jeyakumar等描述了星箭分离过程的坐标转换和运动方程，并通过Runge-Kutta法得到了12自由度分离体的非线性常微分方程数值解。Roshanian等采用Monte Carlo Simulation(MCS)的方法，分析了由于分离装置扰动因素而引起分离体发生碰撞的风险。

模拟分离试验一般要模拟目标体的接口，对试验对象施加相应的预紧力，保证装置的试验状态与真实状态尽可能一致，有时还需要模拟空间温度变化和高真空环境。在尽可能模拟真实边界条件下进行分离性能试验，同时对可能产生的碎片采取保护措施。根据GJB2205-1994，对于分离性能的验证，一般有两种方法：摆式法和自由落体法。摆式法模拟分离试验可以考核卫星分离装置工作是否协调和可靠，测量分离参数和冲击响应，并检验卫星承受冲击环境的能力，G.D.PALMER等开展了一系列双摆分离试验。自由落体法的试验目的与摆式法类似，可以很好地验证卫星分离方案的合理性和分离参数的优劣，日本东京工业大学为验证小卫星分离装置的性能，开展了小卫星自由落下试验，神七伴飞小卫星的分离试验验证，也采用了这种自由落体法。

虽然采用上述的摆式法和自由落体法的模拟分离方法可以进行有效的模拟，但是往往存在模拟设备结构复杂，试验操作难度大等缺点。

发明内容

本发明公开了一种皮纳卫星模拟分离装置，结构简单，拆装方便，运行可靠，能适应高低温环境，可以有效模拟卫星的分离，研制成本低。

一种皮纳卫星模拟分离装置，包括支撑架，水平安装在所述支撑架上的滑轨，与滑轨配合的滑座，一端与滑座固定连接的挂绳以及位于滑轨下方且与卫星的分离底板固定连接的固定工装，所述挂绳的另一端与卫星固定连接并通过滑座的滑动带动卫星与安装在所述固定工装上的分离底板沿水平方向分离。

本发明装置安装时，滑轨固定在支撑架上，将带有分离底板的卫星固定在卫星固定工装上，用挂绳将卫星相连，卫星与分离底板之间解锁后，滑座驱动拉绳带着卫星沿着滑轨移动，实现卫星的模拟分离。

固定工装水平固定卫星的结构很多，可以根据分离底板的结构进行选择。

本发明装置采用水平移动卫星的方法来模拟星箭分离，过程简单、容易操控，装置整体便于制造和安装，使用方便，制造成本低。

为了稳定安装滑轨，优选的，所述支撑架设有两个，所述滑轨的两端分别固定在两个支撑架的顶端。

进一步优选的，每个支撑架包括：底座、固定在底座上的支撑杆以及两根倾斜布置在支撑杆两侧的锁紧拉杆，所述锁紧拉杆的一端连接底座、另一端与支撑杆连接滑轨的一端连接。所述锁紧拉杆的设置可以有效提高支撑架的强度，提高滑轨和滑座配合的稳定性。

每根锁紧拉杆包括：设置在两端的拉杆吊环，两节分别连接拉杆吊环的拉杆以及连接两拉杆的锁紧杆，所述锁紧杆用于调节锁紧拉杆的松紧。