本發(fā)明針對采用點式連接與分離的航天器艙段間的分離任務的驗證問題，提出了一種地面試驗驗證方法，利用該方法可進行點式連接的同步解鎖以及不同步解鎖分離的試驗驗證。

背景技術：

航天器上需要多種連接機構和分離機構來實現艙段間的連接與在軌分離功能，解鎖與分離裝置的正常工作是航天器分離的關鍵一環(huán)，對發(fā)射任務的成敗至關重要。

解鎖分離裝置在不同階段需要完成不同狀態(tài)的功能：航天器發(fā)射過程中，解鎖裝置作為機械緊固件使用，需要承受一定載荷，將獨立的兩個艙段連接成一個整體；入軌后系統(tǒng)接收到分離指令后，解鎖裝置需要完成解鎖，并配合分離裝置使被連接的部分可靠分離。對于同時使用多個分離螺母的點式分離裝置，解鎖裝置的解鎖同步性對航天器艙段分離的能否正常工作具有重大影響。切合航天器當前的應用需要，本發(fā)明將針對航天工程實踐中提出的使用多個解鎖機構的點式分離裝置設計，用于的進行航天器艙段間解鎖與分離功能及性能指標驗證工作，同時可用于開展解鎖不同步性對解鎖與分離影響性研究工作。

技術實現要素：

本發(fā)明的目的在于提供了一種針對不同初始條件下，點式解鎖分離裝置工作性能的地面試驗方法。

為實現上述目的，本發(fā)明通過以下技術方案實現：一種航天器艙段間點式分離的地面試驗方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟一：首先調試氣浮試驗平臺，裝配試驗工裝，通過氣浮腳墊的螺紋連接調節(jié)高度，維持艙段模擬件的水平度；所述試驗工裝為組裝式試驗工裝，可以根據型號需要，更換不同的連接環(huán)模擬件、解鎖分離裝置或測量設備，便于重復使用，具有普遍適用性和高利用率。

步驟二：采用電磁鐵解鎖，安裝相同規(guī)格彈簧推桿，不安裝分離插頭的條件下進行解鎖分離試驗；用繼電器控制兩邊電磁鐵同時斷電分離，測得同步解鎖條件下艙段模擬件的分離速度，便于與不同步解鎖試驗作對比；

步驟三：電磁鐵同時斷電分離，記錄靶標的位移變化曲線；

步驟四：設置解鎖時間差，使第二端的電磁鐵先解鎖，觀察不同解鎖時間差對艙段模擬件分離狀況的影響，記錄靶標的位移變化曲線；

步驟五：安裝分離插頭，重復步驟二，測得同步解鎖條件下靶標的位移變化曲線；

步驟六：設置解鎖時間差，使第二端的電磁鐵先解鎖，測得不同步解鎖條件下靶標的位移變化曲線；

步驟七：設置解鎖時間差，使第一端的電磁鐵先解鎖，測得不同步解鎖條件下靶標的位移變化曲線；

步驟八：在安裝分離插頭的一端使用初始壓縮力大、彈簧剛度較小的彈簧推桿，重復步驟五、步驟六、步驟七，測得靶標的位移變化曲線；

步驟九：拆除兩端的電磁鐵，采用氣動分離螺母作為解鎖裝置，重復步驟五，測得同步解鎖條件下靶標的位移變化曲線；

步驟十：安裝相同規(guī)格的彈簧推桿，重復步驟九；

步驟十一：拆除分離插頭，重復步驟九；

步驟十二：先為第二端分離螺母充氣解鎖，測得一端解鎖后靶標的位移變化曲線；待運動達到穩(wěn)定狀態(tài)時，為第一端分離螺母充氣解鎖，觀察分離螺母能否順利抽出，以及此時靶標的位移變化曲線。

優(yōu)選地，所述試驗工裝為組裝式試驗工裝，可以根據型號需要，更換不同的連接環(huán)模擬件、解鎖分離裝置或測量設備，便于重復使用，具有普遍適用性和高利用率。

優(yōu)選地，所述解鎖裝置分別采用電磁鐵和分離螺母，分離裝置采用彈簧推桿，為了與星上狀態(tài)對應，在艙段模擬件的一端安裝了分離電插頭；采用電磁鐵解鎖時，通過繼電器設置解鎖時間差，默認情況下為第一端設置延遲時間，使第二端先解鎖。

優(yōu)選地，所述氣浮腳墊的數量為八組，兩部分艙段模擬件上分別安裝了四組氣浮腳墊，通過氣浮腳墊兩個部分的螺紋連接調節(jié)高度，維持艙段模擬件的水平度；使用兩臺空壓機作為氣源，分別帶動四組氣浮腳墊，穩(wěn)定時滿足四路氣路保持在0.5MPa的氣壓值工作。

優(yōu)選地，所述艙段模擬件加配重的總重量按照星艙質量等比縮小。

優(yōu)選地，所述步驟十二將高速攝影機懸掛于頂端，用于俯拍整個解鎖分離過程，在艙段連接環(huán)局部模擬件上貼測試靶標和標尺，設置攝像頻率為1000幀/秒；通過高速攝影機可以直接獲得四個靶標相對于各自初始位置的運動速度以及兩個相對靶標之間的距離變化，經過數據分析處理，獲得連接環(huán)之間的最大張開距離，質量模擬件的運動偏移角度，X、Y軸兩個方向的分離速度等參數。

優(yōu)選地，所述航天器艙段間點式分離的地面試驗方法采用四組激光位移計，量程均為300mm，分別放置于兩個連接環(huán)模擬件兩端，在連接環(huán)模擬件兩端的相應位置上各粘貼兩個鋁片作為靶標，激光位移計采用交錯的方式放置于連接環(huán)模擬件兩邊，避免分離運動過程發(fā)生碰撞。

本發(fā)明相比于現有技術，具有以下的優(yōu)點和積極效果：

一、本發(fā)明采用組裝式試驗工裝，可以根據型號需要，更換不同的連接環(huán)模擬件、解鎖分離裝置或測量設備，便于重復使用，具有普遍適用性和高利用率。

二、本發(fā)明采用成熟的測量設備，分別采用激光位移計和高速攝影機測量，可以將兩組數據進行對比，以獲取更精準的測試結果；

三、本發(fā)明采用高速攝影測量，便于后期進行查看分析，精度達到毫秒級，可以觀測到分離螺母螺桿抽出過程和連接環(huán)模擬件的變形情況。

四、從工程實際的角度出發(fā)，本發(fā)明的試驗方法靈活，相對于整星分離試驗而言大大降低了難度，具有較強操作性。

五、本發(fā)明有針對性地進行解鎖分離產品的工作性能測試，并重點對不同步解鎖條件對艙段分離姿態(tài)的影響進行了研究。

六、本發(fā)明提出了一種針對不同步解鎖條件下解鎖分離裝置工作性能的地面試驗方法，針對解鎖分離裝置單獨工作時的工作性能，解鎖分離裝置組合體整體的工作性能，以及在不同步解鎖條件下分離面的變形情況和對艙段分離姿態(tài)的影響進行了研究，為驗證解鎖分離地面試驗方法提供依據。

附圖說明

通過閱讀參照以下附圖對非限制性實施例所作的詳細描述，本發(fā)明的其它特征、目的和優(yōu)點將會變得更明顯：

圖1為本發(fā)明試驗工裝俯視圖；

圖2為本發(fā)明解鎖分離裝置布局圖；

圖3為本發(fā)明連接環(huán)布局截面圖；

圖4為本發(fā)明試驗工裝分離示意圖。

具體實施方式

下面對本發(fā)明的實施例作詳細說明：本實施例在以本發(fā)明技術方案為前提下進行實施，給出了詳細的實施方式和具體的操作過程。應當指出的是，對本領域的普通技術人員來說，在不脫離本發(fā)明構思的前提下，還可以做出若干變形和改進，這些都屬于本發(fā)明的保護范圍。

本發(fā)明航天器艙段間點式分離的地面試驗方法采用連接環(huán)模擬件1、艙段模擬件2、高速攝影靶標3、激光位移計4、配重5、氣浮腳墊6、氣動分離螺母7、電磁鐵8、彈簧推桿9、分離電插頭10，搭建了艙段分離氣浮試驗平臺，分別測試了解鎖分離裝置在同步解鎖和不同步解鎖情況下，艙段質量模擬件的分離運動速度和位移變化情況。

請同時參閱圖1至圖4。本發(fā)明航天器艙段間點式分離的地面試驗方法包括以下步驟：

步驟一：首先調試氣浮試驗平臺，裝配試驗工裝，通過氣浮腳墊的螺紋連接調節(jié)高度，維持艙段模擬件的水平度，以減小試驗過程影響艙段模擬件分離狀況的干擾因素。所述氣浮腳墊的數量為八組，兩部分艙段模擬件上分別安裝了四組氣浮腳墊，通過氣浮腳墊兩個部分的螺紋連接調節(jié)高度，維持艙段模擬件的水平度；使用兩臺空壓機作為氣源，分別帶動四組氣浮腳墊，穩(wěn)定時可以滿足四路氣路保持在0.5MPa的氣壓值工作。所述艙段模擬件加配重的總重量按照星艙質量等比縮小。

步驟二：采用電磁鐵解鎖，安裝相同規(guī)格彈簧推桿，不安裝分離插頭的條件下進行解鎖分離試驗；用繼電器控制兩邊電磁鐵同時斷電分離，測得同步解鎖條件下艙段模擬件的分離速度，便于與不同步解鎖試驗作對比；

步驟三：電磁鐵同時斷電分離，記錄靶標的位移變化曲線，靶標位置如圖1所示；

步驟四：設置10ms、100ms等解鎖時間差，使第二端K2的電磁鐵先解鎖，觀察不同解鎖時間差對艙段模擬件分離狀況的影響，記錄靶標的位移變化曲線；

步驟五：安裝分離插頭，重復步驟二，測得同步解鎖條件下靶標的位移變化曲線；

步驟六：設置100ms等解鎖時間差，使第二端K2的電磁鐵先解鎖，測得不同步解鎖條件下靶標的位移變化曲線；

步驟七：設置100ms等解鎖時間差，使第一端K1的電磁鐵先解鎖，測得不同步解鎖條件下靶標的位移變化曲線；

步驟八：在安裝分離插頭的一端使用初始壓縮力大、彈簧剛度較小的彈簧推桿，重復步驟五、步驟六、步驟七，測得靶標的位移變化曲線；

步驟九：拆除兩端的電磁鐵，采用氣動分離螺母作為解鎖裝置，重復步驟五，測得同步解鎖條件下靶標的位移變化曲線；所述解鎖裝置分別采用電磁鐵和分離螺母，分離裝置采用彈簧推桿，為了與星上狀態(tài)對應，在艙段模擬件的一端安裝了分離電插頭；采用電磁鐵解鎖時，通過繼電器設置解鎖時間差，默認情況下為第一端K1設置延遲時間，使第二端K2先解鎖。

步驟十：安裝相同規(guī)格的彈簧推桿，重復步驟九；

步驟十一：拆除分離插頭，重復步驟九；

步驟十二：先為第二端K2分離螺母充氣解鎖，測得一端解鎖后靶標的位移變化曲線；待運動達到穩(wěn)定狀態(tài)時，為第一端K1分離螺母充氣解鎖，觀察分離螺母能否順利抽出，以及此時靶標的位移變化曲線。所述步驟十二將高速攝影機懸掛于頂端，用于俯拍整個解鎖分離過程，在艙段連接環(huán)局部模擬件上貼測試靶標和標尺，設置攝像頻率為1000幀/秒，即1ms記錄一組數據。通過高速攝影機可以直接獲得四個靶標相對于各自初始位置的運動速度以及兩個相對靶標之間的距離變化，經過數據分析處理，可獲得連接環(huán)之間的最大張開距離，質量模擬件的運動偏移角度，X、Y軸兩個方向的分離速度等參數。

連接環(huán)模擬件上的安裝接口以及解鎖分離裝置的分布，與星上保持一致，艙段模擬件加配重的總重量按星艙總質量等比縮小。

本發(fā)明采用八組氣浮腳墊，對稱安裝于艙段模擬件上，使用兩臺空壓機作為氣源，穩(wěn)定時可以滿足四路氣路保持在0.5MPa的工作氣壓。

本發(fā)明采用四組激光位移計，量程均為300mm，分別放置于兩個連接環(huán)模擬件兩端，在連接環(huán)模擬件兩端的相應位置上各粘貼兩個鋁片作為靶標，激光位移計采用交錯的方式放置于連接環(huán)模擬件兩邊，避免分離運動過程發(fā)生碰撞。

高速攝影機懸掛于頂端，設置攝像頻率為1000幀/秒，用于俯拍整個解鎖分離過程，記錄每1ms靶標之間的位移變化。

分別采用電磁鐵和分離螺母作為解鎖裝置，采用電磁鐵解鎖時通過繼電器設置解鎖時間差，可測試不同步解鎖條件對艙段分離姿態(tài)的影響；采用分離螺母解鎖時可模擬星上的解鎖狀態(tài)。

以上對本發(fā)明的具體實施例進行了描述。需要理解的是，本發(fā)明并不局限于上述特定實施方式，本領域技術人員可以在權利要求的范圍內做出各種變形或修改，這并不影響本發(fā)明的實質內容。