一種模擬火箭發(fā)射的索機構實驗裝置制造方法
【專利摘要】一種模擬火箭發(fā)射的索機構實驗裝置，為七索驅(qū)動結(jié)構，包括繩索、推力施加裝置、擾動施加機構和負載平臺，繩索共有七根，一根為推力施加繩索，另六根為擾動施加繩索，推力施加繩索一端連接推力施加裝置，另一端連接在負載平臺的上方，各個擾動施加繩索一端連接在負載平臺的下方，另一端分別連接在擾動施加機構上，推力施加裝置通過推力施加繩索驅(qū)動負載平臺上下升降以模擬火箭以不同加速度垂直發(fā)射的過程，擾動施加機構通過改變各個擾動施加繩索的伸長、縮短和索力大小模擬出負載平臺位姿的改變并實現(xiàn)外部干擾力和力矩的施加，本發(fā)明能夠?qū)崿F(xiàn)在火箭發(fā)射過程中引入任意外擾力和力矩且火箭加速度可變的發(fā)射過程模擬。
【專利說明】一種模擬火箭發(fā)射的索機構實驗裝置

【技術領域】
[0001]本發(fā)明屬于火箭發(fā)射地面模擬設備【技術領域】，特別涉及一種模擬火箭發(fā)射的索機構實驗裝置。

【背景技術】
[0002]火箭發(fā)射模擬試驗設備可模擬火箭點火、上升過程的運動狀態(tài)和受力情況，在航天領域有著廣泛需求，主要應用于輔助火箭各部件的設計，檢測火箭類飛行器在試中各種性能適應性，各部件可靠性等。目前采用的火箭發(fā)射模擬方法和裝備主要側(cè)重于對火箭點火姿態(tài)的模擬，對火箭上升過程中的模擬則主要采用數(shù)值仿真模擬的方法。
[0003]對火箭點火姿態(tài)的模擬裝置主要采用機械軌道結(jié)構針對發(fā)動機實驗或伺服機構、姿控動力系統(tǒng)專項試驗開展，實驗裝置只可使被測設備圍繞某一旋轉(zhuǎn)中心擺動較小角度，且不能沿軸向運動。國外開發(fā)了類似模擬火箭點火姿態(tài)的試驗裝置一一發(fā)射燃氣動力學室內(nèi)試驗系統(tǒng)，但結(jié)構尺寸小，只能對發(fā)動機進行模擬，且姿態(tài)調(diào)整范圍小，只可開展穩(wěn)態(tài)研宄。國內(nèi)相關專利(CN101750214A)主要采用彈簧滑軌設計，可模擬火箭點火后箭身沿軌道運動，火箭的姿態(tài)和旋轉(zhuǎn)角度則由液壓和飛輪機構控制，但試驗行程有限，只可用于模擬點火階段。
[0004]火箭上升過程中的模擬目前主要采用計算機數(shù)值仿真的方法，對火箭上升過程進行動力學建模，采用預設的動力學模型和外擾動力模型計算出火箭上升過程的運動狀態(tài)，數(shù)值模擬的方法在一定程度上可以模擬火箭上升過程，但是模擬實驗效果取決于預設模型，與真實羽流狀態(tài)有一定差別。
[0005]上述兩種方法可以在一定程度上實現(xiàn)對火箭發(fā)射過程的模擬，但是均存在一些不足之處，尤其對于火箭發(fā)射上升階段測試具有隨機性和不確定性的羽流擾動對火箭運動狀態(tài)的實驗而言，目前具有的地面實物實驗裝置只可以對火箭或部分部件進行小角度的姿態(tài)模擬，且只可以模擬火箭點火及點火后小范圍時間內(nèi)的運動狀態(tài)；而采用數(shù)值模擬的方法，則模擬實驗結(jié)果取決于預設模型和實際情況的相似程度，在模擬精度和效果上與實物模擬還有一定差距，以上兩種方法都無法實現(xiàn)對任意擾動力的疊加施加。因此有必要開發(fā)一種新的火箭發(fā)射模擬試驗設備，用于模擬火箭垂直發(fā)射并在發(fā)射過程中施加擾動力并改變姿態(tài)角的實驗。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]為了克服上述現(xiàn)有技術的缺點，本發(fā)明的目的在于提供一種模擬火箭發(fā)射的索機構實驗裝置，克服了上述模擬火箭發(fā)射技術不能用于模擬火箭在發(fā)射過程角度變化和疊加任意方向擾動力和力矩的不足，基于索驅(qū)動，采用七索并聯(lián)，可實現(xiàn)任意向上推力并實時施加任意外擾力和力矩，模擬出動平臺位姿的改變。
[0007]為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用的技術方案是:
[0008]一種模擬火箭發(fā)射的索機構實驗裝置，為七索驅(qū)動結(jié)構，包括繩索、推力施加裝置、擾動施加機構和負載平臺2，所述繩索共有七根，一根為推力施加繩索5，另六根為擾動施加繩索3，推力施加繩索5 —端連接推力施加裝置，另一端連接在負載平臺2的上方，各個擾動施加繩索3 —端連接在負載平臺2的下方，另一端分別連接在擾動施加機構上，推力施加裝置通過推力施加繩索5驅(qū)動負載平臺2上下升降以模擬火箭以不同加速度垂直發(fā)射的過程，擾動施加機構通過改變各個擾動施加繩索3的伸長、縮短和索力大小，以模擬出負載平臺2位姿的改變并實現(xiàn)外部干擾力和力矩的施加。
[0009]所述推力施加裝置由兩個繩索導向輪4和一個配重塊6組成，推力施加繩索5設置在天車I下，繞過繩索導向輪4，一端懸吊負載平臺2，另一端懸吊配重塊6。
[0010]所述六根擾動施加繩索3在負載平臺2的下方共有三個連接點，每個連接點上連接兩根擾動施加繩索3且該兩根擾動施加繩索3之間的夾角為100°。
[0011]所述擾動施加機構包括電機7和繞線輪9，其中，擾動施加繩索3連接在繞線輪9上，電機7連接繞線輪9帶動擾動施加繩索3的運動。
[0012]所述擾動施加機構共有六個，分成三組，每組兩個，每組擾動施加機構位于一個固定平臺11上。
[0013]所述每個固定平臺11上安裝有一個用于測量負載平臺2位姿和運動狀態(tài)的激光跟蹤儀12，根據(jù)激光跟蹤儀12的檢測數(shù)據(jù)，通過控制電機7的正反轉(zhuǎn)改變擾動施加繩索3的長短，進而控制負載平臺2的位姿。
[0014]所述電機7采用位置模式下的力位混合控制，電機7上設置有力矩傳感器8，根據(jù)力矩傳感器8的檢測數(shù)據(jù)，閉環(huán)控制擾動施加繩索3的索力，從而實現(xiàn)在火箭發(fā)射過程中引入任意外擾力和力矩且火箭加速度可變的發(fā)射過程模擬。
[0015]與現(xiàn)有技術相比，本發(fā)明的有益效果是:
[0016]⑴采用七索并聯(lián)機構，推力施加繩索5和擾動力施加繩索3分別控制，模擬火箭垂直加速上升過程可具有較大的工作空間、高動態(tài)特性且易于外擾力的引入。
[0017]⑵可根據(jù)模擬要求，通過改變配重塊6大小。實現(xiàn)對火箭垂直加速上升過程加速度可變的模擬。
[0018]⑶可通過索力解算和疊加，實現(xiàn)對任意方向、大小的外擾力和力矩的疊加施加。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0019]附圖1為一種模擬火箭發(fā)射的索機構實驗裝置示意圖。
[0020]附圖2為一種模擬火箭發(fā)射的索機構實驗裝置擾動施加繩索布局俯視圖。
[0021]附圖圖標說明:1-天車；2-負載平臺；3_擾動施加繩索；4-繩索導向輪；5-推力施加繩索；6-配重；7_電機；8_力矩傳感器；9_繞線輪；10_安裝托架；11_固定平臺；12-激光跟蹤儀。
[0022]Al—A6為擾動施加繩索與擾動施加裝置中的繞線輪連接位置；B1—B6為擾動施加繩索與負載平臺連接位置。

【具體實施方式】
[0023]下面結(jié)合附圖和實施例詳細說明本發(fā)明的實施方式。
[0024]本發(fā)明涉及一種基于索驅(qū)動的七索并聯(lián)、可實現(xiàn)任意向上推力并實時疊加施加任意外擾力和力矩的模擬裝置。如圖1和圖2所示，主要包括固定框架、繩索2、推力施加裝置、擾動施加機構、負載平臺2、激光跟蹤儀12等，固定框架包括天車I和三個固定平臺11，三個固定平臺11均布于負載平臺2下方；推力施加裝置由兩個繩索導向輪4和配重塊6組成，繩索導向輪4安裝于天車I上；擾動施加機構主要包括安裝托架10、電機7、繞線輪9、力矩傳感器8等，擾動施加機構共有六組，兩兩一組安裝于固定平臺11上，力矩傳感器8可實時測量電機7輸出的力矩；繩索由一根推力施加繩索5和六根擾動施加繩索3組成，推力施加繩索5 —端連接負載平臺2，另一端繞過兩個繩索導向輪4后連接配重塊6，推力施加繩索5懸吊負載平臺2并在推力施加裝置的驅(qū)動下，為負載平臺2提供向上的推力。六根擾動施加繩索3在負載平臺2的下方共有三個連接點，每個連接點上連接兩根擾動施加繩索3且該兩根擾動施加繩索3之間的夾角為100°。擾動施加繩索3另一端連接擾動施加裝置，繞在繞線輪9上，繞線輪9連接電機7，二者均安裝在安裝托架10上，六個安裝托架10兩兩一組，分別安裝在三個固定平臺11上。
[0025]激光跟蹤儀12共有三個，分別安裝于三個固定平臺11上，三個激光跟蹤儀12用于測量負載平臺2的位姿和運動狀態(tài)，測得的位姿數(shù)據(jù)反饋給擾動施加裝置，通過控制電機7的正反轉(zhuǎn)改變繩索長短，控制動平臺位姿。擾動施加機構中的伺服電機7采用位置模式下的力位混合控制，力矩傳感器8將測得的力矩反饋給電機7，閉環(huán)控制擾動施加繩索3的索力，從而實現(xiàn)在火箭發(fā)射過程中引入任意外擾力和力矩且火箭加速度可變的發(fā)射過程模擬。
[0026]本發(fā)明模擬實現(xiàn)推力大小的改變的過程為:推力施加裝置通過改變配重塊6重量大小控制對推力施加繩索5的驅(qū)動力，配重塊6的重量可根據(jù)負載平臺2的重量調(diào)整，以獲得實驗所需要的推力大小，推力施加繩索5經(jīng)過安裝在天車I上的兩個繩索導向輪4連接配重塊6和負載平臺2，配重塊6做自由落體運動運動，通過推力施加繩索5帶動負載平臺2向上做勻加速運動，勻加速運動的加速度大小由配重塊6的重量和負載平臺2的重量決定，從而實現(xiàn)了火箭加速度可變的發(fā)射過程模擬。
[0027]本發(fā)明模擬火箭發(fā)射過程中改變負載平臺2位姿并對負載平臺2引入任意外擾力和力矩，過程為:外擾力施加裝置共有六組，分別驅(qū)動六根擾動施加繩索3，可實時控制擾力施加繩索的長度并改變擾力施加繩索上的索力，干擾力和力矩由六根擾力施加繩索共同提供并施加于負載平臺2上，擾動施加裝置的伺服電機7采用位置模式下的力位混合控制，擾動施加繩索3上的所需施加的力按照實驗要求輸入的擾動力和力矩事先通過索力分配方法計算得出，同時根據(jù)三臺激光跟蹤儀12實時測得的負載平臺2的位姿，得到拉力和繩索的長度變化指令，結(jié)合電機7上的角度編碼器等位置傳感器以及裝置安裝的力矩傳感器8和激光跟蹤儀12實現(xiàn)伺服電機7驅(qū)動繩索拉力和長度變化的半閉環(huán)控制，進而實現(xiàn)了由擾動施加機構驅(qū)動按照實驗要求控制繩索的長度改變動平臺位姿并控制索力實現(xiàn)疊加施加外部干擾力和力矩。
【權利要求】
1.一種模擬火箭發(fā)射的索機構實驗裝置，為七索驅(qū)動結(jié)構，包括繩索、推力施加裝置、擾動施加機構和負載平臺(2)，其特征在于，所述繩索共有七根，一根為推力施加繩索(5)，另六根為擾動施加繩索(3)，推力施加繩索(5) —端連接推力施加裝置，另一端連接在負載平臺(2)的上方，各個擾動施加繩索(3) —端連接在負載平臺(2)的下方，另一端分別連接在擾動施加機構上，推力施加裝置通過推力施加繩索(5)驅(qū)動負載平臺(2)上下升降以模擬火箭以不同加速度垂直發(fā)射的過程，擾動施加機構通過改變各個擾動施加繩索(3)的伸長、縮短和索力大小，以模擬出負載平臺(2)位姿的改變并實現(xiàn)外部干擾力和力矩的施加。
2.根據(jù)權利要求1所述模擬火箭發(fā)射的索機構實驗裝置，其特征在于，所述推力施加裝置由兩個繩索導向輪⑷和一個配重塊(6)組成，推力施加繩索(5)設置在天車⑴下，繞過繩索導向輪(4)，一端懸吊負載平臺(2)，另一端懸吊配重塊(6)。
3.根據(jù)權利要求1所述模擬火箭發(fā)射的索機構實驗裝置，其特征在于，所述六根擾動施加繩索(3)在負載平臺(2)的下方共有三個連接點，每個連接點上連接兩根擾動施加繩索(3)且該兩根擾動施加繩索(3)之間的夾角為100°。
4.根據(jù)權利要求1或3所述模擬火箭發(fā)射的索機構實驗裝置，其特征在于，所述擾動施加機構包括電機(7)和繞線輪(9)，其中，擾動施加繩索(3)連接在繞線輪(9)上，電機(7)連接繞線輪(9)帶動擾動施加繩索(3)的運動。
5.根據(jù)權利要求4所述模擬火箭發(fā)射的索機構實驗裝置，其特征在于，所述擾動施加機構共有六個，分成三組，每組兩個，每組擾動施加機構位于一個固定平臺(11)上。
6.根據(jù)權利要求5所述模擬火箭發(fā)射的索機構實驗裝置，其特征在于，所述每個固定平臺(11)上安裝有一個用于測量負載平臺(2)位姿和運動狀態(tài)的激光跟蹤儀(12)，根據(jù)激光跟蹤儀(12)的檢測數(shù)據(jù)，通過控制電機(7)的正反轉(zhuǎn)改變擾動施加繩索(3)的長短，進而控制負載平臺(2)的位姿。
7.根據(jù)權利要求5所述模擬火箭發(fā)射的索機構實驗裝置，其特征在于，所述電機(7)采用位置模式下的力位混合控制，電機(7)上設置有力矩傳感器(8)，根據(jù)力矩傳感器(8)的檢測數(shù)據(jù)，閉環(huán)控制擾動施加繩索(3)的索力，從而實現(xiàn)在火箭發(fā)射過程中引入任意外擾力和力矩且火箭加速度可變的發(fā)射過程模擬。
【文檔編號】G05B17/02GK104460341SQ201410608347
【公開日】2015年3月25日 申請日期:2014年11月3日 優(yōu)先權日:2014年11月3日
【發(fā)明者】唐曉強, 邵珠峰, 曹凌, 汪勁松, 季益中, 王偉方, 田斯慧, 李煜琦 申請人:清華大學