本发明属于航天器地面模拟试验设计领域，涉及一种月面起飞初始姿态模拟装置。
背景技术
可靠、安全地实现月面起飞是月球探测器完成月球样品采集和返回任务的基本条件，也是探测器研制的一项关键技术，需要在地面开展真实、充分的全物理验证试验。探测器月面起飞的姿态即为其初始着陆的姿态，受月面地形、着陆参数及探测器结构设计的影响，该姿态是组随机变化的参数。在月球探测器着陆起飞地面验证试验中，虽然依靠真实的着陆环节能够直接获得起飞的姿态，但该方式难以模拟极端的起飞条件，且模拟参数的随机性无法用于对探测器设计边界的精确摸底验证。因此研制一种月面起飞初始姿态模拟装置需求迫切。
技术实现要素：
本发明要解决的技术问题是，针对现有技术的不足，本发明涉及的月面起飞初始姿态模拟装置具备对射向和姿态角度的连续可调功能，可以模拟探测器不同的起飞姿态，月面起飞初始姿态模拟装置的整体结构力学特性与探测器保持一致，能够模拟真实月面起飞情况下的支撑特性，采用该装置有助于顺利完成月面起飞环节的地面验证试验。
本发明的技术解决方案是：一种月面起飞初始姿态模拟装置，包括平台、主体支撑结构、角度调节机构、锁止机构；主体支撑结构位于平台下方，平台底部一侧与主体支撑结构旋转连接，平台底部另一侧与角度调节机构一端转动连接；角度调节机构另一端连接主体支撑结构，通过伸缩调整平台与水平面的夹角；锁止机构安装于平台下，当平台调整到所要求的倾斜角度时，锁止机构对平台进行支撑和限位。
还包括钻取筒模拟装置，钻取筒模拟装置为圆筒结构，安装在平台一侧，模拟实际月面起飞条件下钻取筒对探测器起飞姿态的影响，材料为20#碳素结构热轧钢板。
所述平台为槽钢和钢板焊接形成的框架结构的平台，平台中心位置预留发动机导流孔，平台正反表面分别喷涂热防护涂料，并提供探测器、角度调节机构、钻取筒模拟件的安装接口。
所述主体支撑结构为梯形桁架结构，通过两组铰链与平台连接，主体支撑结构通过下方安装的4个高度可调节的支脚实现平台相对于水平面0°初始角度的调校，在主体支撑结构下框架处安装有防静电橡胶拖带并接地。
所述角度调节机构一端连接主体支撑结构，另一端连接平台，通过液压系统驱动调整平台与水平面的夹角，角度调节机构表面包裹防火石棉布。
所述锁止机构包括夹持板、止动销托座及止动销；止动销托座安装在主体支撑结构上端框上，止动销托座设置有销轴限位槽；夹持板为弧形，一端安装在平台底部，夹持板分布有限位孔，限位孔分布在以平台与主体结构铰链销轴为中心的圆弧上；止动销与限位孔、销轴限位槽配合，当平台绕铰链销轴旋转发生倾斜角变化时，止动销插入夹持板相应的限位孔和止动销托座的销轴限位槽内，实现角度的锁定。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
1)本发明所述的月面起飞初始姿态模拟装置，通过保持整体结构的力学特性与探测器一致，并在地面起飞验证试验中保持起飞初始姿态模拟装置与探测器对接后机械接口及安装方式均与月面起飞状态的探测器一致，从而能够模拟月面真实起飞状态下的姿态角特性与支撑特性。
2)本发明通过角度调节机构调整平台与水平面的夹角，可以在0°至25°范围内连续调节探测器起飞初始姿态角，从而实现对月球探测器多种起飞姿态的模拟。
3)本发明通过液压系统驱动角度调节机构，液压系统采用高精度倾角测量传感器保证月球探测器起飞姿态角的调节精度优于0.5°，液压系统通过自动控制器和高精度压力传感器进行平稳升压、卸压，从而实现起飞初始姿态角度调节过程中平台对探测器的冲击加速度小于0.6g。
4)本发明通过锁止机构将平台限位锁止，从而实现0°至25°范围内任意角度的锁止功能，防止平台调整至探测器起飞初始姿态角度后意外复位。
5)本发明通过平台和主体结构可以实现0°起飞初始姿态角条件下静态承载能力大于1000kg，通过平台、主体结构和角度调节机构可以实现起飞初始姿态角在0°至25°范围内连续调节的过程中动态承载能力大于1000kg。
6)本发明通过平台中心的发动机导流孔和安装于平台的导流装置可实现探测器发动机燃气流的向下排导，通过热防护设计平台和角度调节机构可以有效抵抗探测器发动机燃气流的烧蚀，实现800℃的耐高温要求。
附图说明
图1为本发明月面起飞初始姿态模拟装置在0°起飞姿态角状态的示意图；
图2为本发明月面起飞初始姿态模拟装置的平台结构示意图；
图3为本发明月面起飞初始姿态模拟装置的主体结构示意图；
图4为本发明月面起飞初始姿态模拟装置的角度调节机构示意图；
图5为本发明月面起飞初始姿态模拟装置的锁止机构示意图；
图6为本发明月面起飞初始姿态模拟装置的钻取筒模拟装置示意图；
图7为本发明月面起飞初始姿态模拟装置的钻取筒模拟装置工作过程示意图。
具体实施方式
下面将结合附图和具体实施例对根据本发明的一种月面起飞初始姿态模拟装置做进一步详细的说明。
如图1所示为本发明月面起飞初始姿态模拟装置在0°起飞姿态角状态的示意图。本发明提供的一种月面起飞初始姿态模拟装置，其特征在于，包括平台1、主体支撑结构2、角度调节机构3、锁止机构4、钻取筒模拟装置5。所述的一种月面起飞初始姿态模拟装置外形尺寸为2650mm×2650mm×1181mm。
图2为本发明月面起飞初始姿态模拟装置的平台1结构示意图。所述的平台1为槽钢和钢板焊接而成的框架结构，使用辅助梁、筋来提高平台的刚度和强度，中心位置预留发动机导流孔(直径φ700mm)，平台1正反面喷涂防烧蚀、耐高温的灰色热防护涂料，并提供探测器6、角度调节机构3、钻取筒模拟件5的安装接口，探测器6与平台1对接后机械接口及安装方式均与月面起飞的探测器6一致。平台1材料优先选用20#优质碳素结构热轧钢板(品种规格gb/t709-1988，技术条件gb/t711-1988)，辅助梁、筋材料选用20#碳素结构热轧槽钢(品种规格gb/t707-1988，技术条件gb/t14292-1993)。
图3为本发明月面起飞初始姿态模拟装置的主体结构示意图。主体支撑结构2作为承载探测器6静载荷及起飞时探测器6发动机反推力作用的支撑主体，位于平台1下方，通过两组铰链与平台1连接，两组铰链与平台1连接的铰链耳片用单耳片结构，每个耳片通过8个m10的螺栓与平台1连接；两组铰链与主体支撑结构2连接的耳片采用双耳片结构，两个双耳片通过焊接的方式与主体支撑结构2框架横梁连接。主体支撑结构2下方安装有4个高度可调节支脚，能够实现平台1相对于水平面0°初始角度的调校，在主体支撑结构2下框架处安装有防静电橡胶拖带并接地。主体支撑结构2采用钢管焊接，材料优选100mm×100mm×5mm冷拔无缝异型钢管，牌号为20#优质碳素结构钢(品种规格gb/t3094-1982，技术条件gb/t3094-1982)。铰链耳片材料优选20#优质碳素结构钢热轧圆钢(品种规格gb/t702-1986，技术条件gb/t699-1999)。
图4为月面起飞初始姿态模拟装置的角度调节机构示意图。所述的角度调节机构3一端连接主体支撑结构2，另一端连接平台1，通过液压系统驱动角度调节机构3调整平台1与水平面的夹角，实现探测器6初始起飞姿态对角度的要求，角度调节机构3表面包裹耐高温、防烧蚀的防火石棉布。液压系统顶杆驱动行程由下述公式确定，其中：l为液压系统顶杆驱动行程，h为液压系统顶杆上、下端连接销轴中心在垂直方向的距离，d为液压系统顶杆上、下端连接销轴中心在水平方向的距离，d为平台1与平台主体支撑结构2连接销轴中心到平台1与液压系统顶杆上端连接销轴之间的距离，α为平台1与水平面的夹角；
图5为锁止机构4示意图。锁止机构4安装于平台1下，锁止机构4包括夹持板7、止动销托座8及止动销9，止动销托座8安装在主体支撑结构2上端框上，止动销托座8设置有销轴限位槽；夹持板7为弧形，一端安装在平台1底部，夹持板7分布有限位孔，限位孔分布在以平台1与主体结构2铰链销轴为中心的圆弧上；止动销9与限位孔、销轴限位槽配合，当平台1绕铰链销轴旋转发生倾斜角变化时，止动销9插入夹持板7相应的限位孔和止动销托座8的销轴限位槽内，实现角度的锁定。当起飞平台调整到探测器6初始起飞姿态所要求的角度时锁止机构4起到支撑、限位的作用，防止月面起飞初始姿态模拟装置意外复位。夹持板7限位孔直径为φ22mm，止动销9直径为φ20mm，止动销托座8销轴限位槽直径为φ20.5mm。止动销托座8销轴限位槽中心距离平台1与平台主体结构2铰链销轴中心为1000mm。夹持板7限位孔分布在以平台1与平台主体结构2铰链销轴为中心，半径为1000mm的圆周上，其安装位置根据止动销托座8的位置决定。当平台1角度为零时，夹持板7零角度限位孔中心与止动销托座8销轴限位槽中心重合。当平台1角度发生变化时，夹持板7任一限位孔中心均与止动销托座8销轴限位槽中心重合，即能实现任意角度的锁止功能。
图6为所述的钻取筒模拟装置示意图。钻取筒模拟装置5通过底部的法兰及支座用6个m6螺栓安装于平台1之上，模拟实际月面起飞条件下钻取筒对探测器6起飞姿态的影响。钻取筒模拟装置5的材料优选20#优质碳素结构热轧钢板(品种规格gb/t709-1988，技术条件gb/t710-1991)，厚度为2mm。
所述的月面起飞初始姿态模拟装置的工作原理图如图7所示，本发明的工作原理为：
月面起飞初始姿态模拟装置通过液压系统驱动角度调节机构3伸缩或收回进而推动平台1绕固定销轴的旋转，旋转至指定的起飞姿态角后(0°至25°范围内)锁止机构4固定锁止，进而实现探测器6初始起飞姿态角的模拟，月球探测器6在月面起飞初始姿态模拟装置上起飞上升，完成月面起飞环节的地面验证试验。
本发明可用于月球表面取样返回探测，也同样适用于火星、金星、小行星等地外天体取样返回探测。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知技术。