航天器冲击环境模拟装置的制作方法

本发明涉及航天器冲击环境模拟领域，具体涉及一种航天器冲击环境模拟装置，尤其是一种轻便型航天器冲击环境模拟装置。

背景技术：

航天器发射和在轨工作期间，要经历多次由火工品爆炸产生的冲击环境，如星箭分离、太阳翼展开、各类天线展开、载荷解锁等，冲击环境一般不会引起航天器主结构的破坏，但会对单机内一些敏感元器件造成破坏或引起工艺失效，造成航天器功能失效，进而影响航天任务的成败，因此航天器在研制阶段十分重视冲击环境。通常在两个方面进行冲击考核：

一方面航天器上各单机在研制阶段均需要进行冲击试验考核，一般将单机单独放置在冲击试验台上，然后施加规定的冲击量级，完成冲击试验。这种冲击试验方法的主要缺点：一是无法模拟单机在航天器上真实的安装连接状态，造成试验状态的固有特性与真实状态差异较大；二是无法获得冲击环境的传递路径，无法合理有效的在传递路径上进行隔冲设计。

另一方面在航天器整器级试验中，使用真实的火工品起爆产生冲击环境，来测量和分析冲击环境的影响，这种试验方式最真实，但是费用十分高昂，经济性特别差，火工品爆炸冲击量级离散性大，可重复性不强，而且火工品需要专业人员操作，还需要火工品生产厂家派专业人员协助。

本发明设计了一种轻便型的冲击环境模拟装置，可移动性强，可在整器上模拟火工品远场冲击环境，操作简单，经济性好，能够满足航天器在研制阶段对冲击环境的工程需要。

技术实现要素：

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种航天器冲击环境模拟装置，本发明轻便、可移动，可在航天器整器上进行冲击环境模拟试验。

根据本发明提供的一种航天器冲击环境模拟装置，包括控制操作台、储气罐、压力表、炮管、冲击弹、测速装置、防护罩、充排气阀门、气源阀门、电磁阀开关、支撑架，

其中，储气罐的一端连接充排气阀门，储气罐上设置有压力表，储气罐的另一端依次连接气源阀门、电磁阀开关、炮管的一端，炮管内装有冲击弹，炮管的另一端连接防护罩，防护罩内设置有测速装置，所述支撑架能够支撑所述航天器冲击环境模拟装置；

所述控制操作台分别连接压力表、电磁阀开关、测速装置，能够测量显示储气罐的压力、控制电磁阀开关、测量显示冲击弹飞行速度。

优选地，还包括波形调节片、传导杆，传导杆设置在防护罩内，传导杆连接波形调节片，波形调节片连接试验件；传导杆与炮管位于同一水平线上。

优选地，储气罐的容积、储气罐的最大耐压、炮管的长度、冲击弹的大小均能够根据冲击试验量级进行设计调节。

优选地，波形调节片通过螺钉或结构胶紧固连接被冲击试验件，通过改变波形调节片的材料或者规格来调整冲击产生的时域波形和冲击响应谱拐点频率。

优选地，储气罐、气源阀门、电磁阀开关、炮管之间通过螺纹连接，能够根据试验需要进行更换。

优选地，冲击弹能够根据试验需求选用不同尺寸规格、不同材料。

优选地，传导杆与支撑架之间为点接触，在冲击方向上无约束。

优选地，支撑架的高度能够调节，适应不通高度试验件的冲击试验要求。

优选地，电磁阀开关通过继电器进行通断控制。

优选地，测速装置位于炮管的轴线上，测速装置的测量范围为5m/s～200m/s。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明装置轻便快捷、移动性好、可重复性高、试验费用低，可在整器上模拟火工品远场冲击环境。

2、本发明能够根据试验量级和拐点频率的需要对系统参数进行设计调整，能够适应航天器整器上不同位置的冲击试验，大大提高了航天器冲击试验的效率和可靠性。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明的结构示意图。

图中示出：

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

本发明解决了在航天器整器上进行冲击试验的难题。航天器上各单机均单独在冲击试验台上进行冲击试验，这种试验方法无法正式的模拟单机在整器上的边界条件，从而造成单机冲击响应失真。无法在整器上进行冲击试验，就无法真实得到冲击响应在整器上的传递特性，航天器的隔冲设计缺少正式的试验数据支撑，对航天器结构的设计带来不利影响。本发明可在航天器整器上模拟冲击环境，该装置轻便、可移动，可直接在航天器整器上进行冲击试验，更真实的得到航天器各部件在真实连接边界条件下的冲击响应。作为研究分析手段，能够替代真实火工品来模拟火工品爆炸产生的远场冲击响应，极大的降低了试验费用，具有较高的经济性。同时该装置的可重复性高、试验结果一致性好，大大提高航天器冲击环境试验的可靠性。

跟据本发明提供的一种航天器冲击环境模拟装置，如图1所示，包括控制操作台、储气罐2、压力表3、炮管6、冲击弹7、测速装置10、防护罩8、充排气阀门1、气源阀门4、电磁阀开关5、支撑架9，

其中，储气罐2的一端连接充排气阀门1，储气罐2上设置有压力表3，储气罐2的另一端依次连接气源阀门4、电磁阀开关5、炮管6的一端，炮管6内装有冲击弹7，炮管6的另一端连接防护罩8，防护罩8内设置有测速装置10，所述支撑架9能够支撑所述航天器冲击环境模拟装置；

所述控制操作台分别连接压力表3、电磁阀开关5、测速装置10，能够测量显示储气罐2的压力、控制电磁阀开关5、测量显示冲击弹7飞行速度。控制操作台能够在较远的位置操作，以及读取试验参数。

优选地，还包括波形调节片11、传导杆12，传导杆12设置在防护罩8内，传导杆12连接波形调节片11，波形调节片11连接试验件；传导杆12与炮管6位于同一水平线上。

所述压力表能够测量储气罐2压力；所述炮管6能够加速冲击弹7的飞行速度；所述冲击弹7能够加速撞击传导杆12(或波形调节片11或航天器试验件)；所述测速装置10能够测量冲击弹7的飞行速度；所述防护罩8能够限制冲击弹7的运动区域，防止冲击弹伤到人或物；所述传导杆12能够传递冲击响应，使用在冲击弹7无法直接冲击的区域或产品上；所述波形调节片11能够调整冲击产生的时域波形和冲击响应谱拐点频率。

储气罐2的容积、储气罐2的最大耐压、炮管6的长度、冲击弹7的大小均能够根据冲击试验量级进行设计调节，从而能够形成不同的冲击量级，达到试验目的。波形调节11片通过螺钉或结构胶紧固连接被冲击试验件，通过改变波形调节片11的材料或者规格来调整冲击产生的时域波形和冲击响应谱拐点频率；通过改变波形调节片11材料或者波形调节片11表面覆盖其他材料来调整冲击产生的波形。储气罐2、气源阀门4、电磁阀开关5、炮管6之间通过螺纹连接，能够根据试验需要进行更换。冲击弹7能够根据试验需求选用不同尺寸规格、不同材料。

传导杆12与支撑架9之间为点接触，在冲击方向上无约束。优选地，传导杆12采用不锈钢材质。支撑架9的高度能够调节，适应不通高度试验件的冲击试验要求，调节范围0.3m，在试验过程中能够调整与被冲击点的相对位置，达到准确对齐的效能。电磁阀开关5通过继电器进行通断控制；优选地，电磁阀开关手动调整开关时间，冲击弹冲击被测物体后关闭开关。测速装置10位于炮管6的轴线上，保证冲击弹7从测速装置10中心穿过，测速装置10的测量范围为5m/s～200m/s。

本发明通过压缩气体驱动冲击弹，撞击试验件产生冲击环境，完成对试验件的冲击试验考核。装置在各参数不变的情况下能够产生较为稳定的冲击环境，与火工品爆炸冲击相比，所形成的冲击响应离散性大大降低，能够保证试验重复性、一致性，更加适合应用于冲击响应特性分析、冲击防护等方面的研究，该装置一经建成试验损耗费用几乎为零，试验经济性好，而且装置轻便，能够在航天器各个不稳移动冲击，移动性好；本装置通过波形调节片调整冲击时域波形和冲击响应谱拐点频率，能够满足航天器上不同单机或部组件的冲击量级需求。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。