一种着陆冲击试验装置及其试验方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及力学试验技术领域，特别涉及一种着陆冲击试验装置及其试验方法， 适用于各类航天器、航空器等各类飞行器的着陆冲击试验。
【背景技术】
[0002] 航天器在着陆过程中要承受着陆冲击，冲击载荷会给舱内人员和设备带来一定程 度的损坏。为了确保器上人员和设备的安全，需要通过着陆冲击试验获取试验数据，并对试 验数据进行分析，研宄航天器对着陆冲击的响应程度，获得着陆冲击的关键性能和数据，验 证航天器结构设计、缓冲装置机构设计的冲击衰减性能，对其着陆安全性做出评价。
[0003] 在国内现有的方法中，如《铁路机车车辆部件冲击试验方法》（TB/T2988-2000)，是 适用于重量不大于l〇〇kg的车辆部件在冲击试验台上进行的常规的冲击试验方法。
[0004] 在航空、航天领域，如《航天器组件环境试验方法第7部分：冲击试验》（Q/ W50. 7A-2007)，基本属于环境试验，是在实验室内通过电动振动台系统、冲击响应谱模拟设 备、控制系统、测量和数据处理系统来完成的，与本发明有本质区别。
[0005] 在我国实施载人航天工程之前，只有美国和前苏联实现了载人航天飞行。对于不 同的航天器，如猎户座多功能乘员舱（MPCV)与阿波罗指令舱（CM)采用了不同的着陆冲击 试验方法，模拟水上溅落或发射阶段应急逃逸进行的着陆冲击试验，再加上当时美、俄对我 国的技术保密，没有针对模拟载人飞船返回舱陆上着陆的着陆冲击试验方法的技术细节进 行论述。
[0006]查阅 NASA TN D-6979(《APOOLO COMMAND MODULE LAND-MPACT TESTS》），文章分 析认为，阿波罗飞船从肯尼迪发射中心（KSC)发射，在发射中的前40s内发生故障进行应急 逃逸时，受到从东面吹来气流的影响，在近海岸进行着陆的可能性为83%。因此，于1967年 在NASA的飞船控制指挥中心（MCS)进行了验证阿波罗指令舱着陆性能的试验。通过对KSC 发射平台邻近海岸地貌结构的调查，从水分含量、内摩擦角和粘度进行分析，建立着陆冲击 试验床。在MSC建造了冲击试验设备，采用充气弹射装置，可将模拟真实飞船的全尺寸指令 舱模型水平速度达到65fps，垂直速度达到40fps。充气弹射装置安装在大约100ft，带有单 轨和2个加速装置的开放式框架结构上，单轨上悬挂带有滚轮的电动小车，姿态通过调节 电动小车和其上的索具预先设置。通过200路通道的测量设备采集数据进行分析。该装置 结构复杂，设计难度高，费用高，我国在九十年代初的技术条件和经济条件下很难实现。而 且两者的设计方案完全不同。
[0007]查阅 NASA 文献，《Sand Impact Tests of a Half-Scale Crew Module Boilerplate Test》，是针对猎户座多功能乘员舱（MPCV)进行的着陆冲击试验，模拟在肯尼 迪发射中心（KSC)发射时由于故障进行应急逃逸时在邻近海岸的着陆冲击。在NASA兰利 研宄中心（LaRc)进行了一系列着陆冲击试验，包括垂直投放试验和合成水平速度与垂直 速度的抛射试验。利用NASA兰利着陆冲击研宄中心的龙门构架末端西侧低于70ft的吊塔 完成的。模型为1/2比例缩小的乘员舱，采用钢结构设计，直径96in，高63in，重量与猎户 座多功能乘员舱大致相等。通过对LDDS、HDFS、HDISMS、YMS不同种沙质的湿度、水分含量、 干燥度和多孔性的分析进行配比建立沙床。试验时，通过2根吊装钢索和2根角度调节钢 索将模型吊起，并通过连接在模型的钢索调节模型的滚动角，然后释放钢索经模型投放到 沙床上。通过25路通道采集试验数据，使用单台照相机记录2-D平面运动，使用2台照相 机记录3-D运动。该装置主要用于1/2比例缩小的乘员舱，不具有通用性，结构相对比较简 单，模拟着陆时的垂直速度、水平速度以及滚动角，无法模拟着陆时舱体的俯仰角。
【发明内容】
[0008] 本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供了一种着陆冲击试验装置，以及利 用该试验装置进行着陆冲击试验的方法，该方法能够成功实现各种复杂工况下对试验舱体 实施精确控制投放，使试验舱以不同速度、不同姿态着陆在不同的模拟介质上，对试验舱的 着陆冲击的响应程度，验证航天器结构设计、缓冲装置等机构设计的冲击衰减性能，对航天 器的着陆安全性做出评价。
[0009] 本发明的上述目的通过如下方案实现：
[0010] 一种着陆冲击试验装置，包括试验架1、悬挂装置2、击发控制装置3、定滑轮4、钢 索5、电机6、着陆床7和试验舱体8,其中：
[0011] 试验架1包括固定支撑架和横臂，固定支撑架垂直固定在地面上，横臂垂直安装 在固定支撑架上且与地面平行，所述横臂在固定支撑架上能上下平滑移动，并能以支撑架 为轴转动；悬挂装置2包括摆臂和摆床，摆臂上端安装在试验架1的横臂上，且摆臂下端安 装有摆床，所述摆臂能带动摆床进行横向复摆运动；击发控制装置3固定安装在悬挂装置2 的摆床上，试验舱体8安装在击发控制装置3上，当到达设定投放位置时，击发控制装置3 断开与试验舱体8之间的固定连接，即在设定投放位置投放试验舱体8 ;定滑轮4安装在试 验架1的横臂上，且位于悬挂装置2和试验架1的固定支撑架之间；电机6固定在试验架1 的固定支撑架底座上，且控制钢索5的收放长度，悬挂装置2的摆床上设置有锁紧释放机构 上，钢索5的另一端绕过定滑轮4并通过所述锁紧释放机构与摆床连接；着陆床7位于水平 地面上，且在所述着陆床7内铺设有着陆冲击模拟介质。
[0012] 在上述的着陆冲击试验装置中，击发控制装置3包括光电探测组件、光电控制电 路、击发装置和挂弹架；其中：光电探测器组件包括N个光电探测器，每个光电探测器的发 射器和接收器分别固定放置在设定的试验舱体投放路径两侧，N为正整数；光电控制电路、 击发装置和挂弹架固定安装在悬挂装置2的摆床上，试验舱体8安装在挂弹架上；击发控制 装置3控制试验舱体投放的具体方法如下：在试验舱体8沿投放路径运动时，光电探测器 的发射器和接收器之间的光路被阻断，所述光电探测器输出相应的开关信号到光电控制电 路；当光电控制电路接收到N个光电探测器的开关信号后，控制击发装置3击发挂弹架投放 试验舱体8。
[0013] 在上述的着陆冲击试验装置中，试验舱体8通过工装安装在击发控制装置3上，所 述工装在俯仰向和横滚向调整，控制试验舱体8的俯仰角和横滚角。
[0014] 利用上述着陆冲击试验装置进行着陆冲击试验的方法，包括如下步骤：
[0015] (a)、首先安装试验装置，具体安装方法如下：将定滑轮4和悬挂装置2固定安装在 试验架1的横臂上；然后将击发控制装置3安装在悬挂装置2的摆床上，并将试验舱体8固 定安装在击发控制装置3上；
[0016](b)、转动试验架1的横臂绕固定支撑架转动，使得试验舱体8位于着陆床7的上 方，且所述着陆床7内铺设有设定的着陆冲击模拟介质；
[0017](c)、调整试验架1横臂的水平高度，使得试验舱体8距离着陆床7表面的垂直高 度
，其中，g为重力加速度；Vv为设定的试验舱体8投放时的垂直速度；
[0018] (d)、将电机6上的钢索5绕过定滑轮4连接在悬挂装置2的摆床锁紧释放机构 上；
[0019] (e)、启动电机6收紧钢索5,拉动悬挂装置2向横向一侧摆动，并使悬挂装置2的 摆臂的摆角
；其中，g为重力加速度，L为悬挂装置2摆臂的长度，Vh为设 定的试验舱体8投放时的水平速度；
[0020] (f)、接通摆床上的锁紧释放机构，解开钢索5与悬挂装置2的连接，试验舱体8利 用自身的重量向下摆动，当试验舱体8到达设定的投放位置时，击发控制装置3投放试验舱 体8,试验舱体8作平抛运动并着陆在着陆床7的冲击模拟介质上。
[0021] 上述的着陆冲击试验方法，在步骤（a)中，通过工装将试验舱体8安装在击发控制 装置3上，所述工装在俯仰向和横滚向调整，控制试验舱体8的俯仰角和横滚角，使得试验 舱体8的姿态与设定的姿态一致。
[0022] 上述的着陆冲击试验方法，在步骤（a)中，击发控制装置3包括光电探测组件、光 电控制电路、击发装置和挂弹架，所述光电探测器组件包括N个光电探测器，N为正整数；其 中：
[0023] 将每个光电探测器的发射器和接收器分别固定放置在设定的试验舱体投放路径 两侧；将光电控制电路、击发装置和挂弹架固定安装在悬挂装置2的摆床上，试验舱体8安 装在挂弹架上。
[0024] 上述的着陆冲击试验方法，在步骤（f)中，当试验舱体8到达设定的投放位置时， 击发控制装置3投放试验舱体8,具体测试和控制过程如下：
[0025] 在试验舱体8沿投放路径运动时，光电探测器的发射器和接收器之间的光路被阻 断，则所述光电探测器输出相应的开关信号到光电控制电路；当光电控制电路接收到N个 光电探测器的开关信号后，控制击发装置3击发挂弹架投放试验舱体8。
[0026] 本发明与现有技术相比有益效果为：
[0027] (1)、本发明根据能量守恒定律，通过调节试验舱体的离地高度和摆角，从而使得 试验舱体投放后将势能转换成动能，获得设定的试验舱体垂直下落速度和水平速度，并通 过调整工装设定试验舱体的姿态，该试验方法简单，易于操作，具有承载能力强、水平速度 控制范围广、姿态可控、安全系数高的特点；
[0028] (2)、本发明的着陆床可以根据不同着陆场试验要求铺设相应的着陆冲击模拟介 质，使其土力学特性应符合真实着陆场的土质特性，提高试验舱体着陆冲击试验测试参数 的真实性和可靠性；
[0029] (3)、本发明通过模拟最终着陆段对航天器上设备和乘员着陆冲击的响应程度，获 得着陆冲击的关键性能和数据，验证产品结构设计、缓冲装置机构设计的冲击衰减性能，对 其着陆安全性做出评价，能够有效减少空投试验的次数，大大减少研制成本，缩短研制周 期。该方法已在航天器、航空器等各类飞行器的着陆冲击试验中得到推广使用。
【附图说明】
[0030] 图1为本发明的着陆冲击试验装置的结构示意图。
【具体实施方式】
[0031] 下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细描述：
[0032] 如图1所示的装置结构示意图，本发明的着陆冲击试验装置包括试验架1、悬挂装 置2、击发控制装置3、定滑轮4、钢索5、电机