一种用于测试转弯姿态控制系统的装置及方法制造方法及图纸

一种用于测试转弯姿态控制系统的装置，其特征在于，包括卧式三轴转台(40)和气体模拟发动机(100)，所述的卧式三轴转台(40)包括底座(17)、俯仰机构(60)、偏航机构(70)和滚转机构(80)，其中，俯仰机构(60安装在底座(17)上，在俯仰机构(60)上还安装有偏航机构(70)，在偏航机构(70)上又固定安装有滚转机构(80)；上位机(50将控制卧式三轴转台(40中的俯仰机构(60)、偏航机构(70)和滚转机构(80)的运动；本发明专利技术克服了实际测试后，制导飞行器转弯姿态控制系统受损不能投入使用的问题。用模拟实验进行测试，制导飞行器转弯姿态控制系统依然可以投入使用，不造成产品浪费。不造成产品浪费。不造成产品浪费。

【技术实现步骤摘要】
一种用于测试转弯姿态控制系统的装置及方法

技术介绍

[0001]本专利技术涉及飞行器工程领域，具体涉及一种用于测试制导动力推进战斗飞行器(简称：制导飞行器)转弯姿态控制系统的方法及装置。
[0002]转弯姿态控制系统是制导飞行器调姿的核心装置，测试制导飞行器转弯姿态控制系统的功能和性能主要有两种方法：(1)实际打靶或实际飞行；(2)基于半实物仿真试验设备进行地面测试。打靶试验成本较大，受场地时间等限制，因而对制导飞行器转弯姿态控制系统进行地面测试是十分重要的。
[0003]制导飞行器转弯姿态控制系统需进行控制程序测试及姿态运动测试，对控制程序进行测试时，要求试验设备可以进行运动模拟；对姿态运动情况进行测试时，要求试验设备可以支撑制导飞行器运动。因而需要一种能实现两种测试要求的地面试验设备，既能进行运动模拟，又能支撑制导飞行器运动。
[0004]三轴转台可以设计为两种运行模式，主动模式和被动模式。主动模式下三轴转台提供转动动力，被动模式下三轴转台不提供转动动力，能支撑制导飞行器运动。双模式三轴转台满足制导飞行器转弯姿态控制系统的地面测试要求。
[0005]主动模式下，三轴转台可以模拟制导飞行器的各种姿态角运动，是飞行器姿态仿真的运动模拟器，其将制导飞行器转弯姿态控制系统输入的姿态角电信号转变为可被三轴转台系统识别的机械转角信号，便于制导飞行器转弯姿态控制系统的研发试制和结构优化设计。
[0006]被动模式下，三轴转台用于承载被测制导飞行器负载，可支撑制导飞行器进行各种姿态角运动，是制导飞行器的支撑工装，可测量制导飞行器的姿态运动情况，便于制导飞行器转弯姿态控制系统的研发试制和结构优化设计。
[0007]不使用三轴转台的运动模拟模式，即制导飞行器转弯姿态控制系统为动力源时，若进行实际的点火测试，由于固体火箭发动机不能重复利用，测试成本将会提高。因而，需要一种既可以实现较大冲量又经济实惠的模拟发动机装置。使用高压气瓶中的高压气体模拟固体火药燃烧后的高压燃气，可以实现较大冲量，且可循环使用，进行多次测试，无场地限制。

技术实现思路

[0008]本专利技术针对上述现有技术的不足，提供一种用于测试制导飞行器转弯姿态控制系统的方法及装置，能够用同一装置对转弯姿态控制系统进行控制程序测试及姿态运动测试。
[0009]一种用于测试转弯姿态控制系统的装置，其特征在于，包括卧式三轴转台40和气体模拟发动机100，所述的卧式三轴转台40包括底座17、俯仰机构60、偏航机构70和滚转机构80，其中，俯仰机构60安装在底座17上，在俯仰机构60上还安装有偏航机构70，在偏航机构70上又固定安装有滚转机构80；上位机50将控制卧式三轴转台40中的俯仰机构60、偏航机构70和滚转机构80的运动；
[0010]所述的俯仰机构60，包括俯仰框架7、俯仰轴组件1、俯仰电机2、俯仰角度测量装置8；俯仰框架7左右两侧竖框的中央各安装有俯仰轴组件1，并使上下对称；两个俯仰轴组件1分别通过支撑件5固定在底座17的两个上；在俯仰框架7左边有俯仰电机2与俯仰轴组件1外侧轴连接，俯仰电机2又通过电机支座3固定安装在底座17上；俯仰角度测量装置8与俯仰框架7右边的俯仰轴组件1的外侧轴连接；
[0011]所述偏航机构70包括偏航框架13、偏航轴组件16、偏航电机9和偏航角度测量装置12；其中，两个偏航轴组件16分别安装在偏航框架13上下外壁上，并且保持左右对称；所述的两个偏航轴组件16分别穿过俯仰框架7上下边框中心，并固定在俯仰框架7上；在上面的偏航轴组件16上安装有偏航电机9，所述的偏航电机9通过电机支座10与俯仰框架7固定连接；在下边的偏航轴组件16下端连接有偏航角度测量装置12；
[0012]所述滚转机构80包括滚转框架14、滚转电机15和滚转角度测量装置19；其中，滚转框架14安装在偏航框架13内壁上，滚转电机15安装在滚转框架14内壁上。
[0013]所述的俯仰轴组件1包括俯仰轴承20和俯仰轴6，俯仰轴组件1置于底座17上方的支撑件5中，俯仰轴组件1连接底座17和俯仰框架7。
[0014]所述的偏航轴组件16包括偏航轴承21和偏航轴11，偏航轴组件16置于俯仰框架孔中，并与俯仰框架7和偏航框架13连接。
[0015]所述的滚转电机15包括滚转定子151、滚转转子152和滚转永磁体153，滚转定子151与滚转转子152均为圆环型，滚转定子151的外侧与偏航框架13的内侧固定连接，滚转转子152位于滚转定子151内；滚转永磁体153为长条型，水平周向均布于滚转定子151内侧壁面上，滚转永磁体153与滚转转子152间存在空隙；滚转转子152通电后在滚转永磁体153的磁场作用下进行转动。
[0016]所述气体模拟发动机100包括高压气瓶27、充气接口29、单向阀30、第一压力传感器22、管路28、自锁阀23、减压阀24、多个电磁阀25和多个尾喷管26；所述的多个电磁阀包括滚转电磁阀251、滚转止动电磁阀252、俯仰电磁阀253、俯仰止动电磁阀254，偏航电磁阀255，偏航止动电磁阀256；
[0017]所述高压气瓶27安装在模拟制导飞行器18内，高压气瓶27内充装高压气体，气体可以是氮气或干燥空气；高压气瓶27通过管路28分别与单向阀30和自锁阀23连接；单向阀30又连接有充气接口29，自锁阀23又与减压阀24连接；
[0018]所述单向阀30用于控制气体单向流动，连接在充气接口29与高压气瓶27之间，充气结束后，保证气体不会反冲；
[0019]在高压气瓶27出口处还安装有第一压力传感器22，第一压力传感器22用于监测气瓶27压力值并反馈给控制器；
[0020]所述自锁阀23用于控制出口高压气路的通断并保护下游组部件安全；
[0021]所述减压阀24对高压气体进行减压，控制高压气体的压强值为合适值，维持压力精度并稳定输出到下流管路中；
[0022]所述减压阀24出口经管路28分为多条气路通道，每一通道末端安装有一个发动机尾喷管26，每一个发动机尾喷管26前连接一个电磁阀25，根据姿态控制系统中固体火箭发动机的点火时序来控制相应通道的开闭；滚转电磁阀251控制滚转通道，滚转止动电磁阀252控制滚转止动通道，俯仰电磁阀253控制俯仰通道，俯仰止动电磁阀254控制俯仰止动通
道，偏航电磁阀255控制偏航通道，偏航止动电磁阀256控制偏航止动通道；
[0023]还有多个第二压力传感器222与多个电磁阀相连，用于监测多个尾喷管26的入口压强，对经过减压阀减压后的高压气体进行健康监测；
[0024]所述多个尾喷管26有四个控制滚转运动的尾喷管，其中两个提供正力矩，两个提供反力矩；所述反力矩为止动力矩；
[0025]所述尾喷管26有两个控制俯仰运动的尾喷管，其中一个提供正力矩，一个提供反力矩。所述反力矩为止动力矩。
[0026]所述尾喷管26有两个控制偏航运动的尾喷管，其中一个提供正力矩，一个提供反力矩。所述反力矩为止动力矩。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于测试转弯姿态控制系统的装置，其特征在于，包括卧式三轴转台(40)和气体模拟发动机(100)，所述的卧式三轴转台(40)包括底座(17)、俯仰机构(60)、偏航机构(70)和滚转机构(80)，其中，俯仰机构(60)安装在底座(17)上，在俯仰机构(60)上还安装有偏航机构(70)，在偏航机构(70)上又固定安装有滚转机构80)；上位机(50)将控制卧式三轴转台(40)中的俯仰机构(60v、偏航机构(70)和滚转机构(80)的运动；所述的俯仰机构(60)，包括俯仰框架(7)、俯仰轴组件(1)、俯仰电机(2)、俯仰角度测量装置(8)；俯仰框架(7)左右两侧竖框的中央各安装有俯仰轴组件(1)，并使上下对称；两个俯仰轴组件(1)分别通过支撑件(5)固定在底座(17)的两个上；在俯仰框架(7)左边有俯仰电机(2)与俯仰轴组件(1)外侧轴连接，俯仰电机(2)又通过电机支座(3)固定安装在底座(17)上；俯仰角度测量装置(8)与俯仰框架(7)右边的俯仰轴组件(1)的外侧轴连接；所述偏航机构(70)包括偏航框架(13)、偏航轴组件(16)、偏航电机(9)和偏航角度测量装置(12)；其中，两个偏航轴组件(16)分别安装在偏航框架(13)上下外壁上，并且保持左右对称；所述的两个偏航轴组件(16)分别穿过俯仰框架(7)上下边框中心，并固定在俯仰框架(7)上；在上面的偏航轴组件(16)上安装有偏航电机(9)，所述的偏航电机(9)通过电机支座(10)与俯仰框架(7)固定连接；在下边的偏航轴组件(16)下端连接有偏航角度测量装置(12)；所述滚转机构(80)包括滚转框架(14)、滚转电机(15)和滚转角度测量装置(19)；其中，滚转框架(14)安装在偏航框架(13)内壁上，滚转电机(15)安装在滚转框架(14)内壁上。2.根据权利要求1所述的一种用于测试转弯姿态控制系统的装置，其特征在于，所述的俯仰轴组件(1)包括俯仰轴承(20)和俯仰轴(6)，俯仰轴组件(1)置于底座(17)上方的支撑件(5)中，俯仰轴组件(1)连接底座(17)和俯仰框架(7)。3.根据权利要求1或2所述的一种用于测试转弯姿态控制系统的装置，其特征在于，所述的偏航轴组件(16)包括偏航轴承(21)和偏航轴(11)，偏航轴组件(16)置于俯仰框架孔中，并与俯仰框架(7)和偏航框架(13)连接。4.根据权利要求3所述的一种用于测试转弯姿态控制系统的装置，其特征在于，所述的滚转电机(15)包括滚转定子(151)、滚转转子(152)和滚转永磁体(153)，滚转定子(151)与滚转转子(152)均为圆环型，滚转定子(151)的外侧与偏航框架(13)的内侧固定连接，滚转转子(152)位于滚转定子(151)内；滚转永磁体(153)为长条型，水平周向均布于滚转定子(151)内侧壁面上，滚转永磁体(153)与滚转转子(152)间存在空隙；滚转转子(152)通电后在滚转永磁体(153)的磁场作用下进行转动。5.根据权利要求4所述的一种用于测试转弯姿态控制系统的装置，其特征在于，所述气体模拟发动机(100)包括高压气瓶(27)、充气接口(29)、单向阀(30)、第一压力传感器(22)、管路(28)、自锁阀(23)、减压阀(24)、多个电磁阀(25)和多个尾喷管(26)；所述的多个电磁阀包括滚转电磁阀(251)、滚转止动电磁阀(252)、俯仰电磁阀(253)、俯仰止动电磁阀(254)，偏航电磁阀(255)，偏航止动电磁阀(256)；所述高压气瓶(27)安装在模拟制导飞行器(18)内，高压气瓶(27)内充装高压气体，气体可以是氮气或干燥空气；高压气瓶(27)通过管路(28)分别与单向阀(30)和自锁阀(23)连接；单向阀(30)又连接有充气接口(29)，自锁阀(23)又与减压阀(24)连接；所述单向阀(30)用于控制气体单向流动，连接在充气接口(29)与高压气瓶(27)之间，
充气结束后，保证气体不会反冲；在高压气瓶(27)出口处还安装有第一压力传感器(22)，第一压力传感器(22用于监测气瓶(27)压力值并反馈给控制器；所述自锁阀(23)用于控制出口高压气路的通断并保护下游组部件安全；所述减压...

【专利技术属性】
技术研发人员：冯振华，张伟贵，陈曦，禄亚锋，樊全水，邓明哲，李瑞，
申请(专利权)人：北京新风航天装备有限公司，
类型：发明
国别省市：