一种航天器振动试验扭转载荷加载装置，龙门架作为支撑件；轴承支架安装在龙门架上，轴承支架上设有一对轴承槽，每个轴承槽内安装一个轴承；转盘上设有凹槽，转盘安装在承力轴中间，承力轴的两端各穿过一个轴承；承力销用于与被测试验件连接；拉绳组件分为两段，第一段拉绳组件的两端分别与承力销和拉力弹簧连接，第二段拉绳组件的一端与拉力弹簧连接，另一端绕过转盘后与拉杆托盘连接，配重块置于拉杆托盘上；转盘上设有凹槽，便于第二段拉绳组件稳定绕过；通过调整龙门架的高度和方位，使得转盘上端凹槽、承力销、被测试验件质心均处于同一水平面，且承力销、第一段拉绳组件、拉力弹簧、第二段拉绳组件的局部、转盘上端凹槽处于呈直线状态。呈直线状态。呈直线状态。
【技术实现步骤摘要】
一种航天器振动试验扭转载荷加载装置
[0001]本专利技术涉及一种航天器振动试验扭转载荷加载装置，用于卫星、舱段、大载荷等在飞行过程中承受扭转载荷的航天器开展振动试验下扭转载荷加载。
技术介绍
[0002]部分航天器发射过程中会持续受扭转载荷，航天器在发射过程经历包括振动在内的一系列力学环境条件。需要在航天器振动试验中施加扭转载荷，验证扭转载荷对航天器振动条件下的影响。
[0003]目前航天器振动试验过程施加扭转载荷主要通过在航天器上增加配重块造成航天器质心偏离几何中心，在振动过程中靠质心偏移惯性力产生扭转载荷。采用这种方式，扭转载荷大小随振动量级的变化而变化，扭转载荷大小不可控、不持续。部分航天器发射过程中会持续、稳定受扭转载荷，现有方案无法为振动试验提供持续、稳定扭转载荷。
技术实现思路
[0004]本专利技术要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，满足了航天器振动试验扭转载荷的加载需求，扭转载荷可调、可持续、稳定、可实施性。
[0005]本专利技术目的通过以下技术方案予以实现：
[0006]一种航天器振动试验扭转载荷加载装置，包括承力销、拉绳组件、拉力弹簧、转盘、承力轴、轴承支架、轴承、拉杆托盘、配重块和龙门架；
[0007]龙门架作为支撑件；轴承支架安装在龙门架上，轴承支架上设有一对轴承槽，每个轴承槽内安装一个轴承；转盘上设有凹槽，转盘安装在承力轴中间，承力轴的两端各穿过一个轴承；
[0008]承力销用于与被测试验件连接；拉绳组件分为两段，第一段拉绳组件的两端分别与承力销和拉力弹簧连接，第二段拉绳组件的一端与拉力弹簧连接，另一端绕过转盘后与拉杆托盘连接，配重块置于拉杆托盘上；
[0009]转盘上设有的凹槽，便于第二段拉绳组件稳定绕过；通过调整龙门架的高度和方位，使得转盘上端凹槽、承力销、被测试验件质心均处于同一水平面，且承力销、第一段拉绳组件、拉力弹簧、第二段拉绳组件的局部、转盘上端凹槽处于呈直线状态。
[0010]本专利技术一实施例中，承力销下端有与被测试验件连接的方形翻边，上端设有连接拉绳组件绳套的凹槽和绳套滑落的防脱帽。
[0011]本专利技术一实施例中，拉绳组件包括钢丝绳和防松环；钢丝绳两端留有环形绳套，利用防松环对环形绳套进行压接。
[0012]本专利技术一实施例中，转盘中间为圆形开孔，外圆为带圆形凹槽结构，内外侧通过六根均匀分布的轮辐连接。
[0013]本专利技术一实施例中，在振动试验过程中的低频阶段，该加载装置通过配重块实现持续稳定拉力，在高频阶段，该加载装置通过拉力弹簧提供持续稳定拉力。
[0014]本专利技术一实施例中，通过在不同方向对被测试验件进行加载，实现不同的扭转载荷加载。
[0015]本专利技术一实施例中，轴承支架设有与龙门架安装的翻遍，并通过腹板和加强筋进行结构加强。
[0016]本专利技术一实施例中，该加载装置通过拉绳组件将拉力弹簧和配重串联在一起，拉力值通过配重块调节。
[0017]一种采用上加载装置的航天器振动试验扭转载荷加载系统，所述加载装置共有两套，该两套加载装置相对于被测试验件中心对称分布，共同用于对被测试验件加载扭转载荷。
[0018]本专利技术一实施例中，通过调整配重块改变对被测试验件施加的扭转载荷。
[0019]本专利技术相比于现有技术具有如下有益效果：
[0020](1)扭转载荷可调：航天器振动试验扭转载荷加载装置通过拉绳组件将拉力弹簧和配重串联在一起，拉力值可通过配重块调节。
[0021](2)适使用范围广：可同时适应低频和高频振动试验。航天器振动试验过程中低频阶段，频率小振幅大，主要通过配重块起降实现持续稳定拉力；高频阶段，频率大振幅小，主要通过拉力弹簧提供持续稳定拉力。
[0022](3)可多方向同时加载：振动过程中，可在不同方向是同时进行加载。
[0023](4)操作简单：扭转载荷加载装置结构简单，安装操作简单，可在多场景使用。
附图说明
[0024]图1是本专利技术两套航天器振动试验扭转载荷加载装置中心对称分布工作示意图；
[0025]图2是本专利技术一种航天器振动试验扭转载荷加载装置示意图；
[0026]图3为承力销结构示意图；
[0027]图4为拉绳组件结构示意图；
[0028]图5为转盘结构示意图；
[0029]图6为轴承支架结构示意图；
[0030]图7为带杆托盘结构示意图。
具体实施方式
[0031]为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本专利技术的实施方式作进一步详细描述。
[0032]一种航天器振动试验扭转载荷加载装置，该装置包括承力销1、拉绳组件2、拉力弹簧3、转盘4、承力轴5、轴承支架6、轴承7、拉杆托盘8、配重块9和龙门架10。
[0033]两套航天器振动试验扭转载荷加载装置中心对称分布，组成加载系统。
[0034]对于一套航天器振动试验扭转载荷加载装置，承力销安装在航天器外侧与航天器质心处于同一水平面；一根拉绳组件一端套在承力销凹槽内，一端套在拉力弹簧挂钩上；另一根拉绳组件一端套在拉力弹簧另一端挂钩上，拉绳组件穿过转盘，转向后另一端套在带杆托盘的拖杆上，在托盘上放置适量配重块。上端承力销、拉绳组件、拉力弹簧和转盘上端凹槽处于呈直线状态。转盘固定在承力轴中间位置，承力轴左右各布置一套轴承架和轴承
组合体，轴承嵌在轴承架的轴承槽内。两套轴承架和轴承组合体对称安装在龙门架上。
[0035]进一步，承力销下端有与航天器连接的方形翻遍，上端留有放置拉绳组件绳套的凹槽和放置绳套滑落的防脱帽。
[0036]进一步，拉绳组件由钢丝绳和防松环组成；在拉绳两端留有环形绳套，绳套端头固定通过绳头3次弯折，防松环压接。
[0037]进一步，转盘中间为圆形开孔，外圆为带圆形凹槽结构，内外侧通过六根均匀分布的轮辐连接。
[0038]进一步，轴承支架上端设置轴承槽，下端为与龙门架安装的翻遍，上下端通过腹板和加强筋进行连接。
[0039]进一步，带杆托盘有拉杆和托盘组成，拉杆上端有带缺口圆形连接环。
[0040]一种航天器振动试验扭转载荷加载系统的装配及测试方法包括：
[0041]搭建龙门架，龙门架上安装一个轴承支架，轴承支架轴承槽内安装一个轴承；另一个轴承架轴承槽内安装一个轴承；转盘安装在承力轴中间位置并固定，转盘和承力轴组体一端穿过未安装在龙门架上的轴承支架和轴承组合体；组装后组合体安装在龙门架另一侧，承力轴另一端穿过龙门架上已安装的轴承支架和轴承组合体中间孔，调整组合体并固定在龙门架上。调整龙门架的高度和方位，使转盘上端凹槽与航天器质心处于同一水平面。
[0042]承力销安装在航天器外侧与航天器质心处于同一水平面；一根拉绳组件一端套在承力销凹槽内，一端套在拉力弹簧挂钩上；另一根拉绳组件一端套在拉力弹簧另一端挂钩上，拉绳组件穿过转盘，承力销、拉绳组件、拉力弹簧和转盘上端凹槽处于呈直线本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种航天器振动试验扭转载荷加载装置，其特征在于，包括承力销、拉绳组件、拉力弹簧、转盘、承力轴、轴承支架、轴承、拉杆托盘、配重块和龙门架；龙门架作为支撑件；轴承支架安装在龙门架上，轴承支架上设有一对轴承槽，每个轴承槽内安装一个轴承；转盘上设有凹槽，转盘安装在承力轴中间，承力轴的两端各穿过一个轴承；承力销用于与被测试验件连接；拉绳组件分为两段，第一段拉绳组件的两端分别与承力销和拉力弹簧连接，第二段拉绳组件的一端与拉力弹簧连接，另一端绕过转盘后与拉杆托盘连接，配重块置于拉杆托盘上；转盘上设有的凹槽，便于第二段拉绳组件稳定绕过；通过调整龙门架的高度和方位，使得转盘上端凹槽、承力销、被测试验件质心均处于同一水平面，且承力销、第一段拉绳组件、拉力弹簧、第二段拉绳组件的局部、转盘上端凹槽处于呈直线状态。2.根据权利要求1所述的加载装置，其特征在于，承力销下端有与被测试验件连接的方形翻边，上端设有连接拉绳组件绳套的凹槽和绳套滑落的防脱帽。3.根据权利要求1所述的加载装置，其特征在于，拉绳组件包括钢丝绳和防松环；钢丝绳两端留有环形绳套，利用防...
【专利技术属性】
技术研发人员：任海辽，胡励，陈亮，朱春艳，苏林林，韩涵，江涛，王立扬，吴佳林，
申请(专利权)人：上海宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：
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