一種小衛星天線綜合試驗測試系統的製作方法

2023-05-01 03:39:11 3

一種小衛星天線綜合試驗測試系統的製作方法
【專利摘要】一種小衛星天線綜合試驗測試系統，包括：天線、衛星轉動機構、精度檢測機構、衝擊響應採集機構、衛星、天線展開機構和試驗控制機構。其中，天線為一付雙軸轉動天線；衛星轉動機構用以設置天線進行多維展開時所需的衛星狀態；精度檢測機構用以檢測試驗各階段天線的安裝精度和指向精度；衝擊響應採集機構用以採集火工品起爆過程中產生的衝擊響應數據；衛星用以安裝天線；天線展開機構用以提供天線展開所需的零重力模擬環境；試驗控制機構用以控制火工品起爆實現天線解鎖，並驅動天線進行展開和收攏。本系統能夠進行雙軸轉動天線在小衛星上的解鎖衝擊試驗和展開試驗，測試項目多、使用範圍廣。
【專利說明】一種小衛星天線綜合試驗測試系統

【技術領域】
[0001] 本發明涉及一種小衛星天線綜合試驗測試系統，通過一套系統實現了天線鎖緊、 釋放、展開、收攏以及轉動等多項主要功能動作的綜合試驗和測試，適用於小衛星上大型復 雜天線展開試驗測試。

【背景技術】
[0002] 太空飛行器在軌運行期間需要完成與地面或與太空飛行器之間的信息交換，信息交換的過 程是通過對無線電信號的收發來實現，即通過對能量的轉換和傳輸來完成，太空飛行器上安裝 的各類天線系統是實現這一過程的關鍵環節。由於工作需要，天線系統一般安裝於太空飛行器 的表面，以消除其與其它系統之間的幹擾。對衛星而言，星載天線主要用來完成星地以及星 星之間的測控和數據傳輸任務。
[0003] 隨著各類應用衛星的發展，星載天線使用需求在不斷提升，特別是對於星地之間 的數據傳輸天線，在傳輸速率、覆蓋範圍和跟蹤能力等方面的要求在不斷提高。為此，各 類具有高數據率傳輸、大覆蓋範圍和實時高精度多維跟蹤指向功能的數據傳輸天線應用而 生，且得到廣泛的使用，此類天線一般具有三個特點：第一，為實現高數據率傳輸，大多採用 窄波束或點波束傳輸方式，這樣要實現地面大覆蓋範圍和實時、高精度、多維跟蹤指向就只 能通過天線機動來實現。因此，根據任務需求的不同，此類天線常設計有由電機驅動的多維 轉動機構，衛星在軌工作期間，根據衛星姿態以及地面站之間的關係來驅動天線實現對地 面站的跟蹤；第二，受運載火箭整流罩包絡的限制，衛星發射時天線一般需要進行收攏以減 小衛星發射狀態包絡尺寸，衛星入軌後天線進行展開，因而此類天線常在根部設計有獨立 的收攏和展開機構；第三，考慮到在衛星發射過程中運載火箭產生的力學環境對天線的影 響，衛星發射時天線還需要進行剛性鎖緊以確保天線能夠經受住發射段的動力學環境，衛 星入軌後天線進行解鎖釋放並開始正常工作，天線的鎖緊和解鎖釋放功能常通過火工品來 實現。
[0004] 二維點波束數傳天線是目前常用的一種高速數據傳輸天線，衛星在軌工作期間天 線一般需要沿俯仰軸和滾動軸進行轉動以實現對地面站的指向跟蹤。由於各類機構組件的 存在，天線系統設計複雜性提高，任何一個環節出現故障都將導致天線功能的喪失，甚至影 響到整星任務的實現，因此，必須在地面對天線系統工作的可靠性進行充分的試驗驗證，該 項驗證工作一般稱之為天線地面展開試驗。天線地面展開試驗過程中對天線在軌工作環境 模擬的真實性決定了試驗的有效性，但可供進行天線展開試驗的真空模擬設備需要大規模 的投入，代價太大，不具有可行性。
[0005] 進行天線地面展開試驗時，為解決零重力環境模擬的難題，一般都採用展開弔架 為天線提供重力卸載，但天線地面展開試驗時通常存在以下三個問題：一是展開弔架規模 較大，在試驗前還需要進行多個項目調試，以滿足天線展開路徑全過程的零重力環境；二是 為滿足天線進行展開試驗時展開軸位置的要求，大部分衛星需要進行翻轉，通過調整衛星 支架來滿足衛星位置要求需要耗費大量時間，且不容易滿足要求；三是展開弔架與衛星之 間是相互獨立的系統，一旦沒有調整到位，兩者之間存在的匹配誤差以及環境影響將對試 驗效果產生較大影響。天線地面展開試驗一直也是衛星研製流程中佔據較多時間和資源的 工作項目，對衛星研製過程影響較大。


【發明內容】

[0006] 本發明的技術解決問題是：克服現有技術的不足，提供一種小衛星天線綜合試驗 測試系統，通過一套系統實現了天線鎖緊、釋放、展開、收攏以及轉動等多項主要功能動作 的綜合試驗和測試，該試驗測試系統簡單、有效，試驗流程簡潔，試驗資源佔用少，可操作性 強，可靠性高並可廣泛推廣使用。
[0007] 本發明的技術解決方案是：一種小衛星天線綜合試驗測試系統，包括：天線、衛星 轉動機構、精度檢測機構、衝擊響應採集機構、衛星、天線展開機構和試驗控制機構；
[0008] 天線展開機構與天線均安裝在衛星上，天線展開機構為天線提供展開過程所需的 零重力模擬環境；
[0009] 衛星安裝在衛星轉動機構上，衛星轉動機構帶動衛星轉動，從而在天線進行多維 展開過程中，實現衛星空間姿態的設置；
[0010] 所述衛星轉動機構包括底座、第一支撐框架、控制臺、連接臂、第二支撐框架和轉 接段；
[0011] 底座包括四個支撐腳，第一支撐框架通過底座的四個支撐腳與地面連接，並通過 調整底座四個支撐腳的高度實現第一支撐框架與地面夾角的調整；
[0012] 第二支撐框架通過兩個連接臂與第一支撐框架連接，連接臂與第一支撐框架和第 二支撐框架均採用鉸鏈的方式連接；
[0013] 轉接段為圓環結構，且與第二支撐框架連接，衛星轉動機構通過轉接段實現與衛 星的連接；
[0014] 控制臺通過電纜與第一支撐框架內的第一驅動電機連接，並通過第一驅動電機驅 動第二支撐框架在0°?90°範圍內進行翻轉，所述0°時第二支撐框架與第一支撐框架 平行，90°時第二支撐框架與第一支撐框架垂直；
[0015] 控制臺同時通過電纜與第二支撐框架內的第二驅動電機連接，並通過第二驅動電 機驅動轉接段繞其軸線進行180°旋轉，從而帶動衛星進行旋轉；
[0016] 試驗控制機構通過電纜與天線連接並發送火工品起爆信號，控制天線的火工品起 爆，從而實現天線解鎖，然後驅動天線進行展開和收攏，並接收天線展開過程的遙測信號； [0017] 衝擊響應採集機構通過電纜與衛星上的傳感器連接，用以採集天線的火工品起爆 過程中產生的衝擊響應信號，並將採集到的衝擊響應信號轉換為衝擊頻域響應值，用於評 估火工品起爆對衛星本體和天線的影響；
[0018] 精度檢測機構對天線和衛星上的靶標進行光學瞄準，測量小衛星天線綜合試驗試 驗開始前和試驗結束後天線的安裝精度和指向精度，對比試驗開始前和試驗結束後天線安 裝精度及重複指向精度數據的一致性，評估天線展開試驗結果，所述靶標為基準鏡或者立 方鏡。
[0019] 所述天線包括天線底板、天線展開機構、支撐臂、第一旋轉關節、第二旋轉關節、反 射器組件和鎖緊釋放裝置；
[0020] 天線通過天線底板與衛星固定連接，天線展開機構和鎖緊釋放裝置均固定連接在 天線底板上；
[0021] 鎖緊釋放裝置包括三個相同的鎖緊釋放機構，分別為第一鎖緊釋放機構、第二鎖 緊釋放機構和第三鎖緊釋放機構，每個鎖緊釋放機構均包括火工品和連接杆；
[0022] 天線展開機構、第一旋轉關節和第二旋轉關節中均安裝有步進電機，用於驅動反 射器組件進行轉動；
[0023] 鎖緊狀態下，天線中第一鎖緊釋放機構中的連接杆通過螺母與第一旋轉關節固定 連接，第二鎖緊釋放機構和第三鎖緊釋放機構中的連接杆分別通過螺母與第二旋轉關節固 定連接，從而實現天線的鎖緊；
[0024] 天線展開初始狀態下，試驗控制機構控制天線三個鎖緊釋放機構的火工品起爆， 將三個鎖緊釋放機構的連接杆剪斷，從而實現天線的解鎖；天線展開機構驅動支撐臂轉動， 第一旋轉關節和第二旋轉關節驅動反射器組件轉動，使得展開初始狀態下，支撐臂、第一旋 轉關節、第二旋轉關節和反射器組件組成的連接機構與天線底板垂直；
[0025] 天線展開後，天線展開機構鎖定，不再轉動，第一旋轉關節和第二旋轉關節驅動反 射器組件進行二維轉動，跟蹤地面站傳輸信號。
[0026] 所述天線展開機構包括牛頭臂、轉接座、固定導軌、滑軌、連接繩、砝碼；
[0027] 轉接座通過牛頭臂與衛星固定連接，固定導軌通過軸承與轉接座連接，並繞軸承 在°範圍內旋轉；從而實現天線展開機構與天線的相對位置的調整；
[0028] 滑軌通過滾輪安裝在固定導軌上，並沿固定導軌滑動；滑軌的兩端各安裝一個滑 輪；
[0029] 連接繩穿過安裝在滑軌兩端的滑輪，一端與天線中的支撐臂連接，另一端與配重 砝碼連接；
[0030] 固定導軌、滑軌、連接繩和砝碼在天線展開全過程中提供零重力模擬環境，當天線 中的天線展開機構帶動支撐臂轉動時，固定導軌、滑軌、連接繩和砝碼與支撐臂同步轉動。
[0031] 本發明與現有技術相比的有益效果是：
[0032] (1)本發明的天線展開機構形式及接口簡單，調整方便，具有較好的通用性，其安 裝區域的衛星結構易於進行位置精度和形狀精度的加工和檢測，試驗時只需進行簡單的調 節安裝即可滿足與天線的相對位置關係，能夠提供天線展開路徑全過程的零重力環境，避 免了繁瑣的調整環節，提高了工作效率，節省了工作時間；
[0033] (2)本發明的衛星轉動機構可以實現衛星的五自由度調整，不需要吊裝及其它工 裝即可完成整個試驗過程中衛星位置姿態的調整，減少了試驗過程對衛星的操作環節，避 免了因為對衛星吊裝轉移等過程引發的不安全因素，降低了對試驗資源的佔用；
[0034] (3)本發明通過將天線展開機構和天線統一安裝在衛星本體上，採用衛星本體作 為唯一的安裝基準，減少了兩者之間的誤差傳遞環節，減小了兩者之間的匹配誤差及天線 展開過程的幹擾力矩，提升了試驗效果，解決了在小衛星上進行大型複雜天線展開試驗的 難題；
[0035] (4)本發明通過衛星轉動機構與天線展開機構之間的配合實現了對天線鎖緊、釋 放、展開、收攏以及轉動等主要功能動作的綜合試驗和測量，同時模塊化的試驗控制機構實 現了各控制子系統的相對獨立，一次試驗就可完成天線展開、精度測試、衝擊響應等多個試 驗項目，減少了試驗次數，節約了時間和成本。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0036] 圖1為本發明天線綜合試驗測試系統組成示意圖；
[0037] 圖2為本發明天線鎖緊狀態組成結構圖；
[0038] 圖3為本發明天線展開狀態組成結構圖；
[0039] 圖4為本發明衛星轉動機構水平狀態組成結構圖；
[0040] 圖5為本發明衛星轉動機構堅直狀態組成結構圖；
[0041] 圖6為本發明天線展開機構組成結構圖；
[0042] 圖7為本發明天線綜合試驗測試系統試驗初始狀態示意圖；
[0043] 圖8為本發明天線綜合試驗測試系統試驗前狀態示意圖；
[0044] 圖9為本發明天線綜合試驗測試系統單軸轉動試驗到位狀態示意圖。

【具體實施方式】
[0045] 下面以典型的二維點波束數傳天線綜合試驗給出對整個發明的詳細說明。
[0046] 如圖1所示為本發明天線綜合試驗測試系統組成示意圖，由圖1可知，本發明提供 的一種小衛星天線綜合試驗測試系統，包括天線1、衛星轉動機構2、精度檢測機構3、衝擊 響應採集機構4、衛星5、天線展開機構6和試驗控制機構7 ;
[0047] 天線展開機構6與天線1均安裝在衛星5上，天線展開機構6為天線1提供展開 過程所需的零重力模擬環境；
[0048] 衛星5安裝在衛星轉動機構2上，衛星轉動機構2帶動衛星5轉動，從而在天線1 進行多維展開過程中，實現衛星5空間姿態的設置；
[0049] 試驗控制機構7通過電纜與天線1連接並發送火工品起爆信號，控制天線1的火 工品起爆，從而實現天線解鎖，然後驅動天線1進行展開和收攏，並接收天線1展開過程的 遙測信號；
[0050] 衝擊響應採集機構4通過電纜與衛星5上的傳感器連接，用以採集天線1的火工 品起爆過程中產生的衝擊響應信號，並將採集到的衝擊響應信號轉換為衝擊頻域響應值， 用於評估火工品起爆對衛星本體和天線的影響；
[0051] 精度檢測機構3對天線1和衛星5上的靶標進行光學瞄準，測量試驗開始前和試 驗結束後天線1的安裝精度和指向精度，對比試驗開始前和試驗結束後天線1安裝精度及 重複指向精度數據的一致性，評估天線展開試驗結果，所述靶標為基準鏡或者立方鏡。
[0052] 如圖2所示為本發明天線鎖緊狀態組成結構圖；圖3所示為本發明天線展開狀態 組成結構圖；由圖2和圖3所示可知：天線1包括天線底板11、天線展開機構12、支撐臂13、 第一旋轉關節14、第二旋轉關節15、反射器組件16和鎖緊釋放裝置17 ;
[0053] 天線1通過天線底板11與天線1和衛星5固定連接，天線展開機構12和鎖緊釋 放裝置17均固定連接在天線底板11上；
[0054] 鎖緊釋放裝置17包括三個相同的鎖緊釋放機構，分別為第一鎖緊釋放機構、第二 鎖緊釋放機構和第三鎖緊釋放機構，每個鎖緊釋放機構均包括火工品和連接杆；
[0055] 天線展開機構12、第一旋轉關節14和第二旋轉關節15中均安裝有步進電機，用於 驅動反射器組件16進行轉動；
[0056] 鎖緊狀態下，天線1中第一鎖緊釋放機構中的連接杆通過螺母與第一旋轉關節14 固定連接，第二鎖緊釋放機構和第三鎖緊釋放機構中的連接杆分別通過螺母與第二旋轉關 節15固定連接，從而實現天線1的鎖緊；
[0057] 天線1展開初始狀態下，試驗控制機構7控制天線1三個鎖緊釋放機構的火工品 起爆，將三個鎖緊釋放機構的連接杆剪斷，從而實現天線1的解鎖；天線展開機構12驅動支 撐臂13轉動，第一旋轉關節14和第二旋轉關節15驅動反射器組件16轉動，使得展開初始 狀態下，支撐臂13、第一旋轉關節14、第二旋轉關節15和反射器組件16組成的連接機構與 天線底板11垂直；
[0058] 天線1展開後，天線展開機構12鎖定，不再轉動，第一旋轉關節14和第二旋轉關 節15驅動反射器組件16進行二維轉動，跟蹤地面站傳輸信號。
[0059] 如圖4所示為本發明衛星轉動機構水平狀態組成結構圖；圖5所示為本發明衛星 轉動機構堅直狀態組成結構圖；由圖4和圖5可知：衛星轉動機構2包括底座21、第一支撐 框架22、控制臺23、連接臂24、第二支撐框架25和轉接段26 ;
[0060] 底座21包括四個支撐腳，第一支撐框架22通過底座21的四個支撐腳與地面連 接，並通過調整底座21四個支撐腳的高度實現第一支撐框架22與地面夾角的調整；
[0061] 第二支撐框架25通過兩個連接臂24與第一支撐框架22連接，連接臂24與第一 支撐框架22和第二支撐框架25均採用鉸鏈的方式連接；
[0062] 轉接段26為圓環結構，且與第二支撐框架25連接，衛星轉動機構2通過轉接段26 實現與衛星5的連接；根據衛星5接口尺寸的不同選擇相應的轉接段26 ;
[0063] 控制臺23通過電纜與第一支撐框架22內的第一驅動電機連接，並通過第一驅動 電機驅動第二支撐框架25在0°?90°範圍內進行翻轉，所述0°時第二支撐框架25與第 一支撐框架22平行，90°時第二支撐框架25與第一支撐框架22垂直；
[0064] 控制臺23同時通過電纜與第二支撐框架25內的第二驅動電機連接，並通過第二 驅動電機驅動轉接段26繞其軸線進行180°旋轉，從而帶動衛星進行旋轉。
[0065] 如圖6所示為本發明天線展開機構組成結構圖；由圖6可知：天線展開機構6包括 牛頭臂61、轉接座62、固定導軌63、滑軌64、連接繩65、砝碼66 ;
[0066] 轉接座62通過牛頭臂61與衛星5固定連接，固定導軌63通過軸承與轉接座62 連接，並繞軸承在180°範圍內旋轉；從而實現天線展開機構6與天線的相對位置的調整； [0067] 滑軌64通過滾輪安裝在固定導軌63上，並沿固定導軌63的軸線方向滑動；滑軌 64的兩端各安裝一個滑輪；
[0068] 連接繩65穿過安裝在滑軌64兩端的滑輪，一端與天線1中的支撐臂13連接，另 一端與配重砝碼66連接；
[0069] 固定導軌63、滑軌64、連接繩65和砝碼66在天線展開全過程中提供零重力模擬 環境，當天線1中的天線展開機構12帶動支撐臂13轉動時，固定導軌63、滑軌64、連接繩 65和砝碼66與支撐臂13同步轉動。
[0070] 本發明天線綜合試驗測試系統的試驗過程如下：
[0071] 如圖7所示，試驗初始設置狀態為將已裝配有天線1的衛星5起吊並安裝於衛星 轉動機構2上，此時，天線1為鎖緊狀態，即天線已安裝火工品，天線狀態設置與衛星發射時 一致。上述天線火工品為通用設計產品，可根據天線結構設計狀態增減數量以及設置安裝 位置。天線展開收攏轉軸為獨立的收攏和展開機構，為了模擬衛星發射入軌後天線真實的 工作狀態，試驗過程中天線首先執行的動作即為展開收攏轉軸的展開動作。
[0072] 如圖8所示，通過衛星轉動機構2調整衛星狀態以滿足試驗要求。根據本文案例， 為實現天線展開機構軸線堅直的要求，試驗開始後首先進行衛星本體沿轉臺轉軸的翻轉， 即由圖7翻轉至圖8所示位置，翻轉角度為90度（根據試驗需求可設置翻轉角度），根據工 程經驗對翻轉速度要求為0° -6° /min，且速度多級可調，即按照由慢到快進行調整。同時 要求衛星轉動機構2具備顯示解析度為不小於0. Γ的能力，且對顯示具有歸"0"操作功 能。
[0073] 衛星5初步翻轉完成後，對翻轉的角度進行確認，採用精度檢測機構3中的電子經 緯儀對天線展開機構軸線與水平面的垂直度進行檢測，如該軸線與水平面的垂直度不大於 0.5°，則滿足天線試驗要求；如該軸線與水平面的垂直度大於0.5°，則需要對衛星5的翻 轉角度進一步調整以滿足要求。
[0074] 在天線展開機構軸線與水平面的垂直度調整到位後，進行主要試驗狀態的設置， 包括：使用8個M5X14(Q/W1028-2008)的螺釘安裝天線展開機構6,調整天線展開機構6轉 接座的軸線位置，使其與天線展開機構的軸線共線，並將天線展開機構6的連接繩與處於 試驗初始設置狀態的天線進行連接；在試驗設定位置處粘貼衝擊響應採集機構4的傳感 器，同時連接衝擊響應採集機構4數據採集部分與傳感器之間的數據採集線路；根據衛星 本體及天線狀態放置精度檢測機構3,本試驗精度檢測系統由三臺經緯測量儀及數據採集 系統組成，可根據試驗需求增減經緯測量儀數量（本試驗的精度檢測採用非接觸式大尺寸 測量系統，該測量系統構建及測量方法參見《衛星製造技術（下）》，宇航出版社，高慎斌編 著，P318 ?P321)。
[0075] 試驗前狀態設置完成後，需進行確認工作，主要內容包括：天線反射器組件是否鎖 緊；展開定位插銷是否處於待定位狀態；微動開關滾子與定位插銷的裝配位置是否正確； 天線伺服控制器電連接器是否短路等。
[0076] 試驗狀態設置並確認完成後，對試驗控制機構7進行加電，首先由指令發送子系 統發送火工品起爆指令，火工品控制子系統進行火工品起爆，天線火工品進行解鎖，同時衝 擊響應採集機構4採集火工品起爆過程中對關鍵部位產生的衝擊響應，根據設計值評判衝 擊響應的試驗結果；其次，由指令發送子系統發送天線展開指令，並由天線伺服控制子系統 驅動天線進行展開，天線展開工裝與天線進行展開隨動；天線展開過程中，檢查並記錄與展 開相關的各項遙測參數。
[0077] 如圖9所示，為天線單軸轉動結束狀態，此時天線已圍繞展開機構軸線轉動90度 (可根據設計需求設置轉角）。天線圍繞第一旋轉關節14和第二旋轉關節15進行轉動試 驗的方法與圍繞展開收攏轉軸轉動相同，區別僅是試驗前衛星本體狀態的設置以及天線展 開系統安裝位置和安裝方式的不同。
[0078] 如圖1所示，為天線典型的一種試驗結束狀態，發射器組件16展開到位後，檢查並 記錄發射器組件展開到位指示，檢查展開定位插銷的到位情況。
[0079] 通過以下三個指標對試驗結果進行評判：一是天線1在試驗前後的安裝精度，該 精度通過精度檢測機構3測量獲取，試驗前後安裝精度變化量不超過30"為通過；二是天 線反射器組件16的零位指向，該精度通過精度檢測機構3測量三次，三次重複測量變化值 不超過30 "為通過；三是天線1火工品起爆過程中由衝擊響應採集機構4採集的天線1和 衛星5關鍵部位衝擊響應值，該數值不超過衝擊試驗大綱所規定的值為通過。
[0080] 本發明未詳細說明部分屬本領域技術人員公知常識。
【權利要求】
1. 一種小衛星天線綜合試驗測試系統，其特徵在於包括：天線（1)、衛星轉動機構（2)、 精度檢測機構（3)、衝擊響應採集機構（4)、衛星（5)、天線展開機構（6)和試驗控制機構 (7)； 天線展開機構（6)與天線（1)均安裝在衛星（5)上，天線展開機構（6)為天線（1)提 供展開過程所需的零重力模擬環境； 衛星（5)安裝在衛星轉動機構（2)上，衛星轉動機構（2)帶動衛星（5)轉動，從而在天 線（1)進行多維展開過程中，實現衛星（5)空間姿態的設置； 所述衛星轉動機構（2)包括底座（21)、第一支撐框架（22)、控制臺（23)、連接臂（24)、 第二支撐框架（25)和轉接段（26); 底座（21)包括四個支撐腳，第一支撐框架（22)通過底座（21)的四個支撐腳與地面連 接，並通過調整底座（21)四個支撐腳的高度實現第一支撐框架（22)與地面夾角的調整； 第二支撐框架（25)通過兩個連接臂（24)與第一支撐框架（22)連接，連接臂（24)與 第一支撐框架（22)和第二支撐框架（25)均採用鉸鏈的方式連接； 轉接段（26)為圓環結構，且與第二支撐框架（25)連接，衛星轉動機構（2)通過轉接段 (26)實現與衛星（5)的連接； 控制臺（23)通過電纜與第一支撐框架（22)內的第一驅動電機連接，並通過第一驅動 電機驅動第二支撐框架（25)在0°?90°範圍內進行翻轉，所述0°時第二支撐框架（25) 與第一支撐框架（22)平行，90°時第二支撐框架（25)與第一支撐框架（22)垂直； 控制臺（23)同時通過電纜與第二支撐框架（25)內的第二驅動電機連接，並通過第二 驅動電機驅動轉接段（26)繞其軸線進行180°旋轉，從而帶動衛星進行旋轉； 試驗控制機構（7)通過電纜與天線（1)連接並發送火工品起爆信號，控制天線（1)的 火工品起爆，從而實現天線解鎖，然後驅動天線（1)進行展開和收攏，並接收天線（1)展開 過程的遙測信號； 衝擊響應採集機構（4)通過電纜與衛星（5)上的傳感器連接，用以採集天線（1)的 火工品起爆過程中產生的衝擊響應信號，並將採集到的衝擊響應信號轉換為衝擊頻域響應 值，用於評估火工品起爆對衛星本體和天線的影響； 精度檢測機構（3)對天線（1)和衛星（5)上的靶標進行光學瞄準，測量小衛星天線綜 合試驗試驗開始前和試驗結束後天線（1)的安裝精度和指向精度，對比試驗開始前和試驗 結束後天線（1)安裝精度及重複指向精度數據的一致性，評估天線展開試驗結果，所述靶 標為基準鏡或者立方鏡。
2. 根據權利要求1所述的一種小衛星天線綜合試驗測試系統，其特徵在於：所述天線 (1)包括天線底板（11)、天線展開機構（12)、支撐臂（13)、第一旋轉關節（14)、第二旋轉關 節（15)、反射器組件（16)和鎖緊釋放裝置（17); 天線（1)通過天線底板（11)與衛星（5)固定連接，天線展開機構（12)和鎖緊釋放裝 置（17)均固定連接在天線底板（11)上； 鎖緊釋放裝置（17)包括三個相同的鎖緊釋放機構，分別為第一鎖緊釋放機構、第二鎖 緊釋放機構和第三鎖緊釋放機構，每個鎖緊釋放機構均包括火工品和連接杆； 天線展開機構（12)、第一旋轉關節（14)和第二旋轉關節（15)中均安裝有步進電機，用 於驅動反射器組件（16)進行轉動； 鎖緊狀態下，天線（1)中第一鎖緊釋放機構中的連接杆通過螺母與第一旋轉關節（14) 固定連接，第二鎖緊釋放機構和第三鎖緊釋放機構中的連接杆分別通過螺母與第二旋轉關 節（15)固定連接，從而實現天線（1)的鎖緊； 天線（1)展開初始狀態下，試驗控制機構（7)控制天線（1)三個鎖緊釋放機構的火工 品起爆，將三個鎖緊釋放機構的連接杆剪斷，從而實現天線（1)的解鎖；天線展開機構（12) 驅動支撐臂（13)轉動，第一旋轉關節（14)和第二旋轉關節（15)驅動反射器組件（16)轉 動，使得展開初始狀態下，支撐臂（13)、第一旋轉關節（14)、第二旋轉關節（15)和反射器組 件（16)組成的連接機構與天線底板（11)垂直； 天線（1)展開後，天線展開機構（12)鎖定，不再轉動，第一旋轉關節（14)和第二旋轉 關節（15)驅動反射器組件（16)進行二維轉動，跟蹤地面站傳輸信號。
3.根據權利要求1所述的一種小衛星天線綜合試驗測試系統，其特徵在於：所述天線 展開機構（6)包括牛頭臂（61)、轉接座（62)、固定導軌（63)、滑軌（64)、連接繩（65)、砝碼 (66)； 轉接座（62)通過牛頭臂（61)與衛星（5)固定連接，固定導軌（63)通過軸承與轉接座 (62)連接，並繞軸承在180°範圍內旋轉；從而實現天線展開機構（6)與天線的相對位置的 調整； 滑軌￠4)通過滾輪安裝在固定導軌￠3)上，並沿固定導軌￠3)滑動；滑軌￠4)的兩 端各安裝一個滑輪； 連接繩（65)穿過安裝在滑軌（64)兩端的滑輪，一端與天線（1)中的支撐臂（13)連接， 另一端與配重砝碼（66)連接； 固定導軌（63)、滑軌（64)、連接繩（65)和砝碼（66)在天線展開全過程中提供零重力 模擬環境，當天線（1)中的天線展開機構（12)帶動支撐臂（13)轉動時，固定導軌（63)、滑 軌（64)、連接繩（65)和砝碼（66)與支撐臂（13)同步轉動。
【文檔編號】G01R31/00GK104155538SQ201410318685
【公開日】2014年11月19日 申請日期:2014年7月4日 優先權日:2014年7月4日
【發明者】邸國棟, 徐雲飛, 白照廣, 李長俊, 陸春玲 申請人:航天東方紅衛星有限公司