专利名称：一种卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及一种卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置。
背景技术：
卫星太阳电池翼结构长期在轨飞行且工况复杂，为验证太阳翼结构设计和分析的合理性，有必要进行太阳翼结构的疲劳试验，验证太阳翼结构设计方案和工艺方案的正确性、合理性，考核太阳翼结构整体和局部的疲劳强度。太阳电池翼结构本身形状较大，通常达到高3米，长5米到15米不等，采用复合材料制成，重量只有几十公斤，地面疲劳试验中需要解决重力影响，整翼疲劳试验实施难度大，一般均分解成组件进行疲劳试验考核。组件疲劳考核试验实施位移控制较多，加载次数均在数十万次，加载位移从几毫米到几十毫米，需要大型电液伺服加载系统实施加载，该系统动辄数百万元，且操作较为繁琐，导致试验成本居高不下。现有技术中均使用液压油缸实施加载，没有电动机加载记录。现有技术中通过统计液压油缸伸缩次数得出疲劳试验次数，通过液压油缸伸缩位移进行试验件位移控制。本实用新型通过滑轮组将水平加载力转换成垂直加载力，利用电动机替换液压油缸实施加载，通过统计电动机转动次数得出疲劳试验次数，通过杠杆原理，调解杠杆两端距离，利用转动轮直径计算出试验件位移，进行试验件位移控制，成功的大幅降低了卫星太阳电池翼组件疲劳试验成本。目前没有发现同本实用新型类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。
实用新型内容本实用新型解决的问题是提供一种卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置，以解决现有的卫星太阳电池翼组件疲劳试验成本高的问题。为解决上述问题，本实用新型提供一种卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置，包括立柱，所述立柱一端固定；卫星太阳电池翼组件，所述卫星太阳电池翼组件套接在所述立柱的非固定端；绳索，所述绳索一端系在所述卫星太阳电池翼组件远离所述立柱的一端；杠杆，所述绳索另一端系在所述杠杆一端；滑轮，所述滑轮为定滑轮，所述绳索绕过所述滑轮；底座，所述底座一端固定，另一端支撑于所述杠杆；转动轮，所述转动轮位于所述杠杆远离绳索的一端，所述转动轮具有通孔；电动机,所述转动轮通过所述通孔套在所述电动机的旋转杆上；螺母，所述螺母将所述转动轮固定于所述电动机。[0018]进一步，所述的绳索长度为3-5m，直径为7-9mm，材料为编织纤维。进一步，所述的滑轮数量至少3个，滑轮直径为10_300mm。进一步,所述的杠杆的长度为0. 5-2m,在中心位置有一个直径为30. 5mm的通孔。进一步，所述的转动轮外直径为300mm ；进一步，所述的螺母数量2个，均为M30。进一步，所述的电动机的转速最小为10转/分，最大为10000转/分，可无级调整与现有技术相比，本实用新型的技术方案具有以下优点本实用新型提供一种卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置，通过滑轮组将水平加载力转换成垂直加载力，通过统计电动机转动次数得出疲劳试验次数，通过杠杆原理，调解杠杆两端距离，利用转动轮直径计算出试验件位移，进行试验件位移控制，成功的大幅降低了卫星太阳电池翼组件疲劳试验成本。
图I是本实用新型所提供的一种卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置的示意图；图2是本实用新型所提供的一种卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置中转动轮和电动机的装配示意图；图3是本实用新型所提供的一种卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置中转动轮和电动机的三维示意图；图4(a)图4(b)图4(c)图4(d)是本实用新型所提供的一种卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置中转动轮的工作原理图。
具体实施方式
由背景技术可知，现有的卫星太阳电池翼组件疲劳试验方法实施复杂，且成本高。发明人针对上述问题进行研究，在本实用新型中提供一种卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置。
以下结合附图对本实用新型的优选实施例进行描述。图I和图2是本实用新型所提供的卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置的示意图；包括立柱I，所述立柱I 一端固定；卫星太阳电池翼组件2，所述卫星太阳电池翼组件2套接在所述立柱I的非固定端;绳索3，所述绳索3 —端系在所述卫星太阳电池翼组件2远离所述立柱I的一端；杠杆5,所述绳索3另一端系在所述杠杆5 —端；滑轮4，所述滑轮4为定滑轮，所述绳索3绕过所述滑轮4 ；底座7，所述底座7 —端固定，另一端支撑于所述杠杆5 ；转动轮6,所述转动轮6位于杠杆5远离绳索3的一端,所述转动轮6具有通孔；螺母8 ；电动机9，所述转动轮6通过所述通孔套在所述电动机9的旋转杆上，所述螺母将所述转动轮6固定在所述旋转杆上。本实施例中，所述立杆I 一端固定于地面，另一端通过套接装置与所述卫星太阳电池翼组件2套接在一起，所述立杆I的材料是普通碳钢，高度为l-2m。所述卫星太阳电池翼组件2的结构已为本领域技术人员所熟知，故在此不再详述。所述绳索3长度为3_5m，直径为7_9mm，所述绳索3的材料是编织纤维，在本实用新型的其他实施例中，绳索3的长度、直径以及材料还可以根据试验需要进行选择，只需要满足安装的需要，以及试验中力学要求即可。滑轮4，本实施例中所述滑轮的数量为3个，滑轮直径为10-300mm，一个滑轮4的高度与所述卫星太阳电池翼组件2近似齐高，绳索3沿着系在所述卫星太阳电池翼组件2的一端，绕过所述滑轮4。绳子3在滑轮4两侧的部分近似垂直，从而实现在对绳索3施加沿水平方向的力的时候，对所述卫星太阳电池翼组件2施加沿垂直方向的力的效果。另外 两个滑轮4安装于水平面上，所述绳索3依次绕过另外两个定滑轮后，系在所述杠杆5的一端。根据定滑轮的工作原理，所述三个滑轮4实现杠杆5的一端上下运动(即沿垂直方向运动时，)时对所述卫星太阳电池翼组件2施加沿水平方向的力的效果。在本实用新型的其他实施例中，所述滑轮4的数目还可以根据工作需要进行调节，只需要实现杠杆5的一端上下运动(即沿垂直方向运动时，)对所述卫星太阳电池翼组件2施加沿水平方向的力即可。比如所述滑轮的数目为4或者6，但至少需要3个。所述杠杆5的长度为0. 5_2m,在中心位置有一个通孔,本实施例中,所述通孔的直 径为30. 5_，所述底座7上也具有一直径近似相等的通孔。在安装杠杆5时，将杠杆5的通孔与底座7的通孔对齐，然后通过贯穿所述两个通孔的螺栓将杠杆5与底座7固定在一起。所述转动轮6的形状只需要满足可以滚动的要求。本实施例中，所述滚动轮6的形状是二分之一八卦盘的形状，具体可参考图I和图3，图3是转动轮和电动机9的安装位置立体示意图。所述转动轮6的外直径为300_ ；如图2所示，本实施例中螺母8数量为2个，分别位于转动轮6的两侧，所述螺母8将转动轮6固定于电动机9的旋转杆上，所述螺母均为M30。所述电动机9的转速最小为10转/分,最大为10000转/分,可无级调整,所述发动机9带动转动轮6转动。本实用新型所提供的卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置通过滑轮组将水平加载力转换成垂直加载力，将位移控制转换成转动控制，利用电动机实施加载，成功的大幅降低了卫星太阳电池翼组件疲劳试验成本。下文中以转动轮6的初始状态对应于杠杆5的初始位置与水平面夹角为0度，转动轮6逆时针转动为例，对本实用新型所提供的卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置的工作方法进行描述。请参考图4，本实用新型所提供的卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置的工作方法包括步骤一、按疲劳试验试验件位移控制要求调节杠杆两端距离；本实施例中，所述疲劳试验件为卫星太阳电池翼组件。[0055]步骤二、按试验要求调整电动机9转速,开启电动机9带动转动轮6转动；步骤三、转动轮6在一个工作周期内带动杠杆5上下运动；步骤四、杠杆5带动绳索3拉动卫星太阳电池翼组件2往返运动实施加载步骤五、通过统计电动机的转动次数得到疲劳试验的加载次数，从而实现疲劳试验。具体地，转动轮6的工作周期内包 括以下状态如图4 (a)所示，转动轮6的转角为O度；如图4 (b)所示,转动轮6沿逆时针方向转动90度,杆杠5与绳索3相连的一端向上运动，带动绳索3运动，带动卫星太阳电池翼组件2在水平方向运动；如图4 (C)所示,转动轮6沿逆时针方向转动180度,杆杠5与绳索3相连的一端继续向上运动，带动绳索3运动，带动卫星太阳电池翼组件2在水平方向继续向同一方向运动；如图4 (d)所示,转动轮6沿逆时针方向转动270度,杆杠5与绳索3相连的一端向下运动，带动绳索3运动，带动卫星太阳电池翼组件2在水平方向向与图4 (a)中对应的方向相反的方向运动。本实施例中，通过调节转动轮6和绳索3的相对位置可以调节卫星太阳电池翼组件2的最大位移。转动轮6和绳索3的相对位置的距离越大，卫星太阳电池翼组件2的最大位移也越大。本实用新型提供一种卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置，通过滑轮组将水平加载力转换成垂直加载力，通过统计电动机转动次数得出疲劳试验次数，通过杠杆原理，调解杠杆两端距离，利用转动轮直径计算出试验件位移，进行试验件位移控制，成功的大幅降低了卫星太阳电池翼组件疲劳试验成本。本实用新型虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本实用新型，任何本领域技术人员在不脱离本实用新型的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本实用新型技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本实用新型技术方案的内容，依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本实用新型技术方案的保护范围。
权利要求1.一种卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置，其特征在于，该装置包括 立柱[I]，所述立柱[I] 一端固定； 卫星太阳电池翼组件[2]，所述卫星太阳电池翼组件[2]套接在所述立柱[I]的非固定端; 绳索[3]，所述绳索[3] —端系在所述卫星太阳电池翼组件[2]远离所述立柱[I]的一端; 杠杆[5]，所述绳索[3]另一端系在所述杠杆[5] —端； 滑轮[4]，所述滑轮[4]为定滑轮，所述绳索[3]绕过所述滑轮[4]； 底座[7]，所述底座[7] —端固定，另一端支撑于所述杠杆[5]； 转动轮[6]，所述转动轮[6]位于所述杠杆[5]远离绳索[3]的一端，所述转动轮[6]具有通孔； 电动机[9]，所述转动轮[6]通过所述通孔套在所述电动机[9]的旋转杆上； 螺母[8]，所述螺母[8]将所述转动轮[6]固定于所述电动机[9]。
2.如权利要求I所述的卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置，其特征在于，所述的绳索[3]长度为3-5m，直径为7-9mm，材料为编织纤维。
3.如权利要求I所述的卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置，其特征在于，所述的滑轮[4]数量至少为3个，滑轮直径为10-300mm。
4.如权利要求I所述的卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置，其特征在于，所述的杠杆[5]的长度为0.5-2m，在中心位置有一个直径为30. 5mm的通孔。
5.如权利要求I所述的卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置，其特征在于，所述的转动轮[6]外直径为300mm。
6.如权利要求I所述的卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置，其特征在于，所述的螺母[8]数量为2个，均为M30。
7.如权利要求I所述的卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置，其特征在于，所述的电动机[9]的转速最小为10转/分，最大为10000转/分，可无级调整。
专利摘要本实用新型公开了一种卫星太阳电池翼组件疲劳试验装置，卫星太阳电池翼组件疲劳试验的实施通常需要电液伺服加载系统，此类设备价格昂贵，使用要求高。本实用新型通过滑轮组将水平加载力转换成垂直加载力，将位移控制转换成转动控制，利用电动机实施加载，成功的大幅降低了卫星太阳电池翼组件疲劳试验成本。
文档编号G01N3/38GK202471530SQ20112056803
公开日2012年10月3日 申请日期2011年12月31日 优先权日2011年12月31日
发明者丁夫存, 周改超, 李建华, 王君, 王金明 申请人:上海航天精密机械研究所