多自由度测试系统 |
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| 申请号 | CN202210459001.7 | 申请日 | 2022-04-28 | 公开(公告)号 | CN114572430B | 公开(公告)日 | 2024-02-27 |
| 申请人 | 中国人民解放军火箭军工程大学; 湖南揽月机电科技有限公司; | 发明人 | 强洪夫; 戴陈超; 王学仁; 杜金榜; 杨艳丽; 王哲君; | ||||
| 摘要 | 本 发明 实施例 公开了一种多 自由度 测试系统，涉及测试技术领域。该多自由度测试系统中的第一气浮机构能够产生气体，进而使得气浮装置和设于气浮装置上的动 力 装置一同气浮于 基台 。此时，气浮件可通过 锁 紧组件锁紧，以避免动力装置旋转，动力装置能够通过释放高压气体产生推力，以驱动气浮装置和动力装置一同相对基台旋转和 水 平运动。同时，得到上述运动参数，并与预先设定的运动参数对比分析，以测试作用于动力装置的控制程序的可靠性与 稳定性 。第一气浮机构在不产生气体时会落于基台固定，此时，若气浮件气浮于固定件，则可通过动力装置释放高压气体产生推力以驱动气浮件相对固定件旋转，通过 姿态 角 速度 计算动力装置的推力大小，以测试控 制模 型中推力参数的准确性。 | ||||||
| 权利要求 | 1.多自由度测试系统，其特征在于，包括： |
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| 说明书全文 | 多自由度测试系统技术领域[0001] 本发明涉及测试技术领域，尤其涉及一种多自由度测试系统。 背景技术[0002] 航天器在工作过程中需要在预先设计的轨道以相对稳定的姿态运行，但在实际工作过程中，航天器需要不断地调整其轨道与姿态参数，一是由于外界环境等因素会对航天器的运动状态参数产生扰动，航天器需要修正其运动参数以消除扰动带来的影响；二是根据不同的任务要求，航天器预先设计的轨道与姿态参数也会发生变化，因此航天器需要主动变换轨道、调整姿态，从而达到预先设计的运动状态。 [0003] 在航天器调整其轨道与姿态参数的过程中，其搭载的运动参数测量装置将数据反馈给轨道与姿态控制计算机，通过计算机控制航天器的动力装置产生相应推力，最终实现对航天器轨道与姿态参数的调整与修正。 [0004] 在制造过程中，作用于航天器动力装置的控制程序需要通过地面计算机仿真进行设计，从而测试控制程序在实际工作过程中的可靠性与稳定性。但由于计算机仿真自身的局限性，并不能较好地模拟航天器实际工作环境，因此为了更加准确地对航天器动力装置控制程序进行测试，需要搭建测试系统，在模拟航天器的空间运动状态的基础上，测试控制程序的可靠性以及稳定性。但现有测试系统只能模拟一种运动方式，无法实现对航天器的多自由度空间运动状态模拟。 发明内容[0005] 基于此，有必要提供一种多自由度测试系统，旨在解决现有测试系统无法实现多自由度的空间运动模拟的技术问题。 [0006] 为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为： [0007] 多自由度测试系统，包括： [0008] 基台； [0009] 气浮装置，包括第一气浮机构、第二气浮机构和锁紧组件，所述第一气浮机构能够产生气体，以使所述气浮装置气浮于所述基台，所述第二气浮机构包括固定件和气浮件，所述锁紧组件设于所述固定件并能够将所述气浮件锁紧于所述固定件，所述固定件设于所述第一气浮机构并能够产生气体，以使所述气浮件与所述锁紧组件分离，以气浮于所述固定件；及动力装置，设于所述气浮件，所述动力装置能够通过释放高压气体产生推力，以驱动所述气浮装置相对所述基台运动和/或驱动所述气浮件相对所述固定件旋转。 [0010] 在所述多自由度测试系统的一些实施例中，所述锁紧组件包括锁紧件、调节件和连接件，所述锁紧件用于与所述气浮件连接且设有第一螺纹，所述连接件设于所述固定件且设有第二螺纹，所述第一螺纹和所述第二螺纹的螺纹方向相反，所述调节件设于所述锁紧件和所述连接件之间，且分别与所述所述第一螺纹和所述第二螺纹螺纹连接。 [0011] 在所述多自由度测试系统的一些实施例中，所述多自由度测试系统还包括转接件，所述转接件固设于所述气浮件，所述转接件上设有卡接槽，所述锁紧件至少部分收容于所述卡接槽，以沿所述转接件的径向将其卡接。 [0012] 在所述多自由度测试系统的一些实施例中，所述气浮装置还包括第一配平机构，所述第一配平机构设于所述转接件并用于调节所述转接件的重心。 [0013] 在所述多自由度测试系统的一些实施例中，所述气浮装置还包括第一气源机构，所述第一气源机构设于所述第一气浮机构并分别与所述第一气浮机构和所述第二气浮机构供气。 [0014] 在所述多自由度测试系统的一些实施例中，所述气浮装置还包括第二配平机构，所述第二配平机构与所述第一气源机构大致对称设于所述第一气浮机构的两侧。 [0015] 在所述多自由度测试系统的一些实施例中，所述多自由度测试系统还包括测绘装置，所述测绘装置设于所述第一气浮机构，用于测绘所述第一气浮机构的运动轨迹；和/或所述多自由度测试系统还包括陀螺仪，所述陀螺仪用于检测所述气浮装置和/或所述气浮件的姿态角与姿态角速度。 [0016] 在所述多自由度测试系统的一些实施例中，所述动力装置包括第二气源机构和喷管，所述第二气源机构设于所述气浮件，所述第二气源机构能够向所述喷管供气，通过所述喷管释放高压气体以产生推力。 [0017] 在所述多自由度测试系统的一些实施例中，所述喷管包括壳体、喷嘴、球阀和电机，所述第二气源机构能够向所述壳体供气，所述喷嘴设于所述壳体，所述球阀收容于所述壳体，所述电机设于所述壳体并能够驱动所述球阀旋转，以使所述喷嘴与所述壳体连通。 [0018] 在所述多自由度测试系统的一些实施例中，所述喷管还包括轴套，所述轴套设于所述喷嘴且与所述喷嘴连通，所述轴套上设有能够与所述球阀外壁贴合的弧面。 [0019] 实施本发明实施例，将具有如下有益效果： [0020] 上述方案的多自由度测试系统，除了能够模拟航天器运动，准确测定运动参数外，还能够实现多种空间运动的切换和组合，以实现多自由度的空间运动模拟，通过将测定的运动参数与预先设定的运动参数对比分析，其中，预先设定的运动参数由基于动力装置所建立的控制模型解算得到，最终测试作用于动力装置的控制程序的可靠性与稳定性。具体而言，该多自由度测试系统中的第一气浮机构能够产生气体，进而使得气浮装置和设于气浮装置上的动力装置一同气浮于基台。此时，气浮件可通过锁紧组件锁紧，以避免动力装置旋转，动力装置能够释放高压气体产生推力，以驱动气浮装置和动力装置一同相对基台旋转和水平运动。同时，得到上述运动参数，其中，运动参数包括运动轨迹、姿态角及姿态角速度，并与预先设定的运动参数对比分析，从而测试作用于动力装置的控制程序的可靠性与稳定性。另外，第一气浮机构在不产生气体时会落于基台固定，此时，若气浮件气浮于固定件，则可通过动力装置释放高压气体产生推力以驱动气浮件相对固定件旋转，通过测定的气浮件姿态角速度计算动力装置的推力大小，以测试控制模型中推力参数的准确性。此外，该多自由度测试系统还可在气浮装置和动力装置一同气浮于基台的同时，使得气浮件气浮于固定件，以实现更多空间运动方式。附图说明 [0021] 为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。 [0022] 其中： [0023] 图1为一个实施例中多自由度测试系统的轴视图； [0024] 图2为图1所示多自由度测试系统中气浮装置和动力装置的装配示意图； [0025] 图3为图1所示多自由度测试系统中气浮装置的轴视图； [0026] 图4为图1所示多自由度测试系统中气浮装置的俯视图； [0027] 图5为图1所示多自由度测试系统中转接件的轴视图； [0028] 图6为图1所示多自由度测试系统中转接件的仰视图； [0029] 图7为图1所示多自由度测试系统中锁紧组件的轴视图； [0030] 图8为图1所示多自由度测试系统中动力装置拆除控制机构后的轴视图； [0031] 图9为图1所示多自由度测试系统中动力装置拆除控制机构后的仰视图； [0032] 图10为图1所示多自由度测试系统中喷管的主视图； [0033] 图11为图10中A‑A向剖视图； [0034] 图12为图10所示喷管中球阀的轴视图； [0035] 图13为图10所示喷管中轴套的轴视图。 具体实施方式[0036] 下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。 [0037] 应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。 [0038] 在本发明的描述中，需要说明的是，若出现术语“上”、“下”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。 [0039] 此外，若出现术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。 [0040] 需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明的实施例中的特征可以相互结合。 [0041] 航天器在实际工作过程中需要通过其搭载的控制计算机对其动力系统传输控制指令，从而对其轨道与姿态的运动参数进行调整与修正。而作用于航天器动力装置的控制程序需要通过地面计算机仿真进行设计，以测试控制程序在实际工作过程中的可靠性与稳定性。但由于计算机仿真自身的局限性，并不能较好地模拟航天器实际工作环境，因此为了更加准确地对航天器动力装置控制程序进行测试，需要搭建测试系统，在模拟航天器的空间运动状态的基础上，测试控制程序的可靠性以及稳定性。但现有测试系统只能模拟一种运动方式，无法实现对航天器的多自由度空间运动状态模拟。 [0042] 为解决上述技术问题本发明提供了一种测试系统。本实施例中，测试系统用于地面进行半物理仿真，通过模拟航天器的空间运动，在准确测定其运动参数的基础上，通过与预先设定的运动参数对比，测试作用于动力装置的控制程序的可靠性与稳定性。 [0043] 请一并结合图1和图2，现对本发明提供的多自由度测试系统进行说明。该多自由度测试系统包括基台10、气浮装置20及动力装置30。如图3和图4所示，气浮装置20包括第一气浮机构21、第二气浮机构22和锁紧组件23。第一气浮机构21能够产生气体，以使气浮装置20气浮于基台10。具体地，第一气浮机构21可通过向基台10吹气，以使气浮装置20气浮于基台10，以模拟航天器在空中的状态。进一步地，如图3所示，第二气浮机构22包括固定件221和气浮件222。锁紧组件23设于固定件221并能够将气浮件222锁紧于固定件221。固定件221设于第一气浮机构21并能够产生气体，以使气浮件222与锁紧组件23分离，以气浮于固定件 221。请一并结合图1和图2，动力装置30设于气浮件222。动力装置30能够通过释放高压气体产生推力，以驱动气浮装置20相对基台10运动和/或驱动气浮件222相对固定件221旋转。具体地，当气浮装置20气浮于基台10且气浮件222锁紧时，动力装置30能够驱动气浮装置20相对基台10运动。当气浮装置20落于基台10且气浮件222气浮于固定件221时，动力装置30能够驱动气浮件222相对固定件221旋转。当气浮装置20气浮于基台10且气浮件222气浮于固定件221时，动力装置30能够驱动气浮装置20相对基台10运动，同时驱动气浮件222相对固定件221旋转。 [0044] 综上，实施本发明实施例，将具有如下有益效果：上述方案的多自由度测试系统，除了能够模拟航天器的空间运动，准确测定运动参数外，还能够实现多种空间运动的切换和组合，以实现多自由度的空间运动模拟，通过将测定的运动参数与预先设定的运动参数对比分析，其中，预先设定的运动参数由基于动力装置30所建立的控制模型解算得到，最终测试作用于动力装置30的控制程序的可靠性与稳定性。具体而言，该多自由度测试系统中的第一气浮机构21能够产生气体，进而使得气浮装置20和设于气浮装置20上的动力装置30一同气浮于基台10。此时，气浮件222可通过锁紧组件23锁紧，以避免动力装置30旋转，动力装置30能够释放高压气体产生推力，以驱动气浮装置20和动力装置30一同相对基台10旋转和水平运动。同时，得到上述运动参数，其中，运动参数包括运动轨迹、姿态角以及姿态角速度，并与预先设定的运动参数对比分析，从而测试作用于动力装置的控制程序的可靠性与稳定性。另外，第一气浮机构21在不产生气体时会落于基台10固定，此时，若气浮件222气浮于固定件221，则可通过动力装置30释放高压气体产生推力以驱动气浮件222相对固定件221旋转，通过测定的气浮件222姿态角速度计算动力装置30的推力大小，以测试控制模型中推力参数的准确性。此外，该多自由度测试系统还可在气浮装置20和动力装置30一同气浮于基台10的同时，使得气浮件222气浮于固定件221，以实现更多空间运动方式。 [0045] 在一个实施例中，请一并结合图3、图4和图7，锁紧组件23包括锁紧件231、调节件232和连接件233。锁紧件231用于与气浮件222连接且设有第一螺纹。连接件233设于固定件 221且设有第二螺纹。第一螺纹和第二螺纹的螺纹方向相反。调节件232设于锁紧件231和连接件233之间，且分别与第一螺纹和第二螺纹螺纹连接。由于第一螺纹和第二螺纹的螺纹方向相反使得在调节锁紧组件23的高度时只需调节调节件232旋转，即可通过方向相反的螺纹实现锁紧件231和连接件233位置的调节，同时上述高度调节过程中，调节件232只是相对锁紧件231和连接件233旋转，锁紧件231与气浮件222之间以及连接件233与固定件221之间不产生旋转，因此能够避免在高度调节过程对气浮件222和固定件221造成磨损，提高两者的使用寿命。连接件233可与固定件221可拆连接，以方便调节锁紧组件23的位置，同时在连接件233磨损严重时进行更换。具体地，如图7所示，本实施例中，调节件232为杆件结构，其两端分别设有与第一螺纹和第二螺纹配合的螺柱，两个螺柱的螺纹方向相反。而为了便于调节，调节件232上还设有防滑棱边。可以理解为在其他实施例中，调节件232还可为气动结构，例如，气缸结构，以调节锁紧组件23的高度。 [0046] 在一个实施例中，请一并结合图1、图2和图5，多自由度测试系统还包括转接件40。转接件40固设于气浮件222。转接件40的设置能够将气浮件222延伸，以增大气浮件222的面积，同时方便其他结构的布局安装。进一步地，请一并结合图6和图7，转接件40上设有卡接槽100，锁紧件231至少部分收容于卡接槽100，以沿转接件40的径向将其卡接。如此通过卡接槽100的设置可增加锁紧件231与转接件40之间的连接面积，提升锁紧稳定性。可以理解，在多自由度测试系统不具备转接件40的实施例中，上述卡接槽100可直接设于气浮件222上，以方便气浮件222与锁紧件231配合。 [0047] 本实施例中，如图3、图4、图6和图7所示，锁紧组件23的数量可为多个且环绕气浮件222设于固定件221上，连接件233与固定件221可拆连接以方便锁紧组件23的布局。同样的，转接件40上设有多个卡接槽100，各卡接槽100一一对应于各锁紧组件23。如此使得各锁紧组件23能够分别沿径向将气浮件222锁紧，进一步提升锁紧稳定性。 [0048] 如图7所示，锁紧件231包括平台部2311和凸起部2312，凸起部2312凸设于平台部2311，能够在锁紧时伸入卡接槽100，与卡接槽100的至少一侧的槽壁贴合。而由于卡接槽 100对凸起部2312的避让作用，使得平台部2311能够与转接件40贴合，使得锁紧组件23能够在输出锁紧功能的同时还起到支撑作用，避免气浮件222以及位于气浮件222上的结构直接通过气浮件222作用于固定件221，造成磨损磕碰，影响其功能和精度。此外，本实施例中，凸起部2312为条状结构，凸起部2312相对平台部2311的位置可位于平台部2311的一侧，以使锁紧件231形成L型结构。而在一些实施例中，凸起部2312还可设置在平台部2311的中部，此时，锁紧件231为T型结构。而在另外一些实施例中，凸起部2312还可为其它形状，例如，圆柱状、C型或者环状结构，以增加锁紧件231对转接件40的多个方向的限制。进一步地，锁紧件 231与转接件40之间还可设置缓冲结构，以进一步避免锁紧件231对转接件40的磨损。该缓冲结构可设于锁紧件231和/或收容于卡接槽100内。 [0049] 在一个实施例中，如图6所示，气浮装置20还包括第一配平机构24，第一配平机构24设于转接件40并用于调节转接件40的重心。如此通过第一配平机构24能够在测试前对转接件40的重心进行调节，保证其水平，进而保证转接件40及连接在其上的各结构保持水平，以减少测试过程中的变量，保证测试过程在水平面内完成。本实施例中，转接件40为盘状结构，进一步提升气浮件222的面积和方便其他结构的布局，气浮件222和转接件40之间可通过螺栓固定或焊接或一体成型。 [0050] 进一步地，请继续参阅图6，第一配平机构24包括本体241和多个第一配平件242，本体241环绕气浮件222并设于转接件40，各第一配平件242能够相对本体241移动，通过调整各第一配平件242在本体241上的分布，以调节转接件40水平。本实施例中，本体241上设有螺纹结构，第一配平件242与本体241螺纹连接，使得第一配平件242能够相对本体241移动，同时还能够在停止移动后保持位置稳定。进一步地，本实施例中，本体241包括四个第一螺杆2411。各第一螺杆2411呈矩形分布并与转接件40间隔设置以形成第一配平件242的避让空间，相邻第一螺杆2411通过L型件2412连接并设于转接件40上。第一配平件242可为砝码等配重结构。每个第一螺杆2411上设有至少一个第一配平件242，且各第一配平件242的分布以及质量可不同，以适应转接件40及其上的结构整体重心的分布。而为了进一步保持第一配平件242的位置稳定性，第一螺杆2411上还可设置螺母等螺纹件以将第一配平件242的位置锁紧。 [0051] 在一个实施例中，请一并结合图1至图4，气浮装置20还包括第一气源机构25。第一气源机构25设于第一气浮机构21并分别与第一气浮机构21和第二气浮机构22供气。具体地，第一气源机构25包括储气瓶251、安装抱箍252、输气组件253、安装板254和气管255。本实施例中，储气瓶251通过安装抱箍252水平固定在第一气浮机构21上。储气瓶251可采用高压气瓶，提高第一气浮机构21和第二气浮机构22的承载能力，同时能够储存更多空气。输气组件253通过安装板254固定在第一气浮机构21上。输气组件253包括调压阀2531、多通道气管接头和开关阀2532。调压阀2531用于调节储气瓶251的输出气压，从而控制第一气浮机构21和第二气浮机构22供气的承载能力。多通道气管接头的其中一个接头通过气管与调压阀 2531相连；开关阀2532有两个，分别安装在多通道气管接头的其中两个接头上。一个开关阀 2532用来控制第一气浮机构21的气源通断，另一个控制第二气浮机构22的气源通断。 [0052] 在一个实施例中，请一并结合图2至图3，气浮装置20还包括第二配平机构26。第二配平机构26与第一气源机构25大致对称设于第一气浮机构21的两侧。为个增加测试时间和在一次测试过程中尽可能完成多种运动参数的测试，储气瓶251的存储空间相应的需要做的很大以保证多自由度测试系统的续航，因此会造成第一气源机构25的质量较大。在一些实施例中，第一气源机构25会沿第一气浮机构21的轴线设置，以保证整体重心位于第一气浮机构21的轴线上，这造成需要对第一气浮机构21的结构布局进行调整以方便第一气源机构25的安装，同时，第一气源机构25设置在第一气浮机构21的轴线位置也不方便对储气瓶251进行更换。本实施例中，第一气源机构25偏离第一气浮机构21的轴线设置并位于第一气浮机构21的外侧，从而方便储气瓶251的更换或加气。此时，第二配平机构26的设置有助于调整第一气浮机构21的中心，以使其水平。 [0053] 具体地，请一并结合图3和图4，第二配平机构26包括第一配平组件261和第二配平组件262。第一配平组件261能够沿垂直于第一气源机构25方向调节第一气浮机构21的重心。第二配平组件262能够沿平行于第一气源机构25方向调节第一气浮机构21的重心。如此通过沿平行于第一气源机构25和垂直于第一气源机构25两个方向对第一气浮机构21的重心进行调节。进一步地，第二配平机构26还包括设于第一气浮机构21的支架263，第一配平组件261和第二配平组件262设于支架263。支架263的设置能够调高第一配平组件261和第二配平组件262的高度，以接近第一气源机构25重心所在水平面。 [0054] 进一步地，请继续参阅图3和图4，第一配平组件261包括第一U型板2611、第二螺杆2612和第二配平件2613。第二螺杆2612安装在第一U型板2611上并形成第二配平件2613的避让空间。第二配平件2613与第二螺杆2612螺纹连接，使得第二配平件2613能够沿垂直于第一气源机构25方向相对第二螺杆2612移动，同时还能够在停止移动后保持位置稳定。第二配平组件262包括第二U型板2621、第三螺杆2622和第三配平件2623。第三螺杆2622安装在第二U型板2621上并形成第二配平件2613的避让空间。第三配平件2623与第三螺杆2622螺纹连接，使得第三配平件2623能够沿平行于第一气源机构25方向相对第三螺杆2622移动，同时还能够在停止移动后保持位置稳定。第一U型板2611和第二U型板2621呈T型分布设于支架263上。同样的，第二配平件2613和第三配平件2623均可为砝码等配重结构。第二螺杆2612上至少设有一个第二配平件2613且各第二配平件2613的分布以及质量可不同，以适应第一气浮机构21及其上的结构整体重心的分布。第三螺杆2622上至少设有一个第三配平件2623且各第三配平件2623的分布以及质量可不同，以适应第一气浮机构21及其上的结构整体重心的分布。而为了进一步保持第二配平件2613和第三配平件2623的位置稳定性，第二螺杆2612和第三螺杆2622上还可设置螺母等螺纹件以将第二配平件2613和第三配平件 2623的位置锁紧。此外，在第二配平机构26和第一气源机构25之间还设有多个第四配平件 27，第四配平件27可与第一气浮机构21可拆连接，以调整第一气浮机构21的重心。 [0055] 如图5所示，转接件40上还设有多个水平仪41，可在调整转接件40和第一气浮机构21的重心时，通过观察水平仪41来判断是否调平。 [0056] 在一个实施例中，请一并结合图2至图3，多自由度测试系统还包括测绘装置50，测绘装置50设于第一气浮机构21，用于测绘第一气浮机构21的运动轨迹。具体地，测绘装置50包括测距仪和信号发送器。测距仪的数量为两个且呈90°安装在第一气浮机构21上，信号发送盒连接着两个测距仪，并把测距仪得到的测量参数发送出去。根据测量参数可得到第一气浮机构21的运动轨迹。此外，在多自由度测试系统不具备测绘装置50时，第一气浮机构21的运动轨迹还可通过外部的测绘机构测得。进一步地，多自由度测试系统还包括陀螺仪，陀螺仪用于检测气浮装置20和/或气浮件222的姿态角与姿态角速度。气浮装置20的运动轨迹、姿态角以及姿态角速度作为运动参数与预先设定的运动参数对比分析，以测定作用于动力装置30的控制程序的可靠性与稳定性。另外，通过测定的气浮件222的姿态角速度计算动力装置30的推力大小，以测试控制模型中推力参数的准确性。 [0057] 在一个实施例中，请一并结合图1、图2、图8和图9，动力装置30包括第二气源机构31和喷管32，第二气源机构31设于气浮件222，第二气源机构31能够向喷管32供气，以产生流体。具体地，第二气源机构31包括储气单元311、一级调压阀312、二级调压阀313、电磁阀 314、压力传感器315和拱形安装板316。储气单元311安装在拱形安装板316的上方。一级调压阀312、二级调压阀313、电磁阀314、压力传感器315和喷管32安装在拱形安装板316下方。 储气单元311与电磁阀314连通。电磁阀314与一级调压阀312连通。一级调压阀312与二级调压阀313连通。二级调压阀313与压力传感器315连通。压力传感器315与喷管32连通。喷管32的数量为一个或多个，以向外释放高压气体产生推力。本实施例中，喷管32的数量为两个且对称设于拱形安装板316的下方。 [0058] 具体地，请一并结合图8至图11，喷管32包括壳体321、喷嘴、球阀322和电机323，第二气源机构31能够向壳体321供气。喷嘴设于壳体321，球阀322收容于壳体321，电机323设于壳体321并能够驱动球阀322旋转，以使喷嘴与壳体321连通。同样的，喷嘴的数量可为一个或多个，以产生不同方向驱动力。 [0059] 本实施例中，喷嘴的数量为两个，分别为第一喷嘴324和第二喷嘴325。第一喷嘴324和第二喷嘴325设于壳体321，球阀322收容于壳体321，电机323设于壳体321并能够驱动球阀322旋转，球阀322的旋转路径上至少包括第一位置、第二位置和第三位置，在第一位置时，第一喷嘴324与壳体321连通，在第二位置时，第二喷嘴325与壳体321连通，在第三位置时，第一喷嘴324和第二喷嘴325与壳体321连通。如此通过球阀322的旋转以切换喷管32提供驱动力的方向。本实施例中，第一喷嘴324和第二喷嘴325的驱动力方向呈145°夹角，可以理解为在其他实施例中，根据喷嘴的数量多少和运动轨迹设计，上述夹角还可为其他数值。 [0060] 如图12所示，球阀322上设有通孔200，通过球阀322旋转使得通孔200将壳体321与第一喷嘴324连通时，第二喷嘴325通过球阀322的实体部分密封，再通过球阀322旋转实现壳体321与第二喷嘴325连通，而第一喷嘴324密封。而为了提升控制灵敏性，球阀322上可设有多个通孔200。本实施例中，球阀322上设有两个通孔200，两个通孔200的轴线的夹角小于第一喷嘴324和第二喷嘴325的驱动力方向的夹角，通过球阀322旋转使得其中一个通孔200将壳体321与第一喷嘴324连通时，另一个不与第二喷嘴325连通，第二喷嘴325通过球阀322的实体部分密封，而当继续旋转球阀322时可以更迅速实现第二喷嘴325与壳体321连通且第一喷嘴324密封。另外，球阀322上设有两个缺失部300，通过球阀322旋转，各缺失部300能够一一对应第一喷嘴324和第二喷嘴325，实现第一喷嘴324和第二喷组同时与壳体321连通。 [0061] 具体地，如图11所示，电机323安装在壳体321上，通过轴连器326与壳体321内的传动轴327相连，传动轴327和壳体321之间还设有密封圈328，保证壳体321内的密封。传动轴327通过轴承329安装在壳体321内，轴承329的数量为两个且分别位于传动轴327的两端。球阀322安装在传动轴327上。 [0062] 在一个实施例中，如图11和图13所示，喷管32还包括轴套3210，轴套3210设于喷嘴且与喷嘴连通，喷嘴通过轴套3210与通孔200连通，保证了喷嘴与球阀322之间的密封性。本实施例中，轴套3210采用塑料材质，减少对球阀322外壁的磨损。进一步地，轴套3210上设有能够与球阀322外壁贴合的弧面3211，进一步保证喷嘴与球阀322之间的密封性。同样的，轴套3210和喷嘴之间也可设置密封圈328，以提升密封性。 [0063] 在一个实施例中，如图1所示，基台10包括调平脚垫11、架体12和平板13。调平脚垫11位于架体12下方。平板13安装在架体12上方。通过调平脚垫11调整平板13，保证平板13的各个位置处于同一水平面上。调平脚垫11数量为三个或者三个以上。进一步地，平板13采用大理石平板，保证平板13的表面精度。第一气浮机构21可通过向平板13吹气，以使气浮装置 20气浮于基台10，以模拟导弹、火箭、航空航天器在空中的状态。基台10还包括柔性挡板14，防止气浮装置20跑出平板13范围，同时保护气浮系统不会撞坏。如图3所示，为了避让第一气源机构25，第一气浮机构21还具有支撑柱211，固定件221设于支撑柱211。 [0064] 进一步地，动力装置30还包括控制机构33。该控制机构33设于转接件40能够控制第一气源机构25和第二气源机构31供气以及喷管32产生的驱动力方向。具体地，控制机构33可以控制两个开关阀2532何时开启，以控制第一气源机构25为第一气浮机构21和第二气浮机构22供气。进一步地，控制机构33还能控制电磁阀314启闭以控制第二气源机构31为喷管32供气。同时，控制机构33还能控制电机323的旋转角度，以控制驱动力方向。进一步地，控制机构33还能能够接收压力传感器315的压力检测信息，以监测压力参数。进一步地，基于动力装置30所建立的控制模型给出预先设定的运动参数后，将预先设定运动参数运动参数输入至控制机构33，通过控制机构33控制气浮装置20和动力装置30整体的运动，而测定的运动参数可发送至控制机构33与预先设定的运动参数对比分析，以测试控制程序的可靠性与稳定性。 [0065] 以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。 |
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