一種具有慣性補償的非規則航天器姿態隨動系統的制作方法
【專利摘要】一種具有慣性補償的非規則航天器姿態隨動系統包括模擬航天器、連接固定單元、滾轉俯仰單元、懸掛架及偏航補償單元，連接固定單元與航天器直接接觸并可根據航天器外形及質心位置調整其在本發明中的懸掛位置；滾轉俯仰單元包括滾轉模塊與俯仰模塊，滾轉模塊與連接固定單元的貼合程度由俯仰模塊控制，滾轉俯仰單元可跟隨航天器的滾轉俯仰姿態運動；滾轉俯仰單元通過懸掛架與偏航補償單元連接，偏航補償單元包括偏航模塊與慣性補償模塊，偏航模塊可跟隨航天器的偏航運動，慣性補償模塊可補償連接裝置在航天器姿態調整運動時增加的慣性力，本發明可保證航天器在地面驗證時其姿態調整不受重力影響，且可補償由于連接裝置引入的附加的慣性力。
【專利說明】一種具有慣性補償的非規則航天器姿態隨動系統 所屬技術領域
[0001] 本發明屬于航天器及探測器等空間任務地面驗證技術領域，具體涉及提供航天器 地面驗證的姿態無約束的運動環境。
【背景技術】
[0002] 為了保證航天任務的順利完成，航天器執行任務前必須在地面進行充分的實驗， 而其成功與否在很大程度上取決于所采用的驗證方法對其空間任務實施過程的特征能否 真實反映，概括地說，這些特征包括:空間任務實施過程是否在微重力環境中以及航天器姿 態位置運動是否受約束等等。而目前所采用的地面驗證方法對上述特征的反映都存在明顯 的不足，例如:系統仿真無法實時描述任務過程;半物理仿真雖然考慮了合作目標的相對軌 道運行，但是通常不涉及無約束的自由運動;全物理仿真中考慮到重力補償和無約束運動 的常用的方法有失重法、液浮法、氣浮法和懸掛法。失重法常見的為拋物飛行和自由落體， 此方法的缺點是時間短、占用的空間大、能夠提供的空間有限并且成本高;液浮法阻尼大、 維護成本高且只適合低速運動的情況;氣浮法一般只能提供五個自由度的運動，在豎直方 向的運動受限。懸掛法所占用的空間小、不受時間空間的約束，是重力補償常用的方法，懸 掛法一般可以分為主動重力補償和被動重力補償，多用于空間機械臂微重力試驗研究。被 動重力補償的補償精度較低，對試驗效果有較大影響;主動重力補償能夠提高補償精度，但 目前主動重力補償方法一般通過單點懸掛提供三自由度運動空間或多點懸掛提供六自由 度運動空間，針對實現航天器運動再現這個目標，三自由度運動空間顯然不夠，多點懸掛所 提供的六自由度空間會由于結構復雜、系統難以控制導致試驗效果不佳，因此，發展一種能 夠在單點懸掛的基礎上提供航天器六自由度無約束運動，對促進未來空間試驗先期在地面 更為精確地進行，以降低研制風險，提高可靠性，縮短研究周期，節省投資，使相關研究成果 盡快進入國際領先行列，大幅度提升我國的航天能力和可持續發展的潛力是非常必要的。
【發明內容】
[0003] 本發明提出的一種具有慣性補償的非規則航天器姿態隨動系統可保證航天器在 地面驗證時其姿態調整不受重力影響，且可以補償由于連接裝置引入的附加的慣性力。本 系統只需調整附屬連接件就能完成對不同外形航天器，或幾何中心與質心不重合的航天器 的任務驗證，適用范圍廣，且可以和空間三維運動系統結合，再現航天器的空間運動，進一 步提高航天器地面驗證的置信度。
[0004] 本發明的技術方案：
[0005] 本發明一種具有慣性補償的非規則航天器姿態隨動系統包括模擬航天器、連接固 定單元、滾轉俯仰單元、懸掛架及偏航補償單元。連接固定單元與航天器直接接觸并可根據 航天器的外形及質心位置調整其在本發明中的懸掛位置;滾轉俯仰單元包括滾轉模塊與俯 仰模塊，滾轉模塊與連接固定單元的貼合程度由俯仰模塊控制，滾轉俯仰單元可跟隨航天 器的滾轉俯仰姿態運動;滾轉俯仰單元通過懸掛架與偏航補償單元連接，偏航補償單元包 括偏航模塊與慣性補償模塊，偏航模塊可跟隨航天器的偏航運動，慣性補償模塊可補償連 接固定單元、滾轉俯仰單元、懸掛架及偏航模塊在航天器姿態調整運動時增加的慣性力。
[0006] 本發明的工作過程為:將航天器安裝在連接固定單元上，調整其至合適位置，本發 明一種具有慣性補償的非規則航天器姿態隨動系統可跟隨航天器的姿態運動，并補償連接 裝置引入的附加慣性力。
[0007] 本發明對比已有的技術有如下特點：
[0008] 1、設計有連接固定單元，可防止滾轉模塊相對于航天器由于摩擦過小導致的側 滑；
[0009] 2、調整了施力位置，增加了滾轉模塊與俯仰模塊連接的剛度；
[0010] 3、增加了慣性補償模塊，可補償連接隨動單元引入的附加慣性力；
[0011] 4、適用于更廣范圍的航天器；
[0012] 5、結構精簡，易于擴展其應用。
【附圖說明】
[0013] 圖1是本發明一種具有慣性補償的非規則航天器姿態隨動系統。
[0014] 圖中標號：1:模擬航天器;2:連接固定單元;3:滾轉俯仰單元;4:懸掛架;5:偏航補 償單元。
[00?5]圖2是連接固定單元。
[0016]圖中標號：21:固定環；22:連接螺柱；23:施力調整法蘭；211:連接螺紋孔;212:滾 動槽。
[0017] 圖3是連接螺柱與施力調整法蘭。
[0018] 圖中標號:221:螺柱固定端;222:螺柱施力端;223:螺柱調整端;231:法蘭頂絲孔； 232:法蘭施力固定端;233:法蘭調節螺紋。
[0019] 圖4是滾轉俯仰單元。
[0020] 圖中標號:31:滾轉模塊;32:俯仰模塊。
[0021] 圖5是滾轉模塊與俯仰模塊。
[0022] 311:滾動軸承；312:滾動軸承軸；313:沉頭固定螺絲；314:抱緊塊;321:軸承座； 322:滾子軸承組;323:俯仰軸;324:調整螺栓:325:內嵌小軸承;326:軸承蓋;327:軸承蓋固 定螺栓。
[0023]圖6是滾動軸承固定軸與抱緊塊。
[0024]圖中標號：312:滾動軸承軸；3141:長方孔;3142:俯仰軸固定孔;3143:上端頂絲 孔;3144:側邊頂絲孔。
[0025] 圖7是偏航補償單元。
[0026] 51 :慣性補償模塊;52:偏航模塊。
[0027]圖8是偏航模塊與慣性補償模塊。
[0028] 511:補償大齒輪；512:補償小齒輪；513:防塵固定連接板；514:補償伺服電機； 521:偏航座;522:偏航軸;523:偏航軸承;524:偏航連接件;525:補償模塊固定螺栓。
[0029]圖9滾轉模塊受力分析示意圖。
【具體實施方式】
[0030] 下面結合附圖對本發明做進一步說明。
[0031] 結合圖1，本發明一種具有慣性補償的非規則航天器姿態隨動系統包括模擬航天 器1、連接固定單元2、滾轉俯仰單元3、懸掛架4及偏航補償單元5構成，其中連接固定單元2 用以固定模擬航天器1，并找準其質心位置，滾轉俯仰單元3與連接固定單元2配合且兩兩單 元的接觸力可調節，滾轉俯仰單元3連接在懸掛架4上，懸掛架4的橫梁上還安裝有偏航補償 單元5。
[0032]結合圖2與圖3,連接固定單元2包括固定環21，連接螺柱22與施力調整法蘭23,固 定環21上分布有連接螺紋孔211與滾動槽212，其中連接螺紋孔211為兩組，一組夾角為90°， 另一組夾角為60°，可根據航天器的形狀與質心位置選取合適的連接螺紋孔211，連接螺柱 22-端與固定環21上的連接螺紋孔211配合，另一端與施力調整法蘭23配合，具體的，連接 螺柱22設計有螺柱固定端221、螺柱施力端222與螺柱調整端223,施力調整法蘭23上設計有 法蘭頂絲孔231、法蘭施力固定端232與法蘭調節螺紋233,螺柱固定端221與連接螺紋孔211 配合，螺柱調整端223與法蘭調節螺紋233配合，法蘭頂絲孔231用于增加施力調整法蘭23與 模擬航天器1的摩擦力，螺柱施力端222與法蘭施力固定端232作用均為安裝時方便夾持固 定。
[0033]結合圖1~圖3,以圖1中給出的模擬航天器1為對象，其裝配步驟為
[0034] 1)將連接螺柱22的螺柱固定端221連接到固定環21的夾角為90°的連接螺紋孔211 上(選擇的連接螺紋孔211由航天器的外形與質心位置確定）；
[0035] 2)通過螺柱施力端222固定連接螺柱22,將施力調整法蘭23的法蘭調節螺紋233與 連接螺柱22的螺紋調整端223配合；
[0036] 3)與之對應的另一側按照步驟1)~2)安裝；
[0037] 4)完成步驟1)~3)后，通過調整施力調整法蘭23的法蘭調節螺紋233與連接螺柱 22的螺柱調整端223的配合位置固定模擬航天器1，調整方法為固定連接螺柱22,旋轉施力 調整法蘭23;
[0038] 5)將頂絲安裝到施力調整法蘭23的法蘭頂絲孔231內，固定模擬航天器1，完成連 接固定單元2與模擬航天器1的裝配，此裝配完成的組件稱為固定裝配。
[0039]結合圖4~圖6滾轉俯仰單元3包括滾轉模塊31與俯仰模塊32,滾轉模塊31包括滾 動軸承311、滾動軸承軸312、沉頭固定螺絲313與抱緊塊314,滾動軸承311通過滾動軸承軸 312安裝到抱緊塊314上，抱緊塊314上還配合有沉頭固定螺絲313,具體的，滾動軸承軸312 安裝在抱緊塊314的長方孔3141內，其在長方孔3141的位置可調整，調整至合適位置后，由 安裝在上端頂絲孔3143與側邊頂絲孔3144內的頂絲固定，抱緊塊314上還設計有俯仰軸固 定孔3142與俯仰模塊32的俯仰軸323配合。俯仰模塊32包括軸承座321、滾子軸承組322、俯 仰軸323、調整螺栓324、內嵌小軸承325、軸承蓋326與軸承蓋固定螺栓327,滾子軸承組322 安裝在軸承座321內，其一端由軸承座321內的凸臺固定，另一端由軸承蓋326的凸臺固定， 俯仰軸323與滾子軸承組322的內圈配合，其一端與滾轉模塊31的抱緊塊314的俯仰軸固定 孔3142配合并通過沉頭固定螺絲313與滾轉模塊31固連為一整體，另一端安裝有內嵌小軸 承325,內嵌小軸承325與調整螺栓324接觸，調整螺栓324安裝在軸承蓋326的螺紋孔內，軸 承蓋326通過軸承蓋固定螺栓327固連到軸承座321上，通過調整調整螺栓324旋進軸承蓋 326的長度，便可調整滾轉模塊31的位置，從而調整滾轉模塊31與連接固定單元2的接觸力。 [0040]結合圖4~圖6,上述結構的裝配步驟為：
[00411 1)將滾動軸承軸312安裝到抱緊塊314的長方孔3141內，由上端頂絲孔3143與側邊 頂絲孔3144內的頂絲初步固定滾動軸承軸312的位置其初始位置均設定在滾動軸承軸312 的一個面與長方孔3141的底面接觸；
[0042] 2)將滾動軸承311安裝到滾動軸承軸312上；
[0043] 3)將內嵌小軸承325安裝到俯仰軸323的一端；
[0044] 4)將滾子軸承組322安裝到軸承座321上；
[0045] 5)將調整螺栓324安裝到軸承蓋327上，通過軸承蓋固定螺栓327將軸承蓋326固定 到軸承座321上；
[0046] 6)將俯仰軸323安裝有內嵌小軸承325的一端沿軸承座321到軸承蓋326的方向裝 配到滾子軸承組322的內圈；
[0047] 7)通過沉頭固定螺絲313將俯仰軸323另一端固定到抱緊塊314上，完成后的裝配 稱為滾轉俯仰裝配，另一滾裝俯仰裝配以同樣的步驟完成裝配。
[0048] 結合圖7與圖8,偏航補償單元5包括慣性補償模塊51與偏航模塊52,慣性補償模塊 51包括補償大齒輪511、補償小齒輪512、防塵固定連接板513與補償伺服電機514;偏航模塊 52包括偏航座521、偏航軸522、偏航軸承523、偏航連接螺柱524與補償模塊固定螺栓525;偏 航軸承523為角接觸球軸承，安裝在偏航座523內，其內圈配合有偏航軸522,偏航軸522連接 到偏航連接件524上，防塵固定連接板513由補償模塊固定螺栓525固定到偏航連接件524的 上端面，其上還安裝有補償伺服電機514,補償伺服電機514的電機軸上安裝有補償小齒輪 512,補償小齒輪512與安裝在偏航座522上的補償大齒輪511嚙合，在補償伺服電機514的驅 動下可帶動偏航座521繞偏航軸522轉動，從而完成對附加慣性力的補償。
[0049] 結合圖7與圖8,偏航補償單元的裝配步驟為：
[0050] 1)將偏航軸承523安裝到偏航座521內，將補償大齒輪511安裝到偏航座521的外 部；
[0051 ] 2)將補償伺服電機514安裝到防塵固定連接板513上，將補償小齒輪512安裝到補 償伺服電機514的電機軸上；
[0052] 3)將偏航軸522安裝到偏航軸承523的內圈，將偏航連接件524安裝到偏航軸522的 上端螺紋端；
[0053] 4)將防塵固定連接板513通過補償模塊固定螺栓525固定到偏航連接件524的上 端，完成后的裝配稱為偏航補償裝配。
[0054]綜上所述，本發明一種具有慣性補償的非規則航天器姿態隨動系統裝配步驟為：
[0055] 1)將滾轉俯仰裝配連接到懸掛架4上；
[0056] 2)通過調整滾轉模塊31的位置，將滾轉俯仰裝配與連接固定裝配連接，具體的，將 滾轉模塊31的滾動軸承311與連接固定單元2的固定環21上的滾動槽212配合，通過調整俯 仰模塊32的調整螺栓324調整滾轉軸承311與固定環21的接觸力；
[0057] 3)將偏航補償裝配通過偏航座521固定到懸掛架4的橫梁上。
[0058]結合圖9,圖中F為滾轉俯仰單元3中的俯仰模塊32施加在滾轉模塊31上的力，FLF2 分別為上端滾動軸承與下端滾動軸承與連接固定單元2中的固定環21的接觸力，Θ為上端滾 動軸承與水平面的夾角，設連接固定單元2與模擬航天器1的質量為2Μ，則對于模擬航天器1 受力平衡滿足2F2sin0-2F1Sin0 = 2Mg，由作用力與反作用力之間的關系，對于抱緊塊314受 力平衡滿足F2C〇sQ+FicosQ = F，化簡聯立兩方程 f /% sin Z7! sin θ - Mg [0059 ] \i7iC〇se+^c〇^0 = F
[0060] 可解得
[0062]要保證滾轉模塊31正常工作不失效需保證?1>〇,8阡>1%(：的0^為檢測零部件尺 寸能否滿足要求的標準。
【主權項】
1. 一種具有慣性補償的非規則航天器姿態隨動系統，其特征是:系統包括模擬航天器、 連接固定單元、滾轉俯仰單元、懸掛架及偏航補償單元，連接固定單元與航天器直接接觸并 可根據航天器的外形及質心位置調整其在本發明中的懸掛位置;滾轉俯仰單元包括滾轉模 塊與俯仰模塊，滾轉模塊與連接固定單元的貼合程度由俯仰模塊控制;滾轉俯仰單元通過 懸掛架與偏航補償單元連接，偏航補償單元包括偏航模塊與慣性補償模塊。2. 根據權利1要求所述的一種具有慣性補償的非規則航天器姿態隨動系統，其特征是： 連接固定單元包括固定環，連接螺柱與施力調整法蘭，固定環上分布有連接螺紋孔與滾動 槽，其中連接螺紋孔為兩組，一組夾角為90°，另一組夾角為60°，可根據航天器的形狀與質 心位置選取合適的連接螺紋孔，連接螺柱一端與固定環上的連接螺紋孔配合，另一端與施 力調整法蘭配合，連接螺柱設計有螺柱固定端、螺柱施力端與螺柱調整端，施力調整法蘭上 設計有法蘭頂絲孔、法蘭施力固定端與法蘭調節螺紋，螺柱固定端與連接螺紋孔配合，螺柱 調整端與法蘭調節螺紋配合。3. 根據權利1或2要求所述的一種具有慣性補償的非規則航天器姿態隨動系統，其特征 是:其裝配步驟為 1) 將連接螺柱的螺柱固定端連接到固定環的夾角為90°的連接螺紋孔上； 2) 通過螺柱施力端固定連接螺柱，將施力調整法蘭的法蘭調節螺紋與連接螺柱的螺紋 調整端配合； 3) 與之對應的另一側按照步驟1)~2)安裝； 4) 完成步驟1)~3)后，通過調整施力調整法蘭的法蘭調節螺紋與連接螺柱的螺柱調整 端的配合位置固定模擬航天器，調整方法為固定連接螺柱，旋轉施力調整法蘭； 5) 將頂絲安裝到施力調整法蘭的法蘭頂絲孔內，固定模擬航天器，此裝配完成的組件 稱為固定裝配。4. 根據權利1要求所述的一種具有慣性補償的非規則航天器姿態隨動系統，其特征是： 滾轉俯仰單元包括滾轉模塊與俯仰模塊，滾轉模塊包括滾動軸承、滾動軸承軸、沉頭固定螺 絲與抱緊塊，滾動軸承通過滾動軸承軸安裝到抱緊塊上，抱緊塊上還配合有沉頭固定螺絲， 滾動軸承軸安裝在抱緊塊的長方孔內，其在長方孔的位置可調整，其位置由安裝在上端頂 絲孔與側邊頂絲孔內的頂絲固定，抱緊塊上還設計有俯仰軸固定孔與俯仰模塊的俯仰軸配 合，俯仰模塊包括軸承座、滾子軸承組、俯仰軸、調整螺栓、內嵌小軸承、軸承蓋與軸承蓋固 定螺栓，滾子軸承組安裝在軸承座內，其一端由軸承座內的凸臺固定，另一端由軸承蓋的凸 臺固定，俯仰軸與滾子軸承組的內圈配合，其一端與滾轉模塊的抱緊塊的俯仰軸固定孔配 合并通過沉頭固定螺絲與滾轉模塊固連為一整體，另一端安裝有內嵌小軸承，內嵌小軸承 與調整螺栓接觸，調整螺栓安裝在軸承蓋的螺紋孔內，軸承蓋通過軸承蓋固定螺栓固連到 軸承座上，通過調整調整螺栓旋進軸承蓋的長度，可調整滾轉模塊的位置。5. 根據權利4要求所述的一種具有慣性補償的非規則航天器姿態隨動系統，其特征是： 滾轉俯仰單元的裝配步驟為： 1) 將滾動軸承軸安裝到抱緊塊的長方孔內，由上端頂絲孔與側邊頂絲孔內的頂絲初步 固定滾動軸承軸的位置，其初始位置均設定在滾動軸承軸的一個面與長方孔的底面接觸的 位置； 2) 將滾動軸承安裝到滾動軸承軸上； 3) 將內嵌小軸承安裝到俯仰軸的一端； 4) 將滾子軸承組安裝到軸承座上； 5) 將調整螺栓安裝到軸承蓋上，通過軸承蓋固定螺栓將軸承蓋固定到軸承座上； 6) 將俯仰軸安裝有內嵌小軸承的一端沿軸承座到軸承蓋的方向裝配到滾子軸承組的 內圈內； 7) 通過沉頭固定螺絲將俯仰軸另一端固定到抱緊塊上，完成后的裝配稱為滾轉俯仰裝 配，另一滾裝俯仰裝配以同樣的步驟完成裝配。6. 根據權利1要求所述的一種具有慣性補償的非規則航天器姿態隨動系統，其特征是： 偏航補償單元包括慣性補償模塊與偏航模塊，慣性補償模塊包括補償大齒輪、補償小齒輪、 防塵固定連接板與補償伺服電機;偏航模塊包括偏航座、偏航軸、偏航軸承、偏航連接螺柱 與補償模塊固定螺栓;偏航軸承安裝在偏航座內，其內圈配合有偏航軸，偏航軸連接到偏航 連接件上，防塵固定連接板由補償模塊固定螺栓固定到偏航連接件的上端面，其上還安裝 有補償伺服電機，補償伺服電機的電機軸上安裝有補償小齒輪，補償小齒輪與安裝在偏航 座上的補償大齒輪嚙合。7. 根據權利6要求所述的一種具有慣性補償的非規則航天器姿態隨動系統，其特征是： 偏航補償單元的裝配步驟為： 1) 將偏航軸承安裝到偏航座內，將補償大齒輪安裝到偏航座的外部； 2) 將補償伺服電機安裝到防塵固定連接板上，將補償小齒輪安裝到補償伺服電機的電 機軸上； 3) 將偏航軸安裝到偏航軸承的內圈，將偏航連接件安裝到偏航軸的上端螺紋端； 4) 將防塵固定連接板通過補償模塊固定螺栓固定到偏航連接件的上端，完成后的裝配 稱為偏航補償裝配。8. 根據權利1、3、5或7要求所述的一種具有慣性補償的非規則航天器姿態隨動系統，其 特征是:本發明一種具有慣性補償的非規則航天器姿態隨動系統裝配步驟為： 1) 將滾轉俯仰裝配連接到懸掛架上； 2) 通過調整滾轉模塊的位置，將滾轉俯仰裝配與連接固定裝配連接，將滾轉模塊的滾 動軸承與連接固定單元的固定環上的滾動槽配合，通過調整俯仰模塊的調整螺栓調整滾轉 軸承與固定環的接觸力； 3) 將偏航補償裝配通過偏航座固定到懸掛架的橫梁上。9. 根據權利8要求所述的一種具有慣性補償的非規則航天器姿態隨動系統，其特征是： 要保證本發明正常工作需保證俯仰模塊作用在滾轉模塊上的作用力F>Mgcot0。10. 根據權利9要求所述的一種具有慣性補償的非規則航天器姿態隨動系統，其特征 是:F為檢測零部件尺寸能否滿足要求的標準。
【文檔編號】B64G7/00GK106081172SQ201610410982
【公開日】2016年11月9日
【申請日】2016年6月13日 公開號201610410982.0, CN 106081172 A, CN 106081172A, CN 201610410982, CN-A-106081172, CN106081172 A, CN106081172A, CN201610410982, CN201610410982.0
【發明人】賈英民, 賈嬌, 孫施浩
【申請人】北京航空航天大學