一种可变速航天器全轨道运动模拟装置的制作方法

本发明属于航天器模拟设备技术领域，具体是一种可变速航天器全轨道运动模拟装置。

背景技术：

航空航天飞行是一项耗资大、变量参数很多、非常复杂的系统工程，航天器发射后，预设轨道难以更改，一旦预设轨道适用性不理想或星载敏感器不满足任务要求，将影响航天任务执行效果，一般会利用模拟实验进行飞行任务或操作的真实还原，从而获得提高航空航天员工作效率或航空航天器系统可靠性等的设计对策；现有技术中的航天器轨道模拟实验装置中，其用于任务环境模拟、姿态或轨道模拟条件相对单一，缺乏自身调节的多种不同运动模拟设定，使得其在航天模拟实验时航天器模型的运动轨道不能达到真实实际状况，因此，本领域技术人员提供了一种可变速航天器全轨道运动模拟装置，以解决上述背景技术中提出的问题。

技术实现要素：

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种可变速航天器全轨道运动模拟装置，其包括：支撑基座、主安装柱架、支撑架体以及航天器运动模拟组件，所述支撑基座的上端面中心位置安装有主安装柱架；

所述主安装柱架上设置有航天器模拟组件，所述航天器模拟组件通过其内部轴向圆周旋转作用以模拟其轨道运动周期轨迹；

所述支撑基座上对称设置有支撑架体，所述支撑架体的上端面一侧均倾斜设置有侧连接轴件，所述航天器运动模拟组件的两侧均设有用于嵌入安装所述侧连接轴件的内置凹槽；

所述侧连接轴件的一端通过内置凹槽与所述航天器运动模拟组件相转动连接。

进一步，作为优选，所述支撑基座的上端面横向固定有外安装架，所述外安装架内可相对转动的横向设置有双向螺杆；

且，所述支撑架体的下端面均固定有连接导座，并由所述连接导座通过螺纹啮合传动作用沿所述双向螺杆限位滑移，所述外安装架的一侧安装有驱动电机，所述驱动电机的输出端通过齿轮啮合作用与所述双向螺杆连接传动，并驱动所述双向螺杆作定向圆周旋转运动；

所述航天器运动模拟组件可相对竖向滑动的设置在所述主安装柱架上，使得当位于所述航天器运动模拟组件两侧的支撑架体沿所述双向螺件进行滑移时，所述航天器运动模拟组件通过侧连接轴件的承载作用进行垂直面高度调整。

进一步，作为优选，所述主安装柱架的上端面通过承接座安装有照明装置。

进一步，作为优选，所述航天器运动模拟组件包括外旋支架、内承接支件、旋转盘体、传动齿轮以及运动模拟装置；其中，所述外旋支架内同轴安装有内承接支件，所述内承接支件与所述外旋支架之间均匀排设有多个内置转子，并由所述内置转子可相对转动的限位设置在所述外旋支架内；

且，所述外旋支架的下端面中部竖直固定有固定件，所述固定件内可相对转动的设置有轴接支杆，所述轴接支杆的一端竖直贯穿在所述外旋支架内，并于所述内承接支件相连接固定，所述外旋支架上还安装有旋转电机，所述旋转电机的输出端通过齿轮啮合传动作用与所述轴接支杆相连接传动；

所述内承接支件内可相对转动的同轴设置有旋转盘体，所述旋转盘体内设有传动齿件，且所述内承接支件上转动设置有驱动齿轮，并由所述驱动齿轮通过轮齿啮合传动作用驱动旋转盘体作定向圆周旋转运；

所述旋转盘体用于模拟航天器运动的轨道中心轴；

所述旋转盘体上还可相对转动的设置有运动模拟装置，所述运动模拟装置以旋转盘体轴心为旋转轴并脱离所述旋转盘体作独立旋转运动。

进一步，作为优选，所述运动模拟装置还包括液压伸缩缸、侧调支杆、滑动导轴以及安装支座；其中，所述旋转盘体内可相对转动的同轴设置有液压伸缩缸，所述液压伸缩缸的输出端通过铰轴座与航天器模型的一侧相铰接；

且，所述液压伸缩缸的一侧平行安装有滑动导轴，所述滑动导轴由固定在所述液压伸缩缸上的微型电机旋转驱动，所述滑动导轴上刻有螺纹槽，并由螺纹啮合传动作用可相对滑动的设置由导向件；

所述导向件上铰接由侧调支杆，所述侧调支杆的一端与设置在航天器模型尾部的所述安装支座相转动连接，并由所述侧调支杆的伸缩导向作用驱动航天器模型绕铰轴座进行定向偏转。

进一步，作为优选，所述旋转盘体内还同轴可相对转动的设置有连接环件，所述液压伸缩缸远离所述铰轴座的对称铰设有主连接筋，并由所述主连接筋与所述连接环件相连接传动；

所述主连接筋为横截面呈两段式可收缩的支杆结构；

且，所述旋转盘体内同轴固定有导向轴套，所述液压伸缩缸与所述连接环件之间还连设有顶护组件，所述液压伸缩缸通过顶护组件与所述导向轴套相抵靠接触，并沿所述导向轴套的外表面进行滑移调整。

进一步，作为优选，所述顶护组件还包括支撑主件、连接弹簧、导轮组、夹护件以及引导轮；其中，所述液压伸缩缸上对称倾斜铰设有支撑主件，所述支撑主件上可相对转动的设置有导轮组，并由所述导轮组沿导向轴套的外表面进行滑移；

所述支撑主件的横截面呈两段可折叠结构，且所述支撑主件上连设有连接弹簧；

所述连接环件上还对称设置有夹护件，所述夹护件通过其内部伸缩作用分别对导向轴套的侧沿进行内外夹持，且位于其夹持端口均设有引导轮；

所述夹护件内还设有内置弹簧，该内置弹簧通过弹力作用使得夹护件呈对外顶压状态。

进一步，作为优选，所述导向轴套采用高形变强度的塑性材质。

进一步，作为优选，所述导向轴套内还安装有辅助调节装置，该辅助调节装置对所述导向轴套进行局部撑架的同时对导向轴套的横截面进行局部微调，使得所述导向轴套呈圆形或椭圆形的导轴结构；

所述辅助调节装置包括调节螺杆、定位杆一、定位杆二、传动支件以及驱动轴；所述导向轴套内可相对转动的横向设置有调节螺杆，所述调节螺杆上可相对滑动的对称设置有驱动轴；

且，所述驱动轴上均对称铰接有定位杆一，各所述驱动轴上的定位杆一之间相互连接，并构架成菱形撑护结构；

所述驱动轴上通过支架件转动设置有传动支件，所述传动支件的一端与所述定位杆一相连接；

所述驱动轴上还铰设有定位给杆二，所述传动支件的另一端通过其伸缩导向作用与所述定位给杆二相连接传动。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

本发明中，由航天器运动模拟组件进行航天器的可变速运动轨道还原实验，为真实还原航天器轨道运动周围环境，在主安装柱架上靠近航天器运动模拟组件的一侧设有照明装置，通过对照明装置进行光线调整以模拟航空飞行中的太阳辐照环境或空间冷黑环境；此中，由液压伸缩缸与侧调支杆的伸缩调节作用可实现航天器模型从“起飞-环飞-降落”的整体运动轨迹，并且在航天器变速调节中能有效对航天器模型进行拟态微调，使得其能真实还原变速状态下的飞行切向点；且，由旋转盘体的独立旋转运动可模拟地球自转运动，同时，还设有导向轴套作为航天器的运动轨迹线，当导向轴套随辅助调节装置进行截面形状调整时，航天器模型的整体轨迹也随之改变，尤其在航天器变速脱离或回归原轨道实验中，其能真实还原航天器整体运动轨迹，具有较高的实验还原效果。

附图说明

图1为本发明的结构示意图；

图2为本发明中外安装架的结构示意图；

图3为本发明中航天器运动模拟组件的结构示意图；

图4为本发明中运动模拟装置的结构示意图；

图5为本发明中顶护组件的结构示意图；

图6为本发明中辅助调节装置的结构示意图；

图中：1：支撑基座、101外安装架、102双向螺杆、103驱动电机、104连接导座、2支撑架体、3侧连接轴件、4航天器运动模拟组件、401外旋支架、402承接支件、403旋转盘体、404传动齿轮、405内置转子、406轴接支杆、407旋转电机、5主安装柱架、501照明装置、6运动模拟装置、601液压伸缩缸、602铰轴座、603滑动导轴、604侧调支杆、605装支座、606连接环件、607主连接筋、7顶护组件、701支撑主件、702导轮组、703连接弹簧、704夹护件、8导向轴套、9辅助调节装置、901调节螺杆、902定位杆一、903定位杆二、904传动支件、905驱动轴。

具体实施方式

请参阅图1，本发明实施例中，一种可变速航天器全轨道运动模拟装置，其包括：支撑基座1、主安装柱架5、支撑架体2以及航天器运动模拟组件4，所述支撑基座1的上端面中心位置安装有主安装柱架5；

所述主安装柱架5上设置有航天器模拟组件4，所述航天器模拟组件通过其内部轴向圆周旋转作用以模拟其轨道运动周期轨迹；

所述支撑基座1上对称设置有支撑架体2，所述支撑架体2的上端面一侧均倾斜设置有侧连接轴件3，所述航天器运动模拟组件4的两侧均设有用于嵌入安装所述侧连接轴件3的内置凹槽；

所述侧连接轴件3的一端通过内置凹槽与所述航天器运动模拟组件4相转动连接。

参阅图2，本实施例中，所述支撑基座1的上端面横向固定有外安装架101，所述外安装架101内可相对转动的横向设置有双向螺杆102；

且，所述支撑架体2的下端面均固定有连接导座104，并由所述连接导座104通过螺纹啮合传动作用沿所述双向螺杆102限位滑移，所述外安装架101的一侧安装有驱动电机103，所述驱动电机103的输出端通过齿轮啮合作用与所述双向螺杆102连接传动，并驱动所述双向螺杆102作定向圆周旋转运动；

所述航天器运动模拟组件4可相对竖向滑动的设置在所述主安装柱架5上，使得当位于所述航天器运动模拟组件5两侧的支撑架体2沿所述双向螺件102进行滑移时，所述航天器运动模拟组件4通过侧连接轴件3的承载作用进行垂直面高度调整。

本实施例中，所述主安装柱架5的上端面通过承接座安装有照明装置501，此中，该照明装置应同时能对光线角度、光线强弱以及射线焦点进行调整，使得其能在航天器模拟中进一步还原太阳辐照环境或空间冷黑环境。

参阅图3，本实施例中，所述航天器运动模拟组件4包括外旋支架401、内承接支件402、旋转盘体403、传动齿轮44以及运动模拟装置6；其中，所述外旋支架401内同轴安装有内承接支件402，所述内承接支件402与所述外旋支架401之间均匀排设有多个内置转子405，并由所述内置转子405可相对转动的限位设置在所述外旋支架401内；

且，所述外旋支架401的下端面中部竖直固定有固定件，所述固定件内可相对转动的设置有轴接支杆406，所述轴接支杆406的一端竖直贯穿在所述外旋支架401内，并于所述内承接支件402相连接固定，所述外旋支架401上还安装有旋转电机407，所述旋转电机407的输出端通过齿轮啮合传动作用与所述轴接支杆406相连接传动；

所述内承接支件402内可相对转动的同轴设置有旋转盘体403，所述旋转盘体403内设有传动齿件，且所述内承接支件402上转动设置有驱动齿轮404，并由所述驱动齿轮404通过轮齿啮合传动作用驱动旋转盘体403作定向圆周旋转运；

所述旋转盘体403用于模拟航天器运动的轨道中心轴；需要说明的是，内承接支件在一般情况下可作为旋转盘体的第二旋转运动，也就是说，旋转盘体在独立旋转运动中模拟地球自转运动，通过调整内承接支件与旋转盘体之间的转速比例，进而使得旋转盘体能更加还原地球自转运动状态；

所述旋转盘体403上还可相对转动的设置有运动模拟装置6，所述运动模拟装置6以旋转盘体403轴心为旋转轴并脱离所述旋转盘体403作独立旋转运动。

参阅图4，本实施例中，所述运动模拟装置6还包括液压伸缩缸601、侧调支杆602、滑动导轴603以及安装支座605；其中，所述旋转盘体403内可相对转动的同轴设置有液压伸缩缸601，所述液压伸缩缸601的输出端通过铰轴座602与航天器模型的一侧相铰接；

且，所述液压伸缩缸601的一侧平行安装有滑动导轴603，所述滑动导轴603由固定在所述液压伸缩缸601上的微型电机旋转驱动，所述滑动导轴603上刻有螺纹槽，并由螺纹啮合传动作用可相对滑动的设置由导向件；

所述导向件上铰接由侧调支杆604，所述侧调支杆604的一端与设置在航天器模型尾部的所述安装支座605相转动连接，并由所述侧调支杆604的伸缩导向作用驱动航天器模型绕铰轴座602进行定向偏转，具体而言，在航天器起飞状态中，侧调支杆与液压伸缩缸均呈收缩状态，并且侧调支杆通过导向件处于滑动导轴的低位，从而使得航天器模型能垂直于旋转盘体表面，作起飞预备；在航天器环飞状态中，侧调支杆与液压伸缩缸均呈局部伸出，并且侧调支杆通过导向件处于滑动导轴的高位，使得航天器模型能切向于旋转盘体表面，作环飞状态；在在航天器变速状态中，则仅由侧调支杆进行初步伸缩调整，使得航天器模型呈倾斜飞行状态，而后液压伸缩缸进行对应伸缩，从而模拟航天器的变速脱离或回归原轨道实验。

作为较佳的实施例，所述旋转盘体603内还同轴可相对转动的设置有连接环件606，所述液压伸缩缸601远离所述铰轴座602的对称铰设有主连接筋607，并由所述主连接筋607与所述连接环件606相连接传动；

所述主连接筋607为横截面呈两段式可收缩的支杆结构；且，该主连接筋通过其内置压簧的弹力作用使得主连接筋呈对内收纳状态；

且，所述旋转盘体403内同轴固定有导向轴套8，所述液压伸缩缸601与所述连接环件606之间还连设有顶护组件7，所述液压伸缩缸601通过顶护组件7与所述导向轴套8相抵靠接触，并沿所述导向轴套8的外表面进行滑移调整。

参阅图5，本实施例中，所述顶护组件7还包括支撑主件701、连接弹簧703、导轮组702、夹护件704以及引导轮；其中，所述液压伸缩缸601上对称倾斜铰设有支撑主件701，所述支撑主件701上可相对转动的设置有导轮组702，并由所述导轮组702沿导向轴套8的外表面进行滑移；

所述支撑主件701的横截面呈两段可折叠结构，且所述支撑主件701上连设有连接弹簧703；

所述连接环件606上还对称设置有夹护件704，所述夹护件704通过其内部伸缩作用分别对导向轴套8的侧沿进行内外夹持，且位于其夹持端口均设有引导轮；

所述夹护件704内还设有内置弹簧，该内置弹簧通过弹力作用使得夹护件704呈对外顶压状态，用于辅助液压伸缩缸的旋转运动。

作为本发明的最佳实施例，所述导向轴套8采用高形变强度的塑性材质，此中，由导向轴套的形变作用，可使得航天器模型的整体运动轨道进行调整，使其呈圆形轨迹或椭圆形轨迹，并能根据导向轴套的具体形变程度来调试模拟实验中的轨迹曲率。

参阅图6，本实施例中，所述导向轴套8内还安装有辅助调节装置9，该辅助调节装置9对所述导向轴套8进行局部撑架的同时对导向轴套8的横截面进行局部微调，使得所述导向轴套8呈圆形或椭圆形的导轴结构；

所述辅助调节装置9包括调节螺杆901、定位杆一902、定位杆二903、传动支件904以及驱动轴905；所述导向轴套8内可相对转动的横向设置有调节螺杆901，所述调节螺杆901上可相对滑动的对称设置有驱动轴905；

且，所述驱动轴905上均对称铰接有定位杆一902，各所述驱动轴905上的定位杆一902之间相互连接，并构架成菱形撑护结构；

所述驱动轴905上通过支架件转动设置有传动支件904，所述传动支件904的一端与所述定位杆一903相连接；

所述驱动轴905上还铰设有定位给杆二903，所述传动支件904的另一端通过其伸缩导向作用与所述定位给杆二903相连接传动，具体而言，当驱动轴通过螺纹啮合作用沿调节螺杆进行对向滑移时，定位杆一能持续对上顶撑，而两侧的定位给杆二则通过传动支件的伸缩传动作用进行斜上调整，使得导向轴套呈椭圆状态；当驱动轴通过螺纹啮合作用沿调节螺杆进行反向滑移时，定位杆一能沿调节螺杆进行侧滑，而两侧的定位给杆二则通过传动支件的伸缩传动作用进行横向承接，从而使得导向轴套进行截面形变，以调整航天器轨整体轨道。

具体地，在航天器运动轨道模拟中，通过对支撑架体的横向滑移调控优先调整航天器运动模拟组件进行垂直面高度调节，使得照明装置的照明光线能对应模拟航空飞行中的太阳辐照环境或空间冷黑环境；旋转盘体在传动齿轮驱动作用下进行圆周旋转，通过运动模拟装置绕旋转盘体进行独立旋转来模拟“起飞-环飞-降落”的整体运动轨迹；此中可通过辅助调节装置对导向轴套进行截面形变调整，来改变航天器整体轨道，尤其在航天器变速脱离或回归原轨道实验中，其能真实还原航天器整体运动轨迹，具有较高的还原模拟效果。

上所述的，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。