一种具有惯性补偿的非规则航天器姿态随动系统的制作方法

一种具有惯性补偿的非规则航天器姿态随动系统的制作方法
【专利摘要】一种具有惯性补偿的非规则航天器姿态随动系统包括模拟航天器、连接固定单元、滚转俯仰单元、悬挂架及偏航补偿单元，连接固定单元与航天器直接接触并可根据航天器外形及质心位置调整其在本发明中的悬挂位置；滚转俯仰单元包括滚转模块与俯仰模块，滚转模块与连接固定单元的贴合程度由俯仰模块控制，滚转俯仰单元可跟随航天器的滚转俯仰姿态运动；滚转俯仰单元通过悬挂架与偏航补偿单元连接，偏航补偿单元包括偏航模块与惯性补偿模块，偏航模块可跟随航天器的偏航运动，惯性补偿模块可补偿连接装置在航天器姿态调整运动时增加的惯性力，本发明可保证航天器在地面验证时其姿态调整不受重力影响，且可补偿由于连接装置引入的附加的惯性力。
【专利说明】一种具有惯性补偿的非规则航天器姿态随动系统 所属技术领域
[0001] 本发明属于航天器及探测器等空间任务地面验证技术领域，具体涉及提供航天器 地面验证的姿态无约束的运动环境。
【背景技术】
[0002] 为了保证航天任务的顺利完成，航天器执行任务前必须在地面进行充分的实验， 而其成功与否在很大程度上取决于所采用的验证方法对其空间任务实施过程的特征能否 真实反映，概括地说，这些特征包括:空间任务实施过程是否在微重力环境中以及航天器姿 态位置运动是否受约束等等。而目前所采用的地面验证方法对上述特征的反映都存在明显 的不足，例如:系统仿真无法实时描述任务过程;半物理仿真虽然考虑了合作目标的相对轨 道运行，但是通常不涉及无约束的自由运动;全物理仿真中考虑到重力补偿和无约束运动 的常用的方法有失重法、液浮法、气浮法和悬挂法。失重法常见的为抛物飞行和自由落体， 此方法的缺点是时间短、占用的空间大、能够提供的空间有限并且成本高;液浮法阻尼大、 维护成本高且只适合低速运动的情况;气浮法一般只能提供五个自由度的运动，在竖直方 向的运动受限。悬挂法所占用的空间小、不受时间空间的约束，是重力补偿常用的方法，悬 挂法一般可以分为主动重力补偿和被动重力补偿，多用于空间机械臂微重力试验研究。被 动重力补偿的补偿精度较低，对试验效果有较大影响;主动重力补偿能够提高补偿精度，但 目前主动重力补偿方法一般通过单点悬挂提供三自由度运动空间或多点悬挂提供六自由 度运动空间，针对实现航天器运动再现这个目标，三自由度运动空间显然不够，多点悬挂所 提供的六自由度空间会由于结构复杂、系统难以控制导致试验效果不佳，因此，发展一种能 够在单点悬挂的基础上提供航天器六自由度无约束运动，对促进未来空间试验先期在地面 更为精确地进行，以降低研制风险，提高可靠性，缩短研究周期，节省投资，使相关研究成果 尽快进入国际领先行列，大幅度提升我国的航天能力和可持续发展的潜力是非常必要的。

【发明内容】

[0003] 本发明提出的一种具有惯性补偿的非规则航天器姿态随动系统可保证航天器在 地面验证时其姿态调整不受重力影响，且可以补偿由于连接装置引入的附加的惯性力。本 系统只需调整附属连接件就能完成对不同外形航天器，或几何中心与质心不重合的航天器 的任务验证，适用范围广，且可以和空间三维运动系统结合，再现航天器的空间运动，进一 步提高航天器地面验证的置信度。
[0004] 本发明的技术方案：
[0005] 本发明一种具有惯性补偿的非规则航天器姿态随动系统包括模拟航天器、连接固 定单元、滚转俯仰单元、悬挂架及偏航补偿单元。连接固定单元与航天器直接接触并可根据 航天器的外形及质心位置调整其在本发明中的悬挂位置;滚转俯仰单元包括滚转模块与俯 仰模块，滚转模块与连接固定单元的贴合程度由俯仰模块控制，滚转俯仰单元可跟随航天 器的滚转俯仰姿态运动;滚转俯仰单元通过悬挂架与偏航补偿单元连接，偏航补偿单元包 括偏航模块与惯性补偿模块，偏航模块可跟随航天器的偏航运动，惯性补偿模块可补偿连 接固定单元、滚转俯仰单元、悬挂架及偏航模块在航天器姿态调整运动时增加的惯性力。
[0006] 本发明的工作过程为:将航天器安装在连接固定单元上，调整其至合适位置，本发 明一种具有惯性补偿的非规则航天器姿态随动系统可跟随航天器的姿态运动，并补偿连接 装置引入的附加惯性力。
[0007] 本发明对比已有的技术有如下特点：
[0008] 1、设计有连接固定单元，可防止滚转模块相对于航天器由于摩擦过小导致的侧 滑；
[0009] 2、调整了施力位置，增加了滚转模块与俯仰模块连接的刚度；
[0010] 3、增加了惯性补偿模块，可补偿连接随动单元引入的附加惯性力；
[0011] 4、适用于更广范围的航天器；
[0012] 5、结构精简，易于扩展其应用。
【附图说明】
[0013] 图1是本发明一种具有惯性补偿的非规则航天器姿态随动系统。
[0014] 图中标号：1:模拟航天器;2:连接固定单元;3:滚转俯仰单元;4:悬挂架;5:偏航补 偿单元。
[00?5]图2是连接固定单元。
[0016]图中标号：21:固定环；22:连接螺柱；23:施力调整法兰；211:连接螺纹孔;212:滚 动槽。
[0017] 图3是连接螺柱与施力调整法兰。
[0018] 图中标号:221:螺柱固定端;222:螺柱施力端;223:螺柱调整端;231:法兰顶丝孔； 232:法兰施力固定端;233:法兰调节螺纹。
[0019] 图4是滚转俯仰单元。
[0020] 图中标号:31:滚转模块;32:俯仰模块。
[0021] 图5是滚转模块与俯仰模块。
[0022] 311:滚动轴承；312:滚动轴承轴；313:沉头固定螺丝；314:抱紧块;321:轴承座； 322:滚子轴承组;323:俯仰轴;324:调整螺栓:325:内嵌小轴承;326:轴承盖;327:轴承盖固 定螺栓。
[0023]图6是滚动轴承固定轴与抱紧块。
[0024]图中标号：312:滚动轴承轴；3141:长方孔;3142:俯仰轴固定孔;3143:上端顶丝 孔;3144:侧边顶丝孔。
[0025] 图7是偏航补偿单元。
[0026] 51 :惯性补偿模块;52:偏航模块。
[0027]图8是偏航模块与惯性补偿模块。
[0028] 511:补偿大齿轮；512:补偿小齿轮；513:防尘固定连接板；514:补偿伺服电机； 521:偏航座;522:偏航轴;523:偏航轴承;524:偏航连接件;525:补偿模块固定螺栓。
[0029]图9滚转模块受力分析示意图。
【具体实施方式】
[0030] 下面结合附图对本发明做进一步说明。
[0031] 结合图1，本发明一种具有惯性补偿的非规则航天器姿态随动系统包括模拟航天 器1、连接固定单元2、滚转俯仰单元3、悬挂架4及偏航补偿单元5构成，其中连接固定单元2 用以固定模拟航天器1，并找准其质心位置，滚转俯仰单元3与连接固定单元2配合且两两单 元的接触力可调节，滚转俯仰单元3连接在悬挂架4上，悬挂架4的横梁上还安装有偏航补偿 单元5。
[0032]结合图2与图3,连接固定单元2包括固定环21，连接螺柱22与施力调整法兰23,固 定环21上分布有连接螺纹孔211与滚动槽212，其中连接螺纹孔211为两组，一组夹角为90°， 另一组夹角为60°，可根据航天器的形状与质心位置选取合适的连接螺纹孔211，连接螺柱 22-端与固定环21上的连接螺纹孔211配合，另一端与施力调整法兰23配合，具体的，连接 螺柱22设计有螺柱固定端221、螺柱施力端222与螺柱调整端223,施力调整法兰23上设计有 法兰顶丝孔231、法兰施力固定端232与法兰调节螺纹233,螺柱固定端221与连接螺纹孔211 配合，螺柱调整端223与法兰调节螺纹233配合，法兰顶丝孔231用于增加施力调整法兰23与 模拟航天器1的摩擦力，螺柱施力端222与法兰施力固定端232作用均为安装时方便夹持固 定。
[0033]结合图1~图3,以图1中给出的模拟航天器1为对象，其装配步骤为
[0034] 1)将连接螺柱22的螺柱固定端221连接到固定环21的夹角为90°的连接螺纹孔211 上(选择的连接螺纹孔211由航天器的外形与质心位置确定）；
[0035] 2)通过螺柱施力端222固定连接螺柱22,将施力调整法兰23的法兰调节螺纹233与 连接螺柱22的螺纹调整端223配合；
[0036] 3)与之对应的另一侧按照步骤1)~2)安装；
[0037] 4)完成步骤1)~3)后，通过调整施力调整法兰23的法兰调节螺纹233与连接螺柱 22的螺柱调整端223的配合位置固定模拟航天器1，调整方法为固定连接螺柱22,旋转施力 调整法兰23;
[0038] 5)将顶丝安装到施力调整法兰23的法兰顶丝孔231内，固定模拟航天器1，完成连 接固定单元2与模拟航天器1的装配，此装配完成的组件称为固定装配。
[0039]结合图4~图6滚转俯仰单元3包括滚转模块31与俯仰模块32,滚转模块31包括滚 动轴承311、滚动轴承轴312、沉头固定螺丝313与抱紧块314,滚动轴承311通过滚动轴承轴 312安装到抱紧块314上，抱紧块314上还配合有沉头固定螺丝313,具体的，滚动轴承轴312 安装在抱紧块314的长方孔3141内，其在长方孔3141的位置可调整，调整至合适位置后，由 安装在上端顶丝孔3143与侧边顶丝孔3144内的顶丝固定，抱紧块314上还设计有俯仰轴固 定孔3142与俯仰模块32的俯仰轴323配合。俯仰模块32包括轴承座321、滚子轴承组322、俯 仰轴323、调整螺栓324、内嵌小轴承325、轴承盖326与轴承盖固定螺栓327,滚子轴承组322 安装在轴承座321内，其一端由轴承座321内的凸台固定，另一端由轴承盖326的凸台固定， 俯仰轴323与滚子轴承组322的内圈配合，其一端与滚转模块31的抱紧块314的俯仰轴固定 孔3142配合并通过沉头固定螺丝313与滚转模块31固连为一整体，另一端安装有内嵌小轴 承325,内嵌小轴承325与调整螺栓324接触，调整螺栓324安装在轴承盖326的螺纹孔内，轴 承盖326通过轴承盖固定螺栓327固连到轴承座321上，通过调整调整螺栓324旋进轴承盖 326的长度，便可调整滚转模块31的位置，从而调整滚转模块31与连接固定单元2的接触力。 [0040]结合图4~图6,上述结构的装配步骤为：
[00411 1)将滚动轴承轴312安装到抱紧块314的长方孔3141内，由上端顶丝孔3143与侧边 顶丝孔3144内的顶丝初步固定滚动轴承轴312的位置其初始位置均设定在滚动轴承轴312 的一个面与长方孔3141的底面接触；
[0042] 2)将滚动轴承311安装到滚动轴承轴312上；
[0043] 3)将内嵌小轴承325安装到俯仰轴323的一端；
[0044] 4)将滚子轴承组322安装到轴承座321上；
[0045] 5)将调整螺栓324安装到轴承盖327上，通过轴承盖固定螺栓327将轴承盖326固定 到轴承座321上；
[0046] 6)将俯仰轴323安装有内嵌小轴承325的一端沿轴承座321到轴承盖326的方向装 配到滚子轴承组322的内圈；
[0047] 7)通过沉头固定螺丝313将俯仰轴323另一端固定到抱紧块314上，完成后的装配 称为滚转俯仰装配，另一滚装俯仰装配以同样的步骤完成装配。
[0048] 结合图7与图8,偏航补偿单元5包括惯性补偿模块51与偏航模块52,惯性补偿模块 51包括补偿大齿轮511、补偿小齿轮512、防尘固定连接板513与补偿伺服电机514;偏航模块 52包括偏航座521、偏航轴522、偏航轴承523、偏航连接螺柱524与补偿模块固定螺栓525;偏 航轴承523为角接触球轴承，安装在偏航座523内，其内圈配合有偏航轴522,偏航轴522连接 到偏航连接件524上，防尘固定连接板513由补偿模块固定螺栓525固定到偏航连接件524的 上端面，其上还安装有补偿伺服电机514,补偿伺服电机514的电机轴上安装有补偿小齿轮 512,补偿小齿轮512与安装在偏航座522上的补偿大齿轮511啮合，在补偿伺服电机514的驱 动下可带动偏航座521绕偏航轴522转动，从而完成对附加惯性力的补偿。
[0049] 结合图7与图8,偏航补偿单元的装配步骤为：
[0050] 1)将偏航轴承523安装到偏航座521内，将补偿大齿轮511安装到偏航座521的外 部；
[0051 ] 2)将补偿伺服电机514安装到防尘固定连接板513上，将补偿小齿轮512安装到补 偿伺服电机514的电机轴上；
[0052] 3)将偏航轴522安装到偏航轴承523的内圈，将偏航连接件524安装到偏航轴522的 上端螺纹端；
[0053] 4)将防尘固定连接板513通过补偿模块固定螺栓525固定到偏航连接件524的上 端，完成后的装配称为偏航补偿装配。
[0054]综上所述，本发明一种具有惯性补偿的非规则航天器姿态随动系统装配步骤为：
[0055] 1)将滚转俯仰装配连接到悬挂架4上；
[0056] 2)通过调整滚转模块31的位置，将滚转俯仰装配与连接固定装配连接，具体的，将 滚转模块31的滚动轴承311与连接固定单元2的固定环21上的滚动槽212配合，通过调整俯 仰模块32的调整螺栓324调整滚转轴承311与固定环21的接触力；
[0057] 3)将偏航补偿装配通过偏航座521固定到悬挂架4的横梁上。
[0058]结合图9,图中F为滚转俯仰单元3中的俯仰模块32施加在滚转模块31上的力，FLF2 分别为上端滚动轴承与下端滚动轴承与连接固定单元2中的固定环21的接触力，Θ为上端滚 动轴承与水平面的夹角，设连接固定单元2与模拟航天器1的质量为2Μ，则对于模拟航天器1 受力平衡满足2F2sin0-2F1Sin0 = 2Mg，由作用力与反作用力之间的关系，对于抱紧块314受 力平衡满足F2C〇sQ+FicosQ = F，化简联立两方程 f /% sin Z7! sin θ - Mg [0059 ] \i7iC〇se+^c〇^0 = F
[0060] 可解得
[0062]要保证滚转模块31正常工作不失效需保证?1>〇,8阡>1%(：的0^为检测零部件尺 寸能否满足要求的标准。
【主权项】
1. 一种具有惯性补偿的非规则航天器姿态随动系统，其特征是:系统包括模拟航天器、 连接固定单元、滚转俯仰单元、悬挂架及偏航补偿单元，连接固定单元与航天器直接接触并 可根据航天器的外形及质心位置调整其在本发明中的悬挂位置;滚转俯仰单元包括滚转模 块与俯仰模块，滚转模块与连接固定单元的贴合程度由俯仰模块控制;滚转俯仰单元通过 悬挂架与偏航补偿单元连接，偏航补偿单元包括偏航模块与惯性补偿模块。2. 根据权利1要求所述的一种具有惯性补偿的非规则航天器姿态随动系统，其特征是： 连接固定单元包括固定环，连接螺柱与施力调整法兰，固定环上分布有连接螺纹孔与滚动 槽，其中连接螺纹孔为两组，一组夹角为90°，另一组夹角为60°，可根据航天器的形状与质 心位置选取合适的连接螺纹孔，连接螺柱一端与固定环上的连接螺纹孔配合，另一端与施 力调整法兰配合，连接螺柱设计有螺柱固定端、螺柱施力端与螺柱调整端，施力调整法兰上 设计有法兰顶丝孔、法兰施力固定端与法兰调节螺纹，螺柱固定端与连接螺纹孔配合，螺柱 调整端与法兰调节螺纹配合。3. 根据权利1或2要求所述的一种具有惯性补偿的非规则航天器姿态随动系统，其特征 是:其装配步骤为 1) 将连接螺柱的螺柱固定端连接到固定环的夹角为90°的连接螺纹孔上； 2) 通过螺柱施力端固定连接螺柱，将施力调整法兰的法兰调节螺纹与连接螺柱的螺纹 调整端配合； 3) 与之对应的另一侧按照步骤1)~2)安装； 4) 完成步骤1)~3)后，通过调整施力调整法兰的法兰调节螺纹与连接螺柱的螺柱调整 端的配合位置固定模拟航天器，调整方法为固定连接螺柱，旋转施力调整法兰； 5) 将顶丝安装到施力调整法兰的法兰顶丝孔内，固定模拟航天器，此装配完成的组件 称为固定装配。4. 根据权利1要求所述的一种具有惯性补偿的非规则航天器姿态随动系统，其特征是： 滚转俯仰单元包括滚转模块与俯仰模块，滚转模块包括滚动轴承、滚动轴承轴、沉头固定螺 丝与抱紧块，滚动轴承通过滚动轴承轴安装到抱紧块上，抱紧块上还配合有沉头固定螺丝， 滚动轴承轴安装在抱紧块的长方孔内，其在长方孔的位置可调整，其位置由安装在上端顶 丝孔与侧边顶丝孔内的顶丝固定，抱紧块上还设计有俯仰轴固定孔与俯仰模块的俯仰轴配 合，俯仰模块包括轴承座、滚子轴承组、俯仰轴、调整螺栓、内嵌小轴承、轴承盖与轴承盖固 定螺栓，滚子轴承组安装在轴承座内，其一端由轴承座内的凸台固定，另一端由轴承盖的凸 台固定，俯仰轴与滚子轴承组的内圈配合，其一端与滚转模块的抱紧块的俯仰轴固定孔配 合并通过沉头固定螺丝与滚转模块固连为一整体，另一端安装有内嵌小轴承，内嵌小轴承 与调整螺栓接触，调整螺栓安装在轴承盖的螺纹孔内，轴承盖通过轴承盖固定螺栓固连到 轴承座上，通过调整调整螺栓旋进轴承盖的长度，可调整滚转模块的位置。5. 根据权利4要求所述的一种具有惯性补偿的非规则航天器姿态随动系统，其特征是： 滚转俯仰单元的装配步骤为： 1) 将滚动轴承轴安装到抱紧块的长方孔内，由上端顶丝孔与侧边顶丝孔内的顶丝初步 固定滚动轴承轴的位置，其初始位置均设定在滚动轴承轴的一个面与长方孔的底面接触的 位置； 2) 将滚动轴承安装到滚动轴承轴上； 3) 将内嵌小轴承安装到俯仰轴的一端； 4) 将滚子轴承组安装到轴承座上； 5) 将调整螺栓安装到轴承盖上，通过轴承盖固定螺栓将轴承盖固定到轴承座上； 6) 将俯仰轴安装有内嵌小轴承的一端沿轴承座到轴承盖的方向装配到滚子轴承组的 内圈内； 7) 通过沉头固定螺丝将俯仰轴另一端固定到抱紧块上，完成后的装配称为滚转俯仰装 配，另一滚装俯仰装配以同样的步骤完成装配。6. 根据权利1要求所述的一种具有惯性补偿的非规则航天器姿态随动系统，其特征是： 偏航补偿单元包括惯性补偿模块与偏航模块，惯性补偿模块包括补偿大齿轮、补偿小齿轮、 防尘固定连接板与补偿伺服电机;偏航模块包括偏航座、偏航轴、偏航轴承、偏航连接螺柱 与补偿模块固定螺栓;偏航轴承安装在偏航座内，其内圈配合有偏航轴，偏航轴连接到偏航 连接件上，防尘固定连接板由补偿模块固定螺栓固定到偏航连接件的上端面，其上还安装 有补偿伺服电机，补偿伺服电机的电机轴上安装有补偿小齿轮，补偿小齿轮与安装在偏航 座上的补偿大齿轮啮合。7. 根据权利6要求所述的一种具有惯性补偿的非规则航天器姿态随动系统，其特征是： 偏航补偿单元的装配步骤为： 1) 将偏航轴承安装到偏航座内，将补偿大齿轮安装到偏航座的外部； 2) 将补偿伺服电机安装到防尘固定连接板上，将补偿小齿轮安装到补偿伺服电机的电 机轴上； 3) 将偏航轴安装到偏航轴承的内圈，将偏航连接件安装到偏航轴的上端螺纹端； 4) 将防尘固定连接板通过补偿模块固定螺栓固定到偏航连接件的上端，完成后的装配 称为偏航补偿装配。8. 根据权利1、3、5或7要求所述的一种具有惯性补偿的非规则航天器姿态随动系统，其 特征是:本发明一种具有惯性补偿的非规则航天器姿态随动系统装配步骤为： 1) 将滚转俯仰装配连接到悬挂架上； 2) 通过调整滚转模块的位置，将滚转俯仰装配与连接固定装配连接，将滚转模块的滚 动轴承与连接固定单元的固定环上的滚动槽配合，通过调整俯仰模块的调整螺栓调整滚转 轴承与固定环的接触力； 3) 将偏航补偿装配通过偏航座固定到悬挂架的横梁上。9. 根据权利8要求所述的一种具有惯性补偿的非规则航天器姿态随动系统，其特征是： 要保证本发明正常工作需保证俯仰模块作用在滚转模块上的作用力F>Mgcot0。10. 根据权利9要求所述的一种具有惯性补偿的非规则航天器姿态随动系统，其特征 是:F为检测零部件尺寸能否满足要求的标准。
【文档编号】B64G7/00GK106081172SQ201610410982
【公开日】2016年11月9日
【申请日】2016年6月13日 公开号201610410982.0, CN 106081172 A, CN 106081172A, CN 201610410982, CN-A-106081172, CN106081172 A, CN106081172A, CN201610410982, CN201610410982.0
【发明人】贾英民, 贾娇, 孙施浩
【申请人】北京航空航天大学