本发明属于卫星装调技术领域，涉及一种微重力装调装置，具体涉及一种卫星高精度有效载荷多自由度微重力装调装置。
背景技术：
对于精度要求不高的卫星有效载荷，装调时往往不考虑有效载荷重量对装调精度的影响，而实际上，有效载荷自身的重量会引起星体结构的变形导致载荷在地面测量的装调精度与在轨失重环境下的装调精度有较大偏差。对于精度要求较高的卫星高精度有效载荷，特别是两个或者多个相互间有相对位置关系的卫星高精度有效载荷，重力环境下装调后难以保证其在轨时相对于卫星本体或者相互间的位置关系满足精度要求。
现有的卫星高精度有效载荷微重力装调装置是通过对有效载荷进行悬挂卸载，有效载荷通常只有一到两个可调平动自由度和转动自由度，需要移动卫星本体到有效载荷正下方，调整卫星本体相对于有效载荷安装面距离和平行度的方式进行装调，操作过程较为复杂。
因此，本领域急需一种能够简单装调卫星高精度有效载荷的微重力装调装置及其装调方法。
技术实现要素：
本申请之目的在于提供一种卫星高精度有效载荷多自由度微重力装调装置。
本申请之目的还在于提供一种利用本申请的卫星高精度有效载荷多自由度微重力装调装置进行装调的方法。
为了实现上述目的，本申请提供下述技术方案。
在第一方面中，本申请提供一种卫星高精度有效载荷多自由度微重力装调装置，其包括主体支架2，水平横向导轨3，水平纵向导轨4，滑车5，伺服电机6，吊索组件7，和卫星高精度有效荷载10；
其中，所述水平横向导轨3固定于主体支架2上；
其中，所述水平纵向导轨4安装于水平横向导轨3上，并可沿水平横向导轨3横向移动；
其中，所述滑车5安装于水平纵向导轨4上，并可沿水平纵向导轨4纵向移动；
其中，所述伺服电机6固定于滑车5上；以及
其中，所述吊索组件7包括第一吊绳71；串联在所述第一吊绳71上的第一长度调节器72，重力传感器73，和球铰74；一端连接所述第一吊绳71，另一端连接所述卫星高精度有效载荷10的第二吊绳76及其上的第二长度调节器75。
在第一方面的一种实施方式中，所述卫星高精度有效载荷多自由度微重力装调装置还包括安装于所述主题支架2底部，用于调节主体支架2的水平度的高度调节脚撑1。
在第一方面的另一种实施方式中，所述卫星高精度有效载荷多自由度微重力装调装置还包括用于固定滑车5的锁定机构8。
在第一方面的另一种实施方式中，所述卫星高精度有效载荷多自由度微重力装调装置还包括用于固定水平纵向导轨4的锁定机构9。
在第一方面的另一种实施方式中，所述卫星高精度有效载荷多自由度微重力装调装置的所述吊索组件7还包括一端连接所述第一吊绳71，另一端连接所述卫星高精度有效载荷10的第三吊绳78及其上的第三长度调节器77。
在第一方面的另一种实施方式中，所述卫星高精度有效载荷多自由度微重力装调装置的所述吊索组件7还包括一端连接所述第一吊绳71，另一端连接所述卫星高精度有效载荷10的第四吊绳710及其上的第四长度调节器79。
在第一方面的另一种实施方式中，所述卫星高精度有效载荷多自由度微重力装调装置的所述吊索组件7还包括一端连接所述第一吊绳71，另一端连接所述卫星高精度有效载荷10的第五吊绳712及其上的第五长度调节器711。
在第二方面中，本申请提供一种利用本申请的卫星高精度有效载荷多自由度微重力装调装置进行装调的方法，所述方法包括下述步骤：
a)将卫星本体移动到主体支架2的内部；
b)将卫星高精度有效载荷10移动到所述卫星本体安装面的正上方；
c)通过伺服电机6调整卫星高精度有效载荷10的高度使其接近卫星本体安装面；
d)通过第二长度调节器75调整卫星高精度有效载荷10相对于卫星本体安装面的平行度；
e)通过第一长度调节器72精调有效载荷10竖直方向的高度，同时观察重力传感器73的拉力；和
f)当卫星高精度有效载荷10的重力值减去重力传感器73的拉力值小于或等于2kg，且大于0时，安装所述卫星高精度有效载荷10。
在第二方面的一种实施方式中，步骤d)还包括通过第三长度调节器77、第四长度调节器79、第五长度调节器711来精调有效载荷10竖直方向的高度。
与现有技术相比，本申请的有益效果在于能够更为简便地进行高精度卫星装调。
附图说明
图1为本申请的卫星高精度有效载荷多自由度微重力装调装置的一个实施例的示意图。
图2为本申请的吊索组件7的一个实施例的示意图。
具体实施方式
下面将结合附图以及本申请的实施例，对本申请的技术方案进行清楚和完整的描述。
如附图1所示，为本申请一种卫星高精度有效载荷多自由度微重力装调装置的一个实施例，由高度调节脚撑1、主体支架2、水平横向导轨3、水平纵向导轨4、滑车5、伺服电机6、吊索组件7、锁定机构8、锁定机构9和卫星高精度有效载荷10组成。所述高度调节脚撑1安装于所述主体支架2底部，用于调节主体支架2的水平度；所述水平横向导轨3固定于主体支架2上；所述水平纵向导轨4安装于水平横向导轨3上，并可沿水平横向导轨3横向移动，移动到位后可通过所述锁定机构9锁定；所述滑车5安装于水平纵向导轨4上，并可沿水平纵向导轨4纵向移动，移动到位后通过锁定机构8锁定；伺服电机6固定于滑车5上。
如附图2所示，为本申请一种卫星高精度有效载荷多自由度微重力装调装置的吊索组件7的一个实施例的具体示意图，其包括第一吊绳71；串联在所述第一吊绳71上的第一长度调节器72，重力传感器73，和球铰74；一端连接所述第一吊绳71，另一端连接所述卫星高精度有效载荷10的第二吊绳76及其上的第二长度调节器75；一端连接所述第一吊绳71，另一端连接所述卫星高精度有效载荷10的第三吊绳78及其上的第三长度调节器77；一端连接所述第一吊绳71，另一端连接所述卫星高精度有效载荷10的第四吊绳710及其上的第四长度调节器79；一端连接所述第一吊绳71，另一端连接所述卫星高精度有效载荷10的第五吊绳712及其上的第五长度调节器711。其通过第一长度调节器72精调第一吊绳71的长度，通过第二长度调节器75精调第二吊绳76的长度，通过第三长度调节器77精调第三吊绳78的长度，通过第四长度调节器79精调第四吊绳710的长度，通过第五长度调节器711精调第五吊绳712的长度。
所述吊索组件7的一端与伺服电机6的旋转轮连接，通过伺服电机6旋转轮的转动，粗调吊索组件7竖直方向的长度；吊索组件7通过第一长度调节器71精调吊索组件竖直方向的长度；吊索组件7的另一端与卫星高精度有效载荷10连接，通过球铰74可调节卫星高精度有效载荷10竖直方向的转动自由度；通过第二长度调节器75、第三长度调节器77、第四长度调节器79、第五长度调节器711可调节卫星高精度有效载荷10水平横向和水平纵向的转动自由度。
在本申请一种卫星高精度有效载荷多自由度微重力装调装置的另一个实施例中，串联在所述第一吊绳71上的第一长度调节器72，重力传感器73，和球铰74以另一种顺序排列，例如自上而下依次为重力传感器73，第一长度调节器72，和球铰74；或者依次为第一长度调节器72，球铰74，和重力传感器73；或者依次为球铰74，第一长度调节器72，和重力传感器73；或者依次为重力传感器73，球铰74，和第一长度调节器72；或者依次为球铰74，重力传感器73，和第一长度调节器72。
在本申请一种卫星高精度有效载荷多自由度微重力装调装置的另一个实施例中，一端连接所述第一吊绳71，另一端连接所述卫星高精度有效载荷10的吊绳可以有一个、两个、三个、四个或更多个；相应地，所述吊绳上均有一长度调节器。
在本申请的一个装调实施例中，首先将卫星本体移动到主体支架2的内部，然后通过水平纵向导轨4和滑车5将卫星高精度有效载荷10移动到卫星本体安装面正上方，通过伺服电机6调整卫星高精度有效载荷10的高度使其接近卫星本体安装面，通过第二长度调节器75、第三长度调节器77、第四长度调节器79、第五长度调节器711调整卫星高精度有效载荷10相对于卫星本体安装面的平行度，通过第一长度调节器72精调有效载荷10竖直方向的高度，调整过程中观察重力传感器73的拉力，当重力传感器73的拉力微小于卫星高精度有效载荷10的重力时，安装卫星高精度有效载荷10，实现卫星高精度有效载荷10的微重力装调。此处，“重力传感器73的拉力微小于卫星高精度有效载荷10”的描述中的“微小于”应当理解为差值在2kg以内，优选在1kg以内。
本发明实现了卫星高精度有效载荷多自由度微重力环境下的装配调节，确保卫星高精度有效载荷安装调节精度与在轨微重力环境一致，具有装调方便、操作简单、易于实现、成本低的特点。
上述对实施例的描述是为了便于本技术领域的普通技术人员能理解和应用本申请。熟悉本领域技术的人员显然可以容易地对这些实施例做出各种修改，并把在此说明的一般原理应用到其它实施例中而不必付出创造性的劳动。因此，本申请不限于这里的实施例，本领域技术人员根据本申请披露的内容，在不脱离本申请范围和精神的情况下做出的改进和修改都本申请的范围之内。