三种典型的无约束悬挂姿态维持系统的制作方法
【专利摘要】三种典型的无约束悬挂姿态维持系统包括模拟航天器、俯仰及姿态保持单元、滚转单元、悬挂架及偏航单元，具有三种不同的实现形式，可保证航天器在地面验证时其姿态调整不受重力影响，且在航天器姿态调整完成后保持航天器现有姿态以顺利完成对接、在轨服务等任务，本发明只需更换简单的附属连接件就能完成对不同航天器的任务验证，适用范围广，根据具体的任务需求可以选用不同的姿态随动及保持系统，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。
【专利说明】
三种典型的无约束悬挂姿态维持系统所属
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自由运动的环境。【背景技术】
[0002]为了顺利完成航天任务，航天器执行任务前必须在地面进行充分的实验，因此国内外各航天机构都非常重视航天器在地面的实验验证，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特征是否是真实的反映，概括地说，这些特征包括:空间任务实施过程是在微重力环境中和航天器姿态位置运动不受约束等等。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。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]本发明提出的三种典型的无约束悬挂姿态维持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，且在航天器姿态调整好之后保持航天器现有姿态以顺利完成对接、在轨服务等任务。本系统只需更换简单的附属连接件就能完成对不同航天器的任务验证，适用范围广，根据具体的任务需求可以选用不同的姿态随动及保持系统，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]本发明三种典型的无约束悬挂姿态维持系统包括模拟航天器、俯仰及姿态保持单元、滚转单元、悬挂架及偏航单元，具有三种不同的实现形式。三种不同的实现形式中，偏航单元和悬挂架具有相似的结构，俯仰及姿态保持单元各有特点。滚转单元与航天器直接接触并可跟随航天器的滚转运动;俯仰及姿态保持单元通过相应的轴与滚转单元连接并通过悬挂架与偏航单元相连，可跟随航天器的俯仰运动;偏航单元与悬挂架固连，可跟随航天器的偏航运动；当航天器姿态调整好，启动对接前，可通过俯仰及姿态保持单元将航天器的姿态固定，可保证在对接过程后航天器重心位置变化时航天器的姿态保持不变;最终实现对航天器姿态的随动与保持。
[0006]本发明的工作过程为:将航天器安装在滚转单元上，调整其至合适位置，本发明三种典型的无约束悬挂姿态维持系统可跟随航天器的姿态运动，当航天器的姿态调整好后， 启动俯仰及姿态保持单元相应的模块固定航天器当前姿态，启动航天器的对接装置。
[0007]本发明对比已有的技术有如下特点:
[0008]1、俯仰及姿态保持单元与滚转单元连接方式简单，其作用在航天器上的力易于调整；
[0009]2、适用于多种不同的航天器，只需更换连接件就可固定不同尺寸的航天器操作简便；
[0010]3、俯仰及姿态保持单元完成了对航天器俯仰姿态的随动及航天器姿态的保持，可完整模拟航天器姿态调整运动与对接全过程，无需附加复杂的结构；
[0011]4、提供了多种不同的连接方式；
[0012]5、结构精简，易于扩展其应用。【附图说明】
[0013]图1是本发明三种典型的无约束悬挂姿态维持系统实现方式一。
[0014]图2是本发明三种典型的无约束悬挂姿态维持系统实现方式二。
[0015]图3是本发明三种典型的无约束悬挂姿态维持系统实现方式三。
[0016]图1至图3中标号:1:模拟航天器;2:滚转单元一;3:俯仰及姿态保持单元一;4:悬挂架;5:偏航单元;6:滚转单元二;7:滚转单元三;8:俯仰单元二。[〇〇17]图4是模拟航天器示意图。
[0018]图中标号:11:航天器底板;12:航天器主体:13:航天器对接端；14:对接杆；121:帆板安装孔;122:滚转定位槽。
[0019]图5是滚转单元一。
[0020]图中标号:21:内接板固定螺栓;22:滚转轴承固定顶丝;23:滚转轴承内接连接板； 24:滚转轴承;25:滚转轴承内固定;26:弧面垫片;27:固定螺母。
[0021]图6是滚转单元一中的滚转轴承内固定。[〇〇22] 图中标号:251:螺纹轴;252:定位端;253:轴肩;254:螺纹孔;255:外弧面 [〇〇23]图7是俯仰及姿态保持单元一。
[0024]图中标号:31:电磁制动一;32:俯仰连接板一;33:俯仰轴承一;34:大轴承外固定框;341:大固定框螺纹孔。[0〇25]图8是偏航单元。
[0026]图中标号:51:偏航外固定;52:偏航内轴;53:偏航角接触轴承;54:偏航外接端。 [〇〇27]图9是图9滚转单元二中的滚转架。[〇〇28]图中标号:64:滚转架;641:弧形滑块;642:滚珠;643:外支撑架。
[0029]图10是俯仰单元二。
[0030]图中标号:71:电磁制动二;72:定位螺柱;73:俯仰内轴;74:俯仰轴承二; 75:俯仰连接板二。
[0031]图11是滚转单元三
[0032]图中标号:81:滚动轴承;82:滚动块;83:轴承固定轴，821:方形孔;822:轴承固定轴安装孔;823:轴承固定轴定位顶丝。
【具体实施方式】
[0033]下面结合附图对本发明做进一步说明。
[0034]图1至图3，给出了本发明三种典型的无约束悬挂姿态维持系统三种不同实现形式的整体视图与主视图，它们都由模拟航天器、滚转单元、俯仰及姿态保持单元、悬挂架及偏航单元构成，其中滚转单元、俯仰及姿态保持单元及偏航单元分别跟随航天器的滚转、俯仰及偏航三种姿态运动，具体的本发明实现形式一包括:模拟航天器1、俯仰及姿态保持单元一 2、滚转单元一 3、悬挂架4及偏航单元5;实现形式二包括模拟航天器1、俯仰及姿态保持单元一 2、滚转单元二 6、悬挂架4及偏航单元5;实现形式三包括模拟航天器1、俯仰及姿态保持单元二 8、滚转单元三7、悬挂架4及偏航单元5。
[0035]结合图4，模拟航天器I包括航天器底板11、航天器主体12、航天器对接端13与对接杆14。航天器底板11通过螺栓与航天器主体12连接，航天器主体12的另一端连接有航天器对接端13，航天器对接端13上安装有对接杆14 ο在航天器主体12上预留有航天器电池帆板安装孔121及滚转定位槽122。
[0036]结合图1、图5与图6，滚转单元一2包括内接板固定螺栓21、滚转轴承固定顶丝22、滚转轴承内连接板23、滚转轴承24、滚转轴承内固定25、弧面垫片26及固定螺母27。滚转轴承内固定25定位端252穿过航天器主体12上的滚转定位槽122通过弧面垫片26、固定螺母27与模拟航天器I固连，滚转轴承内连接板23通过内接板固定螺栓21固定在滚转轴承内固定25螺纹孔254上，滚转轴承内固定25与滚转轴承24内圈配合的面为外弧面255，滚转轴承固定顶丝22将滚转轴承24内圈、滚转轴承内接连接板23与滚转轴承内固定25固连成一体，滚转轴承24的外圈与俯仰及姿态保持单元一 3中的相关零部件连接。模拟航天器I中的航天器主体12中的滚转定位槽122设计为长方形槽，方便调整与滚转单元一 I的连接位置，保证航天器与本发明连接存在随遇平衡。
[0037]结合图7俯仰及姿态保持单元一3包括电磁制动31、俯仰连接板一 32、俯仰轴承一33及大轴承外固定框34。大轴承外固定框34通过俯仰轴承一 33与俯仰连接板一 32连接，俯仰连接板一32上固定有电磁制动一31，电磁制动一31用以控制大轴承外固定框34与俯仰连接板32的相对运动，当其通电时，大轴承外固定框34在俯仰轴承一 33的支撑下可相对俯仰连接板一32滚动，当电磁制动一31断电时，其与大轴承外固定框34结合，此时，大轴承外固定框34与俯仰连接板一 32无相对运动。大轴承外固定框34上设计有大固定框螺纹孔341用以固定滚转单元一2中的滚转轴承24配合，结合图5中的右图，大轴承外固定框34的上表面为内弧面，内弧面的尺寸由滚转单元一2中的滚转轴承24外圈确定，并通过大固定框螺纹孔341与滚转轴承24外圈固连。
[0038]结合图8，偏航单元5包括偏航外固定51、偏航内轴52、偏航角接触轴承53与偏航外接端54。偏航角接触轴承53外圈安装在偏航外固定51内，内圈连接有偏航内轴52，偏航内轴52通过上端的螺纹端与偏航外接端54固连，偏航内轴52与偏航外接端54均设计有安装固定施力端。
[0039]结合图1，模拟航天器I固定在滚转单元一2上，滚转单元一2与俯仰及姿态保持单元3连接，俯仰及姿态保持单元一 3与悬挂架4连接，悬挂架4的顶端安装有偏航单元5 ο其工作过程为:将模拟航天器I安装到滚转单元一 3上，调整其固定位置至模拟航天器I在任意位置均能保持平衡，在外力的作用下调整模拟航天器I的姿态至任务要求的姿态时，关闭电磁制动一31，保持模拟航天器I现有的姿态，启动对接装置完成对接。对接过程中航天器质心的变化只会改变其俯仰角，故固定本发明的俯仰随动即可保持模拟航天器现有姿态。
[0040]结合图1、图2与图9，滚转单元一2与滚转单元二6的区别在于滚转单元一2中的滚转轴承24由图9中的滚转架64替代，减小模拟航天器连接的附加惯性，滚转架64由弧形滑块641、滚珠642、滚珠保持架(图中未给出)和外支撑架643构成。
[0041]结合图1、图2、图5与图6，更改滚转轴承内固定轴肩253的长度即可适应不同的航天器，结构简单，适用范围广。
[0042]结合图10，俯仰单元二 7由电磁制动二 71、定位螺柱72、俯仰内抽73、俯仰轴承二 74与俯仰轴承连接板二 75构成。定位螺柱72通过俯仰内轴73的螺纹与之相连接，且其旋进俯仰内轴73的长度可调节，俯仰内轴73连接在俯仰轴承二74的内圈上，俯仰轴承二74的外圈与俯仰连接板二75固连，俯仰连接板二75上还安装有电磁制动二71，用以控制俯仰内轴73与俯仰连接板二 75的相对转动。
[0043]结合图3与图11，滚转单元三8包括滚动轴承81、滚动块82与固定轴承轴83。滚动轴承82通过轴承固定轴83安装在滚动块82上，轴承固定轴83在轴承固定轴安装孔822内的位置可微调，以控制滚动轴承81与模拟航天器I接触力的大小，其位置确定后由轴承固定轴定位顶丝823固定。滚动块82上顶面设计有方形孔821与俯仰单元2中的俯仰内轴73及定位螺柱72配合。
[0044]结合图3、图10与图11，俯仰内轴73与滚动块82的方形孔821的内壁配合，与方形孔821底部至少保持2mm以上的距离，定位螺柱72与方形孔821底部接触，固定其沿俯仰轴承二74的轴向位置。更改定位螺柱螺纹部分与俯仰内轴73与方形孔821配合部分尺寸即可适用于不同尺寸型号的航天器。
[0045]结合图1、图4?图8，本发明三种典型的无约束悬挂姿态维持系统实现方式一的装配步骤为:
[0046]I)将滚转轴承内固定25的定位端252通过滚转定位槽122与航天器主体12连接，通过弧面垫片26与固定螺母27初步固定上述之间的连接位置，另一侧同样的方式安装，保证两侧的滚转轴承内固定25的螺纹轴251的轴线在同一直线上；
[0047]2)将航天器对接端13与航天器主体12连接，将对接杆14安装到航天器对接端13上，将航天器底板11安装到航天器主体12上；
[0048]3)将滚转轴承24的内圈与滚转轴承内固定25的外弧面255配合，通过内接板固定螺栓21将滚转轴承内连接板23固定到滚转轴承内固定25的螺纹孔254上，通过滚转轴承固定顶丝22将滚转轴承24内圈与滚转轴承内连接板23与滚转轴承内固定25固连，另一侧以同样的步骤安装；
[0049]4)将俯仰轴承一33安装到俯仰连接板一32内；
[0050]5)将大轴承外固定框34固定到滚转轴承24的外圈上，并将大轴承外固定框34固定到俯仰轴承一 33上；
[0051]6)将俯仰连接板一 32固定到悬挂架4上；
[0052]7)对另外一侧重复步骤4)?6);
[0053]8)将悬挂架4的横梁水平固定，两侧同时调整滚转轴承内固定25的定位端252与航天器主体12的滚转定位槽122的连接位置，至到模拟航天器I保持水平；
[0054]9)拆下模拟航天器I的航天器底板11，拧紧固定螺母27，将滚转轴承内固定25与航天器主体12固连，将航天器底板11安装到航天器主体12上；
[0055]10)将两侧的电磁制动一 31安装在对应的俯仰连接板一 32上；
[0056]11)将偏航内轴52与偏航角接触轴承53连接，将偏航角接触轴承53安装到偏航外固定51内，将偏航外接端54安装到偏航内轴52上，其下端与偏航角接触球轴承53内圈侧面紧固，形成偏航单元5;
[0057]12)将偏航单元5安装到悬挂架4的上端。
[0058]结合图2、图4?图9本发明三种典型的无约束悬挂姿态维持系统实现方式二的具体装配步骤为:
[0059]I)将弧形滑块641、滚珠642、滚珠保持架与外支撑架643组装，并用辅助安装件固定，防止它们相对运动；
[0060]2)将滚转轴承内固定25的定位端252通过滚转定位槽122与航天器主体12连接，通过弧面垫片26与固定螺母27初步固定上述之间的连接位置，另一侧同样的方式安装，保证两侧的滚转轴承内固定25的螺纹轴251的轴线在同一直线上；
[0061]3)将航天器对接端13与航天器主体12连接，将对接杆14安装到航天器对接端13上，将航天器底板11安装到航天器主体12上；
[0062]4)将滚转架64的弧形滑块641与滚转轴承内固定25的外弧面255配合，通过内接板固定螺栓21将滚转轴承内连接板23固定到滚转轴承内固定25的螺纹孔254上，通过滚转轴承固定顶丝22将滚转架64的弧形滑块641与滚转轴承内连接板23与滚转轴承内固定25固连，另一侧以同样的步骤安装；
[0063]5)将俯仰轴承一33安装到俯仰连接板一32内；
[0064]6)将大轴承外固定框34固定到滚转架64的外支撑架643上，并将大轴承外固定框34固定到俯仰轴承一 33上；
[0065]7)将俯仰连接板一 32固定到悬挂架4上；
[0066]8)对另外一侧重复步骤5)?7);
[0067]9)将悬挂架4的横梁水平固定，两侧同时调整滚转轴承内固定25的定位端252与航天器主体12的滚转定位槽的连接位置，至到模拟航天器I保持水平；
[0068]10)拆下模拟航天器I的航天器底板11，紧固固定螺母27，将滚转轴承内固定25与航天器主体12固连，将航天器底板11安装到航天器主体12上；
[0069]11)将两侧的电磁制动一 31安装在对应的俯仰连接板一 32上；
[0070]12)将偏航内轴52与偏航角接触轴承53连接，将偏航角接触轴承53安装到偏航外固定51内，将偏航外接端54安装到偏航内轴52上，其下端与偏航角接触球轴承53内圈侧面紧固，形成偏航单元5;
[0071]13)将偏航单元5安装到悬挂架4的上端；
[0072 ] 14)拆卸到滚转架64的辅助安装件。
[0073]结合图3、图4、图8、图10与图11本发明三种典型的无约束悬挂姿态维持系统实现方式三的具体装配步骤为:
[0074]I)组装偏航单元5，并将偏航单元5安装到悬挂架4上；
[0075]2)组装俯仰单元二7，两组俯仰单元二7中定位螺柱72旋出尺寸相同；
[0076]3)将轴承固定轴83安装到滚动块82的轴承固定轴安装孔822内，利用轴承固定轴定位顶丝823初步固定其位置，上下两轴承固定轴83的位置保持一致，将滚动轴承81固定到轴承固定轴83上，形成滚转单元三8 ；
[0077]4)将滚转单元三8通过定位螺柱72与俯仰内轴73相连，其中定位螺柱73与滚动块82的方形孔821底部接触，俯仰内轴73与方形孔821的侧壁配合；
[0078]5)俯仰单元二 7与滚转单元三8组合的部件安装到悬挂架4上；
[0079]6)组装模拟航天器I;
[0080]7)调整两侧的俯仰单元二 7中的定位螺柱72，将模拟航天器I安装到步骤5)中形成的部件中，调整模拟航天器I的位置直至其可达到随遇平衡的状态，固定好定位螺柱72。
【主权项】
1.三种典型的无约束悬挂姿态维持系统，其特征是:系统包括模拟航天器、俯仰及姿态 保持单元、滚转单元、悬挂架及偏航单元；本发明实现形式一包括:模拟航天器、俯仰及姿态保持单元一、滚转单元一、悬挂架及 偏航单元;实现形式二包括模拟航天器、俯仰及姿态保持单元一、滚转单元二、悬挂架及偏 航单元;实现形式三包括模拟航天器、俯仰及姿态保持单元二、滚转单元三、悬挂架及偏航 单元；其特征是:俯仰及姿态保持单元中航天器姿态保持由电磁制动器控制。2.根据权利1要求所述的三种典型的无约束悬挂姿态维持系统，其特征是:偏航单元包 括偏航外固定、偏航内轴、偏航角接触轴承与偏航外接端，偏航角接触轴承外圈安装在偏航 外固定内，内圈连接有偏航内轴，偏航内轴通过上端的螺纹端与偏航外接端固连，偏航内轴 与偏航外接端均设计有安装固定施力端。3.根据权利1要求所述的三种典型的无约束悬挂姿态维持系统，其特征是:滚转单元一 包括内接板固定螺栓、滚转轴承固定顶丝、滚转轴承内连接板、滚转轴承、滚转轴承内固定 弧面垫片及固定螺母。滚转轴承内固定的定位端穿过航天器主体上的滚转定位槽通过弧面 垫片、固定螺母与模拟航天器固连，滚转轴承内连接板通过内接板固定螺栓固定在滚转轴 承内固定的螺纹孔上，滚转轴承内固定与滚转轴承内圈配合的面为外弧面，滚转轴承固定 顶丝将滚转轴承内圈、滚转轴承内接连接板与滚转轴承内固定固连成一体，模拟航天器中 的航天器主体中的滚转定位槽设计为长方形槽。4.根据权利1或3要求所述的三种典型的无约束悬挂姿态维持系统，其特征是:所述俯 仰及姿态保持单元一包括电磁制动、俯仰连接板一、俯仰轴承一及大轴承外固定框，大轴承 外固定框通过俯仰轴承一与俯仰连接板一连接，俯仰连接板一上固定有电磁制动一，大轴 承外固定框上设计有大固定框螺纹孔，大轴承外固定框的上表面为内弧面，内弧面的尺寸 由滚转单元一中的滚转轴承外圈确定，并通过大固定框螺纹孔与滚转轴承外圈固连。5.根据权利3要求所述的三种典型的无约束悬挂姿态维持系统，其特征是:所述滚转单 元一与滚转单元二的区别在于滚转单元一中的滚转轴承由滚转架替代，滚转架由弧形滑 块、滚珠、滚珠保持架和外支撑架构成。6.根据权利1要求所述的三种典型的无约束悬挂姿态维持系统，其特征是:俯仰及姿态 保持单元二由电磁制动二、定位螺柱、俯仰内抽、俯仰轴承二与俯仰轴承连接板二构成，定 位螺柱通过俯仰内轴的螺纹与之相连接，俯仰内轴连接在俯仰轴承二的内圈上，俯仰轴承 二的外圈与俯仰连接板二固连，俯仰连接板二上还安装有电磁制动二。7.根据权利1或6要求所述的三种典型的无约束悬挂姿态维持系统，其特征是:滚转单 元三包括滚动轴承、滚动块与固定轴承轴，滚动轴承通过轴承固定轴安装在滚动块上，轴承 固定轴在轴承固定轴安装孔内的位置可调整，其位置由轴承固定轴定位顶丝固定，滚动块 上顶面设计有方形孔与俯仰及姿态保持单元中的俯仰内轴及定位螺柱配合。8.根据权利2或4要求所述的三种典型的无约束悬挂姿态维持系统，其特征是:本发明 三种典型的无约束悬挂姿态维持系统实现方式一的装配步骤为:1)将滚转轴承内固定的定位端通过滚转定位槽与航天器主体连接，通过弧面垫片与固 定螺母初步固定上述之间的连接位置，另一侧同样的方式安装，保证两侧的滚转轴承内固 定的螺纹轴的轴线在同一直线上；2)将航天器对接端与航天器主体连接，将对接杆安装到航天器对接端上，将航天器底 板安装到航天器主体上；3)将滚转轴承的内圈与滚转轴承内固定的外弧面配合，通过内接板固定螺栓将滚转轴 承内连接板固定到滚转轴承内固定的螺纹孔上，通过滚转轴承固定顶丝将滚转轴承内圈与 滚转轴承内连接板与滚转轴承内固定固连，另一侧以同样的步骤安装；4)俯仰轴承一安装到俯仰连接板一内；5)将大轴承外固定框固定到滚转轴承的外圈上，将大轴承外固定框与俯仰轴承一固 定；6)将俯仰连接板一固定到悬挂架上；7)对另外一侧重复步骤4)?6);8)将悬挂架的横梁水平固定，两侧同时调整滚转轴承内固定的定位端与航天器主体的 滚转定位槽的连接位置，直到模拟航天器保持水平；9)拆下模拟航天器的航天器底板，拧紧固定螺母，将滚转轴承内固定与航天器主体固 连，将航天器底板安装到航天器主体上；10)将两侧的电磁制动一安装在对应的俯仰连接板一上；11)将偏航内轴与偏航角接触轴承连接，将偏航角接触轴承安装到偏航外固定内，将偏 航外接端安装到偏航内轴上，其下端与偏航角接触球轴承内圈侧面紧固，形成偏航单元；12)将偏航单元安装到悬挂架的上端。9.根据权利2或4或5要求所述的三种典型的无约束悬挂姿态维持系统，其特征是:本发 明三种典型的无约束悬挂姿态维持系统实现方式二的具体装配步骤为:1)将弧形滑块、滚珠、滚珠保持架与外支撑架组装，并用辅助安装件固定；2)将滚转轴承内固定的定位端通过滚转定位槽与航天器主体连接，通过弧面垫片与固 定螺母初步固定上述之间的连接位置，另一侧同样的方式安装，保证两侧的滚转轴承内固 定的螺纹轴的轴线在同一直线上；3)将航天器对接端与航天器主体连接，将航天器底板安装到航天器主体上，将对接杆 安装到航天器对接端上；4)将滚转架的弧形滑块与滚转轴承内固定的外弧面配合，通过内接板固定螺栓将滚转 轴承内连接板固定到滚转轴承内固定的螺纹孔上，通过滚转轴承固定顶丝将滚转架64的弧 形滑块与滚转轴承内连接板与滚转轴承内固定固连，另一侧以同样的步骤安装；5)将俯仰轴承一安装到俯仰连接板一内；6)将大轴承外固定框固定到滚转架的外支撑架上，并将大轴承外固定框固定到俯仰轴 承一上；7)将俯仰连接板一固定到悬挂架上；8)对另外一侧重复步骤5)?7);9)将悬挂架的横梁水平固定，两侧同时调整滚转轴承内固定的定位端与航天器主体的 滚转定位槽的连接位置，直到模拟航天器保持水平；10)拆下模拟航天器的航天器底板，紧固固定螺母，将滚转轴承内固定与航天器主体固 连，将航天器底板安装到航天器主体上；11)将两侧的电磁制动一安装在对应的俯仰连接板一上；12)将偏航内轴与偏航角接触轴承连接，将偏航角接触轴承安装到偏航外固定内，将偏 航外接端安装到偏航内轴上，其下端与偏航角接触球轴承内圈侧面紧固，形成偏航单元；13)将偏航单元安装到悬挂架的上端；14)拆卸滚转架的辅助安装件。10.根据权利2或6或7要求所述的三种典型的无约束悬挂姿态维持系统，其特征是:本 发明三种典型的无约束悬挂姿态维持系统实现方式三的具体装配步骤为:1)组装偏航单元，并将偏航单元安装到悬挂架上；2)组装俯仰单元二，两组俯仰单元二中定位螺柱旋出尺寸相同；3)将轴承固定轴安装到滚动块的轴承固定轴安装孔内，利用轴承固定轴定位顶丝初步 固定其位置，上下两轴承固定轴的位置保持一致，将滚动轴承固定到轴承固定轴上，形成滚 转单元三；4)将滚转单元三通过定位螺柱与俯仰内轴相连，其中定位螺柱与滚动块的方形孔底部 接触，俯仰内轴与方形孔的侧壁配合；5)俯仰单元二与滚转单元三组合的部件安装到悬挂架上；6)组装模拟航天器；7)调整两侧的俯仰单元二中的定位螺柱，将模拟航天器1安装到步骤5)中形成的部件 中，调整模拟航天器的位置直至其可达到随遇平衡的状态，固定定位螺柱。
【文档编号】B64G7/00GK106005495SQ201610409154
【公开日】2016年10月12日
【申请日】2016年6月12日
【发明人】贾英民, 贾娇, 孙施浩
【申请人】北京航空航天大学