一種懸掛式六自由度微重力環(huán)境模擬系統(tǒng)的制作方法
【專(zhuān)利摘要】本發(fā)明一種懸掛式六自由度微重力環(huán)境模擬系統(tǒng)包括模擬航天器、空間三維主動(dòng)隨動(dòng)單元、姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元、緩沖及傳感器安裝單元和控制單元，空間三維主動(dòng)隨動(dòng)單元主動(dòng)跟隨航天器的位置運(yùn)動(dòng)，并補(bǔ)償航天器所受到的重力；姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元可跟隨航天器的姿態(tài)調(diào)整運(yùn)動(dòng)，并可在航天器姿態(tài)調(diào)整好后保持航天器現(xiàn)有姿態(tài)；緩沖及傳感器安裝單元包括緩沖模塊和傳感器安裝測(cè)量模塊，緩沖模塊利用彈簧上的力不會(huì)瞬間改變的性質(zhì)提高系統(tǒng)重力補(bǔ)償?shù)木?，傳感器安裝測(cè)量模塊包括無(wú)線傾角傳感器和張力傳感器，為系統(tǒng)提供閉環(huán)控制；控制單元根據(jù)傳感器的測(cè)量結(jié)果控制伺服電機(jī)的運(yùn)動(dòng)，主動(dòng)跟隨航天器的運(yùn)動(dòng)。
【專(zhuān)利說(shuō)明】
一種懸掛式六自由度微重力環(huán)境模擬系統(tǒng)
所屬技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本發(fā)明屬于航天器及探測(cè)器等空間任務(wù)地面驗(yàn)證技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及提供航天器空間運(yùn)動(dòng)地面驗(yàn)證的六自由度微重力環(huán)境。
【背景技術(shù)】
[0002]當(dāng)前，空間任務(wù)的核心內(nèi)容是空間合作，空間合作主要是指包括交會(huì)對(duì)接在內(nèi)的各類(lèi)在軌服務(wù)，空間站的補(bǔ)給、修復(fù)與航天員的輪替等。這些空間任務(wù)實(shí)施的一般步驟包括:任務(wù)內(nèi)容的確定，執(zhí)行方案的設(shè)計(jì)，方案的地面試驗(yàn)驗(yàn)證，任務(wù)執(zhí)行器的研制，方案的在軌驗(yàn)證，以及空間任務(wù)的最后實(shí)施六個(gè)階段，每個(gè)階段缺一不可。作為空間任務(wù)實(shí)施的地面驗(yàn)證關(guān)鍵部分，地面試驗(yàn)的目標(biāo)是驗(yàn)證空間任務(wù)方案的合理性和技術(shù)可行性，而其成功與否在很大程度上取決于所采用的驗(yàn)證方法對(duì)其空間任務(wù)實(shí)施過(guò)程特征是否是真實(shí)的反映。概括地說(shuō)，這些特征包括:空間任務(wù)實(shí)施過(guò)程是在微重力環(huán)境中和航天器姿態(tài)位置運(yùn)動(dòng)不受約束等等。而目前所采用的地面驗(yàn)證方法對(duì)上述特征的反映都存在明顯的不足，例如:系統(tǒng)仿真無(wú)法實(shí)時(shí)描述任務(wù)過(guò)程;半物理仿真雖然考慮了合作目標(biāo)的相對(duì)軌道運(yùn)行，但是通常不涉及微重力環(huán)境的影響，且也常常僅對(duì)空間任務(wù)中的某一子系統(tǒng)或者特定功能進(jìn)行驗(yàn)證，而每個(gè)子系統(tǒng)性能的滿足并不意味著綜合系統(tǒng)的整體性能滿足。全物理仿真中考慮到重力補(bǔ)償和無(wú)約束運(yùn)動(dòng)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(jiàn)的為拋物飛行和自由落體，此方法的缺點(diǎn)是時(shí)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(hù)成本高且只適合低速運(yùn)動(dòng)的情況;氣浮法一般只能提供五個(gè)自由度的運(yùn)動(dòng)，在豎直方向的運(yùn)動(dòng)受限。懸掛法所占用的空間小、不受時(shí)間空間的約束，是重力補(bǔ)償常用的方法，懸掛法一般可以分為主動(dòng)重力補(bǔ)償和被動(dòng)重力補(bǔ)償。被動(dòng)重力補(bǔ)償?shù)难a(bǔ)償精度較低，對(duì)試驗(yàn)效果有較大影響;主動(dòng)重力補(bǔ)償能夠提高補(bǔ)償精度，但目前主動(dòng)重力補(bǔ)償方法一般通過(guò)單點(diǎn)懸掛提供三自由度運(yùn)動(dòng)空間或多點(diǎn)懸掛提供六自由度運(yùn)動(dòng)空間，針對(duì)實(shí)現(xiàn)航天器運(yùn)動(dòng)再現(xiàn)這個(gè)目標(biāo)，三自由度運(yùn)動(dòng)空間顯然不夠，多點(diǎn)懸掛所提供的六自由度空間會(huì)由于結(jié)構(gòu)復(fù)雜、系統(tǒng)難控導(dǎo)致試驗(yàn)效果不佳，因此，發(fā)展一種能夠更加真實(shí)反映空間任務(wù)實(shí)施過(guò)程微重力環(huán)境無(wú)約束運(yùn)動(dòng)環(huán)境，對(duì)促進(jìn)未來(lái)空間試驗(yàn)先期在地面更為精確地進(jìn)行，以降低研制風(fēng)險(xiǎn)，提高可靠性，縮短研究周期，節(jié)省投資，使相關(guān)研究成果盡快進(jìn)入國(guó)際領(lǐng)先行列，大幅度提升我國(guó)的航天能力和可持續(xù)發(fā)展的潛力是非常必要的。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明提出了一種單點(diǎn)懸掛即可提供航天器六自由度運(yùn)動(dòng)空間的地面補(bǔ)償驗(yàn)證系統(tǒng)，降低了控制的復(fù)雜度，提高了系統(tǒng)可靠性。
[0004]本發(fā)明的技術(shù)方案:
[0005]本發(fā)明一種懸掛式六自由度微重力環(huán)境模擬系統(tǒng)包括模擬航天器、空間三維主動(dòng)隨動(dòng)單元、姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元、緩沖及傳感器安裝單元和控制單元。模擬航天器用來(lái)驗(yàn)證本發(fā)明的重力補(bǔ)償精度及航天器運(yùn)動(dòng)及姿態(tài)調(diào)整的跟隨效果;空間三維主動(dòng)隨動(dòng)單元主動(dòng)跟隨航天器的位置運(yùn)動(dòng)，并補(bǔ)償航天器所受到的重力；姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元可跟隨航天器的姿態(tài)調(diào)整運(yùn)動(dòng)，并可在航天器姿態(tài)調(diào)整好后保持航天器現(xiàn)有姿態(tài)；緩沖及傳感器安裝單元包括緩沖模塊和傳感器安裝測(cè)量模塊，緩沖模塊利用彈簧上的力不會(huì)瞬間改變的性質(zhì)提高系統(tǒng)重力補(bǔ)償?shù)木?，傳感器安裝測(cè)量模塊包括無(wú)線傾角傳感器和張力傳感器，為系統(tǒng)提供閉環(huán)控制;控制單元根據(jù)傳感器的測(cè)量結(jié)果控制伺服電機(jī)的運(yùn)動(dòng)，主動(dòng)跟隨航天器的運(yùn)動(dòng)。
[0006]所述模擬航天器包括航天器底板、航天器主體、航天器對(duì)接端與對(duì)接桿，航天器底板與航天器對(duì)接端安裝在航天器主體的兩側(cè)，對(duì)接桿安裝在航天器對(duì)接端，對(duì)接桿由兩部分組成，大端為螺紋端用以和航天器對(duì)接端連接，小端為光桿用以和沒(méi)有安裝對(duì)接桿的另一模擬航天器的航天器對(duì)接端對(duì)接。
[0007]所述空間三維主動(dòng)隨動(dòng)單元包括三角固定塊、立柱、筋板、橫梁、橫向線性模組及橫向電機(jī)、縱向線性模組及縱向電機(jī)與豎向線性模組及豎向電機(jī)。三角固定塊連接在立柱側(cè)面用來(lái)與外界連接固定立柱，三角固定塊、立柱、筋板與橫梁構(gòu)成了空間三維主動(dòng)隨動(dòng)單元的三角支撐結(jié)構(gòu)，選用三角支撐結(jié)構(gòu)可擴(kuò)大模擬航天器的運(yùn)動(dòng)范圍；橫向線性模組及橫向電機(jī)安裝的橫梁上，在橫向電機(jī)的帶動(dòng)下其上的滑塊可沿橫向線性模組運(yùn)動(dòng);縱向線性模組及縱向電機(jī)安裝在橫向線性模組及橫向電機(jī)的滑塊上，縱向線性模組的滑塊在縱向電機(jī)的帶動(dòng)下可沿縱向線性模組運(yùn)動(dòng);豎向線性模組及豎向電機(jī)安裝在縱向線性模組及縱向電機(jī)的滑塊上，豎向線性模組的齒條在豎向電機(jī)的帶動(dòng)下可沿豎向運(yùn)動(dòng)；則齒條可在橫向線性模組、縱向線性模組及豎向線性模組及其相關(guān)電機(jī)的帶動(dòng)下實(shí)現(xiàn)空間的三維運(yùn)動(dòng)。
[0008]所述姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元包括滾轉(zhuǎn)模塊、俯仰及姿態(tài)保持模塊、懸掛架與偏航模塊，滾轉(zhuǎn)模塊直接與航天器連接用以固定航天器并跟隨航天器的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，滾轉(zhuǎn)模塊連接到俯仰及姿態(tài)保持模塊上，俯仰及姿態(tài)保持模塊連接在懸掛架的側(cè)板上并可跟隨航天器的俯仰運(yùn)動(dòng)并可保持航天器的現(xiàn)有姿態(tài)，偏航模塊連接在懸掛架的橫梁上可跟隨航天器的偏航運(yùn)動(dòng)。
[0009]所述緩沖及傳感器安裝單元包括緩沖模塊及傳感器安裝測(cè)量模塊，緩沖模塊包括彈簧下端固定塊、壓簧、內(nèi)軸、彈簧外套與加長(zhǎng)型直線軸承，加長(zhǎng)型直線軸承安裝在彈簧外套上端，其內(nèi)壁與內(nèi)軸配合，保證內(nèi)軸相對(duì)于彈簧外套無(wú)晃動(dòng)微摩擦運(yùn)動(dòng)，壓簧上端與加長(zhǎng)型直線軸承下端接觸，下端通過(guò)彈簧下端固定塊固定，當(dāng)內(nèi)軸相對(duì)于彈簧外套運(yùn)動(dòng)時(shí)，壓簧的壓縮長(zhǎng)度隨之變化;傳感器安裝測(cè)量模塊包括傳感器安裝板、十字萬(wàn)向節(jié)、無(wú)線傾角傳感器、電池安裝板、張力傳感器連接柱與張力傳感器，無(wú)線傾角傳感器安裝在傳感器安裝板上，傳感器安裝板安裝在內(nèi)軸上，內(nèi)軸通過(guò)銷(xiāo)釘與十字萬(wàn)向節(jié)下端固連，十字聯(lián)軸器的上端通過(guò)張力傳感器連接柱連接到張力傳感器上，張力傳感器連接柱上還安裝有電池安裝板。
[0010]所述控制單元包括電機(jī)驅(qū)動(dòng)器、無(wú)線接收器及控制卡，無(wú)線接收器用以接收無(wú)線傾角傳感器的信息，控制卡對(duì)各種信號(hào)進(jìn)行處理通過(guò)電機(jī)驅(qū)動(dòng)器控制相關(guān)電機(jī)的運(yùn)動(dòng)，主動(dòng)跟隨航天器的運(yùn)動(dòng)并補(bǔ)償航天器的重力。
[0011]所述模擬航天器安裝在姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元的滾動(dòng)模塊上，姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元與緩沖及傳感器安裝單元連接，緩沖及傳感器安裝單元連接到空間三維隨動(dòng)單元的齒條上。
[0012]本發(fā)明一種懸掛式六自由度微重力環(huán)境模擬系統(tǒng)的工作原理及工作過(guò)程為:當(dāng)航天器進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整時(shí)，姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元跟隨航天器的姿態(tài)調(diào)整運(yùn)動(dòng)，姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元保證了航天器在其旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的軸線對(duì)稱(chēng)的兩側(cè)質(zhì)量均勻分布，航天器本身的重力對(duì)其姿態(tài)調(diào)整運(yùn)動(dòng)無(wú)影響；當(dāng)航天器進(jìn)行軌道機(jī)動(dòng)，調(diào)整其位置時(shí)，航天器水平運(yùn)動(dòng)帶動(dòng)緩沖及傳感器安裝單元繞十字萬(wàn)向節(jié)擺動(dòng)，無(wú)線傾角傳感器將測(cè)量得到的偏轉(zhuǎn)角度傳遞給控制卡，控制卡通過(guò)電機(jī)驅(qū)動(dòng)器控制橫向與縱向的電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)帶動(dòng)對(duì)應(yīng)的線性模組運(yùn)動(dòng)消除偏轉(zhuǎn)角度跟隨航天器的水平運(yùn)動(dòng)，當(dāng)航天器豎向運(yùn)動(dòng)時(shí)，與之剛性連接的彈簧外套相對(duì)內(nèi)軸運(yùn)動(dòng)，壓簧壓縮長(zhǎng)度變化其上的力隨之變化，張力傳感器測(cè)得這一變化傳遞給控制卡，控制卡控制電機(jī)驅(qū)動(dòng)器控制豎向電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)帶動(dòng)豎向線性模組運(yùn)動(dòng)消除彈簧壓縮量的變化從而跟隨航天器的豎向運(yùn)動(dòng)并補(bǔ)償航天器所受的重力。
[0013]本發(fā)明對(duì)比已有的技術(shù)有如下特點(diǎn):
[0014]1、加入了彈簧緩沖裝置提高了系統(tǒng)的補(bǔ)償精度；
[0015]2、單點(diǎn)懸掛即可提供航天器六自由度的運(yùn)動(dòng)環(huán)境并補(bǔ)償航天器受到的重力；
[0016]3、加入了姿態(tài)保持模塊，擴(kuò)展了本發(fā)明的應(yīng)用范圍；
[0017]4、采用無(wú)線傾角傳感器減小了接線對(duì)系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)的干擾。
【附圖說(shuō)明】
[0018]圖1是一種懸掛式六自由度微重力環(huán)境模擬系統(tǒng)的整體視圖及正視圖。
[0019]圖中標(biāo)號(hào):1:模擬航天器;2:姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元;3:緩沖及傳感器安裝單元;4:空間三維隨動(dòng)單元。
[0020]圖2是模擬航天器。
[0021 ]圖中標(biāo)號(hào):11:航天器底板;12:航天器主體:13:航天器對(duì)接端;14:對(duì)接桿。
[0022]圖3是姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元。
[0023]圖中標(biāo)號(hào):21:滾轉(zhuǎn)模塊;22:俯仰及姿態(tài)保持模塊;23:懸掛架;24:偏航模塊。
[0024]圖4是滾轉(zhuǎn)模塊。
[0025]圖中標(biāo)號(hào):211:內(nèi)接板固定螺栓;212:滾轉(zhuǎn)軸承固定頂絲;213:滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)接連接板;214:滾轉(zhuǎn)軸承;215:滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)固定;216:弧面墊片;217:固定螺母。
[0026]圖5是俯仰及姿態(tài)保持模塊。
[0027]圖中標(biāo)號(hào):221:電磁制動(dòng);222:俯仰連接板;223:俯仰軸承;224:大軸承外固定框。
[0028]圖6是偏航模塊。
[0029]圖中標(biāo)號(hào):241:偏航外固定；242:偏航內(nèi)軸；243:偏航角接觸軸承；244:偏航外接端。
[0030]圖7是緩沖及傳感器安裝單元。
[0031]圖中標(biāo)號(hào):31:緩沖模塊;32:傳感器安裝測(cè)量模塊;311:彈簧下端固定塊;312:壓簧;313:內(nèi)軸;314:彈簧外套;315:加長(zhǎng)型直線軸承;321:傳感器安裝板;322:十字萬(wàn)向節(jié)；323:無(wú)線傾角傳感器;324:電池安裝板;325:張力傳感器連接柱;326:張力傳感器。
[0032]圖8是空間三維隨動(dòng)單元。
[0033]圖中標(biāo)號(hào):41:三角固定塊;42:立柱;43:筋板;44:橫梁;45:橫向線性模組及橫向電機(jī);46:縱向線性模組及縱向電機(jī);47豎向線性模組及豎向電機(jī)。
【具體實(shí)施方式】
[0034]下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步說(shuō)明。
[0035]結(jié)合圖1，本發(fā)明一種懸掛式六自由度微重力環(huán)境模擬系統(tǒng)包括模擬航天器1、姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元2、緩沖及傳感器安裝單元3與空間三維隨動(dòng)單元4。模擬航天器I通過(guò)姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元2連接到緩沖及傳感器安裝單元3上，緩沖及傳感器安裝單元3連接到空間三維隨動(dòng)單元4上。
[0036]結(jié)合圖2，模擬航天器I包括航天器底板11、航天器主體12、航天器對(duì)接端13與對(duì)接桿14，航天器底板I與航天器對(duì)接端13安裝在航天器主體12的兩端，對(duì)接桿14安裝在航天器對(duì)接端13的端面螺紋孔上。
[0037]結(jié)合圖3?圖6，姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元2包括滾轉(zhuǎn)模塊21、俯仰及姿態(tài)保持模塊22、懸掛架23與偏航模塊24。模擬航天器I通過(guò)滾轉(zhuǎn)模塊21與姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元2連接，滾轉(zhuǎn)模塊21與俯仰及姿態(tài)保持模塊22連接，俯仰及姿態(tài)保持模塊22安裝在懸掛架23的兩側(cè)，懸掛架23上端橫梁正中位置安裝有偏航模塊24。滾轉(zhuǎn)模塊21包括內(nèi)接板固定螺栓211、滾轉(zhuǎn)軸承固定頂絲212、滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)接連接板213、滾轉(zhuǎn)軸承214、滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)固定215、弧面墊片216與固定螺母217，具體連接關(guān)系見(jiàn)圖4;俯仰及姿態(tài)保持模塊22包括電磁制動(dòng)221、俯仰連接板222、俯仰軸承223與大軸承外固定框224，具體連接關(guān)系見(jiàn)圖5;偏航模塊24包括偏航外固定241、偏航內(nèi)軸242、偏航角接觸軸承243與偏航外接端245，具體連接關(guān)系見(jiàn)圖6。
[0038]結(jié)合圖3?圖6模擬航天器I與姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元2的連接安裝步驟為:
[0039]I)將滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)固定215與航天器主體12連接，通過(guò)弧面墊片216與固定螺母217初步固定上述之間的連接位置，另一側(cè)同樣的方式安裝，保證兩側(cè)的滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)固定215的螺紋軸軸線在同一直線上；
[0040]2)將航天器對(duì)接端13與航天器主體12連接，將航天器底板11安裝到航天器主體12上，將對(duì)接桿14安裝到航天器對(duì)接端13上；
[0041 ] 3)將滾轉(zhuǎn)軸承214的內(nèi)圈與滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)固定215配合，通過(guò)內(nèi)接板固定螺栓211將滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)連接板213固定到滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)固定215的螺紋孔上，通過(guò)滾轉(zhuǎn)軸承固定頂絲212將滾轉(zhuǎn)軸承214內(nèi)圈與滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)連接板213與滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)固定215固連，另一側(cè)以同樣的步驟安裝；
[0042]4)將俯仰軸承223安裝到俯仰連接板222內(nèi)；
[0043]5)將大軸承外固定框224固定到滾轉(zhuǎn)軸承214的外圈上，并將大軸承外固定框224固定到俯仰軸承223上；
[0044]6)將俯仰連接板222固定到懸掛架23上；
[0045]7)對(duì)另外一側(cè)重復(fù)步驟4)?6);
[0046]8)將懸掛架23的橫梁水平固定，兩側(cè)同時(shí)調(diào)整滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)固定215與航天器主體12的滾轉(zhuǎn)定位槽的連接位置，直到模擬航天器I保持水平；
[0047]9)拆下模擬航天器I的航天器底板11，擰緊固定螺母217，將滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)固定215與航天器主體12固連，將航天器底板11安裝到航天器主體12上；
[0048]1)將兩側(cè)的電磁制動(dòng)221安裝在對(duì)應(yīng)的俯仰連接板212上；
[0049]11)將偏航內(nèi)軸242與偏航角接觸軸承243連接，將偏航角接觸軸承243安裝到偏航外固定241內(nèi)，將偏航外接端244安裝到偏航內(nèi)軸242上，其下端與偏航角接觸球軸承243內(nèi)圈側(cè)面緊固，形成偏航單元24;
[0050]12)將偏航單元24安裝到懸掛架23的上端。
[0051]結(jié)合圖7緩沖及傳感器安裝單元3包括緩沖模塊31與傳感器安裝測(cè)量模塊32，緩沖模塊31包括彈簧下端固定塊311、壓簧312、內(nèi)軸313、彈簧外套314與加長(zhǎng)型直線軸承315;壓簧312安裝在彈簧外套314內(nèi)，其上端與安裝在彈簧外套314內(nèi)的加長(zhǎng)型直線軸承315下端接觸，其下端通過(guò)彈簧下端固定塊311連接到與加長(zhǎng)型直線軸承315內(nèi)側(cè)配合的內(nèi)軸313上，當(dāng)彈簧外套314相對(duì)內(nèi)軸313運(yùn)動(dòng)時(shí)，壓簧312的壓縮量隨之改變。傳感器安裝測(cè)量模塊32包括傳感器安裝板321、十字萬(wàn)向節(jié)322、無(wú)線傾角傳感器323、電池安裝板324、張力傳感器連接柱325與張力傳感器326，無(wú)線傾角傳感器323安裝在傳感器安裝板321上，傳感器安裝板321固定在緩沖模塊31的內(nèi)軸313上，內(nèi)軸313的上端與十字萬(wàn)向節(jié)322的下端連接，十字萬(wàn)向節(jié)322的上端通過(guò)張力傳感器連接柱325連接到張力傳感器326上，張力傳感器連接柱325上還安裝有電池安裝板324。無(wú)線傾角傳感器323用以測(cè)量?jī)?nèi)軸313相對(duì)于十字萬(wàn)向節(jié)322固定端的擺角，即相對(duì)于水平面的傾斜角度，張力傳感器326用以測(cè)量壓簧312上力的變化。
[0052]結(jié)合圖8，空間三維隨動(dòng)單元4包括三角固定塊41、立柱42、筋板43、橫梁44、橫向線性模組及橫向電機(jī)45、縱向線性模組及縱向電機(jī)46與豎向線性模組及豎向電機(jī)47。三角固定塊41安裝在立柱42的兩側(cè)用以和外界固定，三角固定塊41、立柱42、筋板43與橫梁44構(gòu)成本單元的支撐架，橫向線性模組及橫向電機(jī)45安裝在橫梁44上，縱向線性模組及縱向電機(jī)46安裝在橫向線性模組及橫向電機(jī)45的滑塊上，豎向線性模組及豎向電機(jī)47安裝在縱向線性模組及縱向電機(jī)46的滑塊上。
[0053]結(jié)合圖1?圖3與圖7?圖8，各單元之間的連接順序?yàn)槟M航天器I安裝在姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元2上，姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元2通過(guò)偏航模塊24偏航外接端244與緩沖及傳感器安裝單元3的彈簧外套314連接，緩沖及傳感器安裝單元3通過(guò)張力傳感器326的連接件與空間三維隨動(dòng)單元4的豎向線性模組及豎向電機(jī)47的齒條下端連接。當(dāng)模擬航天器I水平運(yùn)動(dòng)時(shí)帶動(dòng)緩沖模塊31繞傳感器安裝測(cè)量模塊32的十字軸萬(wàn)向節(jié)322擺動(dòng)，無(wú)線傾角傳感器323測(cè)得角度變化將信息傳遞給控制單元，控制單元經(jīng)過(guò)信息處理驅(qū)動(dòng)電機(jī)驅(qū)動(dòng)器控制橫向線性模組及橫向電機(jī)45與縱向線性模組及縱向電機(jī)46運(yùn)動(dòng)消除角度變化主動(dòng)跟隨模擬航天器I的水平運(yùn)動(dòng)；當(dāng)模擬航天器I豎向運(yùn)動(dòng)時(shí)帶動(dòng)緩沖單元31的彈簧外套314相對(duì)內(nèi)軸313運(yùn)動(dòng)，壓簧312上的力隨之變化，張力傳感器326將測(cè)量得到的數(shù)值傳遞給控制單元，控制單元經(jīng)過(guò)處理控制豎向線性模組及豎向電機(jī)運(yùn)動(dòng)使張力傳感器326的數(shù)值恢復(fù)至設(shè)定的數(shù)值，從而跟隨模擬航天器I的豎向運(yùn)動(dòng)并補(bǔ)償其重力。當(dāng)模擬航天器I姿態(tài)調(diào)整時(shí)，姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元2可跟隨模擬航天器I的姿態(tài)調(diào)整運(yùn)動(dòng)，為減小外界干擾，模擬航天器I完成姿態(tài)調(diào)整后進(jìn)行對(duì)接時(shí)，可以通過(guò)俯仰及姿態(tài)保持模塊22的電磁制動(dòng)221保持航天器的現(xiàn)有姿態(tài)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種懸掛式六自由度微重力環(huán)境模擬系統(tǒng)，其特征是:系統(tǒng)包括模擬航天器、空間三維主動(dòng)隨動(dòng)單元、姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元、緩沖及傳感器安裝單元和控制單元，緩沖及傳感器安裝單元包括緩沖模塊和傳感器安裝測(cè)量模塊，傳感器安裝測(cè)量模塊包括無(wú)線傾角傳感器和張力傳感器。2.根據(jù)權(quán)利I要求所述的一種懸掛式六自由度微重力環(huán)境模擬系統(tǒng)，其特征是:空間三維主動(dòng)隨動(dòng)單元包括三角固定塊、立柱、筋板、橫梁、橫向線性模組及橫向電機(jī)、縱向線性模組及縱向電機(jī)與豎向線性模組及豎向電機(jī)，三角固定塊連接在立柱側(cè)面用來(lái)外界連接固定立柱，三角固定塊、立柱、筋板與橫梁構(gòu)成了空間三維主動(dòng)隨動(dòng)單元的三角支撐結(jié)構(gòu)，橫向線性模組及橫向電機(jī)安裝的橫梁上，縱向線性模組及縱向電機(jī)安裝在橫向線性模組及橫向電機(jī)的滑塊上，豎向線性模組及豎向電機(jī)安裝在縱向線性模組及縱向電機(jī)的滑塊上。3.根據(jù)權(quán)利I要求所述的一種懸掛式六自由度微重力環(huán)境模擬系統(tǒng)，其特征是:所述姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元包括滾轉(zhuǎn)模塊、俯仰及姿態(tài)保持模塊、懸掛架與偏航模塊，模擬航天器通過(guò)滾轉(zhuǎn)模塊與姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元連接，滾轉(zhuǎn)模塊與俯仰及姿態(tài)保持模塊連接，俯仰及姿態(tài)保持模塊安裝在懸掛架的兩側(cè)，懸掛架上端橫梁正中位置安裝有偏航模塊，滾轉(zhuǎn)模塊包括內(nèi)接板固定螺栓、滾轉(zhuǎn)軸承固定頂絲、滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)接連接板、滾轉(zhuǎn)軸承、滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)固定、弧面墊片與固定螺母;俯仰及姿態(tài)保持模塊包括電磁制動(dòng)、俯仰連接板、俯仰軸承與大軸承外固定框;偏航模塊包括偏航外固定、偏航內(nèi)軸、偏航角接觸軸承與偏航外接端。4.根據(jù)權(quán)利3要求所述的一種懸掛式六自由度微重力環(huán)境模擬系統(tǒng)，其特征是:模擬航天器與姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元的連接安裝步驟為: 1)將滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)固定與航天器主體連接，通過(guò)弧面墊片與固定螺母初步固定上述之間的連接位置，另一側(cè)同樣的方式安裝，保證兩側(cè)的滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)固定的螺紋軸軸線在同一直線上； 2)將航天器對(duì)接端與航天器主體連接，將航天器底板安裝到航天器主體上，將對(duì)接桿安裝到航天器對(duì)接端上； 3)將滾轉(zhuǎn)軸承的內(nèi)圈與滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)固定配合，通過(guò)內(nèi)接板固定螺栓將滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)連接板固定到滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)固定的螺紋孔上，通過(guò)滾轉(zhuǎn)軸承固定頂絲將滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)圈與滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)連接板與滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)固定固連，另一側(cè)以同樣的步驟安裝； 4)將俯仰軸承安裝到俯仰連接板內(nèi)； 5)將大軸承外固定框固定到滾轉(zhuǎn)軸承的外圈上，并將大軸承外固定框固定到俯仰軸承上; 6)將俯仰連接板固定到懸掛架上； 7)對(duì)另外一側(cè)重復(fù)步驟4)?6); 8)將懸掛架的橫梁水平固定，兩側(cè)同時(shí)調(diào)整滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)固定與航天器主體的滾轉(zhuǎn)定位槽的連接位置，直到模擬航天器保持水平； 9)拆下模擬航天器的航天器底板，擰緊固定螺母，將滾轉(zhuǎn)軸承內(nèi)固定與航天器主體固連，將航天器底板安裝到航天器主體上； 10)將兩側(cè)的電磁制動(dòng)安裝在對(duì)應(yīng)的俯仰連接板上； 11)將偏航內(nèi)軸與偏航角接觸軸承連接，將偏航角接觸軸承安裝到偏航外固定內(nèi)，將偏航外接端安裝到偏航內(nèi)軸上，其下端與偏航角接觸球軸承內(nèi)圈側(cè)面緊固，形成偏航單元； 12)將偏航單元安裝到懸掛架的上端。5.根據(jù)權(quán)利I要求所述的一種懸掛式六自由度微重力環(huán)境模擬系統(tǒng)，其特征是:所述緩沖及傳感器安裝單元包括緩沖模塊及傳感器安裝測(cè)量模塊，緩沖模塊包括彈簧下端固定塊、壓簧、內(nèi)軸、彈簧外套與加長(zhǎng)型直線軸承，加長(zhǎng)型直線軸承安裝在彈簧外套上端，其內(nèi)壁與內(nèi)軸配合，壓簧上端與加長(zhǎng)型直線軸承下端接觸，下端通過(guò)彈簧下端固定塊固定，傳感器安裝測(cè)量模塊包括傳感器安裝板、十字萬(wàn)向節(jié)、無(wú)線傾角傳感器、電池安裝板、張力傳感器連接柱與張力傳感器，無(wú)線傾角傳感器安裝在傳感器安裝板上，傳感器安裝板安裝在內(nèi)軸上，內(nèi)軸通過(guò)銷(xiāo)釘與十字萬(wàn)向節(jié)下端固連，十字聯(lián)軸器的上端通過(guò)張力傳感器連接柱連接到張力傳感器上，張力傳感器連接柱上還安裝有電池安裝板。6.根據(jù)權(quán)利2或3或5要求所述的一種懸掛式六自由度微重力環(huán)境模擬系統(tǒng)，其特征是:模擬航天器安裝在姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元上，姿態(tài)隨動(dòng)及固定單元通過(guò)偏航模塊的偏航外接端與緩沖及傳感器安裝單元的彈簧外套連接，緩沖及傳感器安裝單元通過(guò)張力傳感器的連接件與空間三維隨動(dòng)單元的豎向線性模組及豎向電機(jī)的齒條下端連接。
【文檔編號(hào)】B64G7/00GK106005497SQ201610414344
【公開(kāi)日】2016年10月12日
【申請(qǐng)日】2016年6月13日
【發(fā)明人】賈英民, 賈嬌, 孫施浩, 杜軍平
【申請(qǐng)人】北京航空航天大學(xué)