一種具有慣性補(bǔ)償?shù)姆且?guī)則航天器姿態(tài)隨動系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】一種具有慣性補(bǔ)償?shù)姆且?guī)則航天器姿態(tài)隨動系統(tǒng)包括模擬航天器、連接固定單元、滾轉(zhuǎn)俯仰單元、懸掛架及偏航補(bǔ)償單元，連接固定單元與航天器直接接觸并可根據(jù)航天器外形及質(zhì)心位置調(diào)整其在本發(fā)明中的懸掛位置；滾轉(zhuǎn)俯仰單元包括滾轉(zhuǎn)模塊與俯仰模塊，滾轉(zhuǎn)模塊與連接固定單元的貼合程度由俯仰模塊控制，滾轉(zhuǎn)俯仰單元可跟隨航天器的滾轉(zhuǎn)俯仰姿態(tài)運(yùn)動；滾轉(zhuǎn)俯仰單元通過懸掛架與偏航補(bǔ)償單元連接，偏航補(bǔ)償單元包括偏航模塊與慣性補(bǔ)償模塊，偏航模塊可跟隨航天器的偏航運(yùn)動，慣性補(bǔ)償模塊可補(bǔ)償連接裝置在航天器姿態(tài)調(diào)整運(yùn)動時(shí)增加的慣性力，本發(fā)明可保證航天器在地面驗(yàn)證時(shí)其姿態(tài)調(diào)整不受重力影響，且可補(bǔ)償由于連接裝置引入的附加的慣性力。
【專利說明】一種具有慣性補(bǔ)償?shù)姆且?guī)則航天器姿態(tài)隨動系統(tǒng) 所屬技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明屬于航天器及探測器等空間任務(wù)地面驗(yàn)證技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及提供航天器 地面驗(yàn)證的姿態(tài)無約束的運(yùn)動環(huán)境。
【背景技術(shù)】
[0002] 為了保證航天任務(wù)的順利完成，航天器執(zhí)行任務(wù)前必須在地面進(jìn)行充分的實(shí)驗(yàn)， 而其成功與否在很大程度上取決于所采用的驗(yàn)證方法對其空間任務(wù)實(shí)施過程的特征能否 真實(shí)反映，概括地說，這些特征包括:空間任務(wù)實(shí)施過程是否在微重力環(huán)境中以及航天器姿 態(tài)位置運(yùn)動是否受約束等等。而目前所采用的地面驗(yàn)證方法對上述特征的反映都存在明顯 的不足，例如:系統(tǒng)仿真無法實(shí)時(shí)描述任務(wù)過程;半物理仿真雖然考慮了合作目標(biāo)的相對軌 道運(yùn)行，但是通常不涉及無約束的自由運(yùn)動;全物理仿真中考慮到重力補(bǔ)償和無約束運(yùn)動 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)動的情況;氣浮法一般只能提供五個(gè)自由度的運(yùn)動，在豎直方 向的運(yùn)動受限。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重力補(bǔ)償和被動重力補(bǔ)償，多用于空間機(jī)械臂微重力試驗(yàn)研究。被 動重力補(bǔ)償?shù)难a(bǔ)償精度較低，對試驗(yàn)效果有較大影響;主動重力補(bǔ)償能夠提高補(bǔ)償精度，但 目前主動重力補(bǔ)償方法一般通過單點(diǎn)懸掛提供三自由度運(yùn)動空間或多點(diǎn)懸掛提供六自由 度運(yùn)動空間，針對實(shí)現(xiàn)航天器運(yùn)動再現(xiàn)這個(gè)目標(biāo)，三自由度運(yùn)動空間顯然不夠，多點(diǎn)懸掛所 提供的六自由度空間會由于結(jié)構(gòu)復(fù)雜、系統(tǒng)難以控制導(dǎo)致試驗(yàn)效果不佳，因此，發(fā)展一種能 夠在單點(diǎn)懸掛的基礎(chǔ)上提供航天器六自由度無約束運(yùn)動，對促進(jìn)未來空間試驗(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)入國際領(lǐng)先行列，大幅度提升我國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)明提出的一種具有慣性補(bǔ)償?shù)姆且?guī)則航天器姿態(tài)隨動系統(tǒng)可保證航天器在 地面驗(yàn)證時(shí)其姿態(tài)調(diào)整不受重力影響，且可以補(bǔ)償由于連接裝置引入的附加的慣性力。本 系統(tǒng)只需調(diào)整附屬連接件就能完成對不同外形航天器，或幾何中心與質(zhì)心不重合的航天器 的任務(wù)驗(yàn)證，適用范圍廣，且可以和空間三維運(yùn)動系統(tǒng)結(jié)合，再現(xiàn)航天器的空間運(yùn)動，進(jìn)一 步提高航天器地面驗(yàn)證的置信度。
[0004] 本發(fā)明的技術(shù)方案：
[0005] 本發(fā)明一種具有慣性補(bǔ)償?shù)姆且?guī)則航天器姿態(tài)隨動系統(tǒng)包括模擬航天器、連接固 定單元、滾轉(zhuǎn)俯仰單元、懸掛架及偏航補(bǔ)償單元。連接固定單元與航天器直接接觸并可根據(jù) 航天器的外形及質(zhì)心位置調(diào)整其在本發(fā)明中的懸掛位置;滾轉(zhuǎn)俯仰單元包括滾轉(zhuǎn)模塊與俯 仰模塊，滾轉(zhuǎn)模塊與連接固定單元的貼合程度由俯仰模塊控制，滾轉(zhuǎn)俯仰單元可跟隨航天 器的滾轉(zhuǎn)俯仰姿態(tài)運(yùn)動;滾轉(zhuǎn)俯仰單元通過懸掛架與偏航補(bǔ)償單元連接，偏航補(bǔ)償單元包 括偏航模塊與慣性補(bǔ)償模塊，偏航模塊可跟隨航天器的偏航運(yùn)動，慣性補(bǔ)償模塊可補(bǔ)償連 接固定單元、滾轉(zhuǎn)俯仰單元、懸掛架及偏航模塊在航天器姿態(tài)調(diào)整運(yùn)動時(shí)增加的慣性力。
[0006] 本發(fā)明的工作過程為:將航天器安裝在連接固定單元上，調(diào)整其至合適位置，本發(fā) 明一種具有慣性補(bǔ)償?shù)姆且?guī)則航天器姿態(tài)隨動系統(tǒng)可跟隨航天器的姿態(tài)運(yùn)動，并補(bǔ)償連接 裝置引入的附加慣性力。
[0007] 本發(fā)明對比已有的技術(shù)有如下特點(diǎn)：
[0008] 1、設(shè)計(jì)有連接固定單元，可防止?jié)L轉(zhuǎn)模塊相對于航天器由于摩擦過小導(dǎo)致的側(cè) 滑；
[0009] 2、調(diào)整了施力位置，增加了滾轉(zhuǎn)模塊與俯仰模塊連接的剛度；
[0010] 3、增加了慣性補(bǔ)償模塊，可補(bǔ)償連接隨動單元引入的附加慣性力；
[0011] 4、適用于更廣范圍的航天器；
[0012] 5、結(jié)構(gòu)精簡，易于擴(kuò)展其應(yīng)用。
【附圖說明】
[0013] 圖1是本發(fā)明一種具有慣性補(bǔ)償?shù)姆且?guī)則航天器姿態(tài)隨動系統(tǒng)。
[0014] 圖中標(biāo)號：1:模擬航天器;2:連接固定單元;3:滾轉(zhuǎn)俯仰單元;4:懸掛架;5:偏航補(bǔ) 償單元。
[00?5]圖2是連接固定單元。
[0016]圖中標(biāo)號：21:固定環(huán)；22:連接螺柱；23:施力調(diào)整法蘭；211:連接螺紋孔;212:滾 動槽。
[0017] 圖3是連接螺柱與施力調(diào)整法蘭。
[0018] 圖中標(biāo)號:221:螺柱固定端;222:螺柱施力端;223:螺柱調(diào)整端;231:法蘭頂絲孔； 232:法蘭施力固定端;233:法蘭調(diào)節(jié)螺紋。
[0019] 圖4是滾轉(zhuǎn)俯仰單元。
[0020] 圖中標(biāo)號:31:滾轉(zhuǎn)模塊;32:俯仰模塊。
[0021] 圖5是滾轉(zhuǎn)模塊與俯仰模塊。
[0022] 311:滾動軸承；312:滾動軸承軸；313:沉頭固定螺絲；314:抱緊塊;321:軸承座； 322:滾子軸承組;323:俯仰軸;324:調(diào)整螺栓:325:內(nèi)嵌小軸承;326:軸承蓋;327:軸承蓋固 定螺栓。
[0023]圖6是滾動軸承固定軸與抱緊塊。
[0024]圖中標(biāo)號：312:滾動軸承軸；3141:長方孔;3142:俯仰軸固定孔;3143:上端頂絲 孔;3144:側(cè)邊頂絲孔。
[0025] 圖7是偏航補(bǔ)償單元。
[0026] 51 :慣性補(bǔ)償模塊;52:偏航模塊。
[0027]圖8是偏航模塊與慣性補(bǔ)償模塊。
[0028] 511:補(bǔ)償大齒輪；512:補(bǔ)償小齒輪；513:防塵固定連接板；514:補(bǔ)償伺服電機(jī)； 521:偏航座;522:偏航軸;523:偏航軸承;524:偏航連接件;525:補(bǔ)償模塊固定螺栓。
[0029]圖9滾轉(zhuǎn)模塊受力分析示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0030] 下面結(jié)合附圖對本發(fā)明做進(jìn)一步說明。
[0031] 結(jié)合圖1，本發(fā)明一種具有慣性補(bǔ)償?shù)姆且?guī)則航天器姿態(tài)隨動系統(tǒng)包括模擬航天 器1、連接固定單元2、滾轉(zhuǎn)俯仰單元3、懸掛架4及偏航補(bǔ)償單元5構(gòu)成，其中連接固定單元2 用以固定模擬航天器1，并找準(zhǔn)其質(zhì)心位置，滾轉(zhuǎn)俯仰單元3與連接固定單元2配合且兩兩單 元的接觸力可調(diào)節(jié)，滾轉(zhuǎn)俯仰單元3連接在懸掛架4上，懸掛架4的橫梁上還安裝有偏航補(bǔ)償 單元5。
[0032]結(jié)合圖2與圖3,連接固定單元2包括固定環(huán)21，連接螺柱22與施力調(diào)整法蘭23,固 定環(huán)21上分布有連接螺紋孔211與滾動槽212，其中連接螺紋孔211為兩組，一組夾角為90°， 另一組夾角為60°，可根據(jù)航天器的形狀與質(zhì)心位置選取合適的連接螺紋孔211，連接螺柱 22-端與固定環(huán)21上的連接螺紋孔211配合，另一端與施力調(diào)整法蘭23配合，具體的，連接 螺柱22設(shè)計(jì)有螺柱固定端221、螺柱施力端222與螺柱調(diào)整端223,施力調(diào)整法蘭23上設(shè)計(jì)有 法蘭頂絲孔231、法蘭施力固定端232與法蘭調(diào)節(jié)螺紋233,螺柱固定端221與連接螺紋孔211 配合，螺柱調(diào)整端223與法蘭調(diào)節(jié)螺紋233配合，法蘭頂絲孔231用于增加施力調(diào)整法蘭23與 模擬航天器1的摩擦力，螺柱施力端222與法蘭施力固定端232作用均為安裝時(shí)方便夾持固 定。
[0033]結(jié)合圖1~圖3,以圖1中給出的模擬航天器1為對象，其裝配步驟為
[0034] 1)將連接螺柱22的螺柱固定端221連接到固定環(huán)21的夾角為90°的連接螺紋孔211 上(選擇的連接螺紋孔211由航天器的外形與質(zhì)心位置確定）；
[0035] 2)通過螺柱施力端222固定連接螺柱22,將施力調(diào)整法蘭23的法蘭調(diào)節(jié)螺紋233與 連接螺柱22的螺紋調(diào)整端223配合；
[0036] 3)與之對應(yīng)的另一側(cè)按照步驟1)~2)安裝；
[0037] 4)完成步驟1)~3)后，通過調(diào)整施力調(diào)整法蘭23的法蘭調(diào)節(jié)螺紋233與連接螺柱 22的螺柱調(diào)整端223的配合位置固定模擬航天器1，調(diào)整方法為固定連接螺柱22,旋轉(zhuǎn)施力 調(diào)整法蘭23;
[0038] 5)將頂絲安裝到施力調(diào)整法蘭23的法蘭頂絲孔231內(nèi)，固定模擬航天器1，完成連 接固定單元2與模擬航天器1的裝配，此裝配完成的組件稱為固定裝配。
[0039]結(jié)合圖4~圖6滾轉(zhuǎn)俯仰單元3包括滾轉(zhuǎn)模塊31與俯仰模塊32,滾轉(zhuǎn)模塊31包括滾 動軸承311、滾動軸承軸312、沉頭固定螺絲313與抱緊塊314,滾動軸承311通過滾動軸承軸 312安裝到抱緊塊314上，抱緊塊314上還配合有沉頭固定螺絲313,具體的，滾動軸承軸312 安裝在抱緊塊314的長方孔3141內(nèi)，其在長方孔3141的位置可調(diào)整，調(diào)整至合適位置后，由 安裝在上端頂絲孔3143與側(cè)邊頂絲孔3144內(nèi)的頂絲固定，抱緊塊314上還設(shè)計(jì)有俯仰軸固 定孔3142與俯仰模塊32的俯仰軸323配合。俯仰模塊32包括軸承座321、滾子軸承組322、俯 仰軸323、調(diào)整螺栓324、內(nèi)嵌小軸承325、軸承蓋326與軸承蓋固定螺栓327,滾子軸承組322 安裝在軸承座321內(nèi)，其一端由軸承座321內(nèi)的凸臺固定，另一端由軸承蓋326的凸臺固定， 俯仰軸323與滾子軸承組322的內(nèi)圈配合，其一端與滾轉(zhuǎn)模塊31的抱緊塊314的俯仰軸固定 孔3142配合并通過沉頭固定螺絲313與滾轉(zhuǎn)模塊31固連為一整體，另一端安裝有內(nèi)嵌小軸 承325,內(nèi)嵌小軸承325與調(diào)整螺栓324接觸，調(diào)整螺栓324安裝在軸承蓋326的螺紋孔內(nèi)，軸 承蓋326通過軸承蓋固定螺栓327固連到軸承座321上，通過調(diào)整調(diào)整螺栓324旋進(jìn)軸承蓋 326的長度，便可調(diào)整滾轉(zhuǎn)模塊31的位置，從而調(diào)整滾轉(zhuǎn)模塊31與連接固定單元2的接觸力。 [0040]結(jié)合圖4~圖6,上述結(jié)構(gòu)的裝配步驟為：
[00411 1)將滾動軸承軸312安裝到抱緊塊314的長方孔3141內(nèi)，由上端頂絲孔3143與側(cè)邊 頂絲孔3144內(nèi)的頂絲初步固定滾動軸承軸312的位置其初始位置均設(shè)定在滾動軸承軸312 的一個(gè)面與長方孔3141的底面接觸；
[0042] 2)將滾動軸承311安裝到滾動軸承軸312上；
[0043] 3)將內(nèi)嵌小軸承325安裝到俯仰軸323的一端；
[0044] 4)將滾子軸承組322安裝到軸承座321上；
[0045] 5)將調(diào)整螺栓324安裝到軸承蓋327上，通過軸承蓋固定螺栓327將軸承蓋326固定 到軸承座321上；
[0046] 6)將俯仰軸323安裝有內(nèi)嵌小軸承325的一端沿軸承座321到軸承蓋326的方向裝 配到滾子軸承組322的內(nèi)圈；
[0047] 7)通過沉頭固定螺絲313將俯仰軸323另一端固定到抱緊塊314上，完成后的裝配 稱為滾轉(zhuǎn)俯仰裝配，另一滾裝俯仰裝配以同樣的步驟完成裝配。
[0048] 結(jié)合圖7與圖8,偏航補(bǔ)償單元5包括慣性補(bǔ)償模塊51與偏航模塊52,慣性補(bǔ)償模塊 51包括補(bǔ)償大齒輪511、補(bǔ)償小齒輪512、防塵固定連接板513與補(bǔ)償伺服電機(jī)514;偏航模塊 52包括偏航座521、偏航軸522、偏航軸承523、偏航連接螺柱524與補(bǔ)償模塊固定螺栓525;偏 航軸承523為角接觸球軸承，安裝在偏航座523內(nèi)，其內(nèi)圈配合有偏航軸522,偏航軸522連接 到偏航連接件524上，防塵固定連接板513由補(bǔ)償模塊固定螺栓525固定到偏航連接件524的 上端面，其上還安裝有補(bǔ)償伺服電機(jī)514,補(bǔ)償伺服電機(jī)514的電機(jī)軸上安裝有補(bǔ)償小齒輪 512,補(bǔ)償小齒輪512與安裝在偏航座522上的補(bǔ)償大齒輪511嚙合，在補(bǔ)償伺服電機(jī)514的驅(qū) 動下可帶動偏航座521繞偏航軸522轉(zhuǎn)動，從而完成對附加慣性力的補(bǔ)償。
[0049] 結(jié)合圖7與圖8,偏航補(bǔ)償單元的裝配步驟為：
[0050] 1)將偏航軸承523安裝到偏航座521內(nèi)，將補(bǔ)償大齒輪511安裝到偏航座521的外 部；
[0051 ] 2)將補(bǔ)償伺服電機(jī)514安裝到防塵固定連接板513上，將補(bǔ)償小齒輪512安裝到補(bǔ) 償伺服電機(jī)514的電機(jī)軸上；
[0052] 3)將偏航軸522安裝到偏航軸承523的內(nèi)圈，將偏航連接件524安裝到偏航軸522的 上端螺紋端；
[0053] 4)將防塵固定連接板513通過補(bǔ)償模塊固定螺栓525固定到偏航連接件524的上 端，完成后的裝配稱為偏航補(bǔ)償裝配。
[0054]綜上所述，本發(fā)明一種具有慣性補(bǔ)償?shù)姆且?guī)則航天器姿態(tài)隨動系統(tǒng)裝配步驟為：
[0055] 1)將滾轉(zhuǎn)俯仰裝配連接到懸掛架4上；
[0056] 2)通過調(diào)整滾轉(zhuǎn)模塊31的位置，將滾轉(zhuǎn)俯仰裝配與連接固定裝配連接，具體的，將 滾轉(zhuǎn)模塊31的滾動軸承311與連接固定單元2的固定環(huán)21上的滾動槽212配合，通過調(diào)整俯 仰模塊32的調(diào)整螺栓324調(diào)整滾轉(zhuǎn)軸承311與固定環(huán)21的接觸力；
[0057] 3)將偏航補(bǔ)償裝配通過偏航座521固定到懸掛架4的橫梁上。
[0058]結(jié)合圖9,圖中F為滾轉(zhuǎn)俯仰單元3中的俯仰模塊32施加在滾轉(zhuǎn)模塊31上的力，F(xiàn)LF2 分別為上端滾動軸承與下端滾動軸承與連接固定單元2中的固定環(huán)21的接觸力，Θ為上端滾 動軸承與水平面的夾角，設(shè)連接固定單元2與模擬航天器1的質(zhì)量為2Μ，則對于模擬航天器1 受力平衡滿足2F2sin0-2F1Sin0 = 2Mg，由作用力與反作用力之間的關(guān)系，對于抱緊塊314受 力平衡滿足F2C〇sQ+FicosQ = F，化簡聯(lián)立兩方程 f /% sin Z7! sin θ - Mg [0059 ] \i7iC〇se+^c〇^0 = F
[0060] 可解得
[0062]要保證滾轉(zhuǎn)模塊31正常工作不失效需保證?1>〇,8阡>1%(：的0^為檢測零部件尺 寸能否滿足要求的標(biāo)準(zhǔn)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種具有慣性補(bǔ)償?shù)姆且?guī)則航天器姿態(tài)隨動系統(tǒng)，其特征是:系統(tǒng)包括模擬航天器、 連接固定單元、滾轉(zhuǎn)俯仰單元、懸掛架及偏航補(bǔ)償單元，連接固定單元與航天器直接接觸并 可根據(jù)航天器的外形及質(zhì)心位置調(diào)整其在本發(fā)明中的懸掛位置;滾轉(zhuǎn)俯仰單元包括滾轉(zhuǎn)模 塊與俯仰模塊，滾轉(zhuǎn)模塊與連接固定單元的貼合程度由俯仰模塊控制;滾轉(zhuǎn)俯仰單元通過 懸掛架與偏航補(bǔ)償單元連接，偏航補(bǔ)償單元包括偏航模塊與慣性補(bǔ)償模塊。2. 根據(jù)權(quán)利1要求所述的一種具有慣性補(bǔ)償?shù)姆且?guī)則航天器姿態(tài)隨動系統(tǒng)，其特征是： 連接固定單元包括固定環(huán)，連接螺柱與施力調(diào)整法蘭，固定環(huán)上分布有連接螺紋孔與滾動 槽，其中連接螺紋孔為兩組，一組夾角為90°，另一組夾角為60°，可根據(jù)航天器的形狀與質(zhì) 心位置選取合適的連接螺紋孔，連接螺柱一端與固定環(huán)上的連接螺紋孔配合，另一端與施 力調(diào)整法蘭配合，連接螺柱設(shè)計(jì)有螺柱固定端、螺柱施力端與螺柱調(diào)整端，施力調(diào)整法蘭上 設(shè)計(jì)有法蘭頂絲孔、法蘭施力固定端與法蘭調(diào)節(jié)螺紋，螺柱固定端與連接螺紋孔配合，螺柱 調(diào)整端與法蘭調(diào)節(jié)螺紋配合。3. 根據(jù)權(quán)利1或2要求所述的一種具有慣性補(bǔ)償?shù)姆且?guī)則航天器姿態(tài)隨動系統(tǒng)，其特征 是:其裝配步驟為 1) 將連接螺柱的螺柱固定端連接到固定環(huán)的夾角為90°的連接螺紋孔上； 2) 通過螺柱施力端固定連接螺柱，將施力調(diào)整法蘭的法蘭調(diào)節(jié)螺紋與連接螺柱的螺紋 調(diào)整端配合； 3) 與之對應(yīng)的另一側(cè)按照步驟1)~2)安裝； 4) 完成步驟1)~3)后，通過調(diào)整施力調(diào)整法蘭的法蘭調(diào)節(jié)螺紋與連接螺柱的螺柱調(diào)整 端的配合位置固定模擬航天器，調(diào)整方法為固定連接螺柱，旋轉(zhuǎn)施力調(diào)整法蘭； 5) 將頂絲安裝到施力調(diào)整法蘭的法蘭頂絲孔內(nèi)，固定模擬航天器，此裝配完成的組件 稱為固定裝配。4. 根據(jù)權(quán)利1要求所述的一種具有慣性補(bǔ)償?shù)姆且?guī)則航天器姿態(tài)隨動系統(tǒng)，其特征是： 滾轉(zhuǎn)俯仰單元包括滾轉(zhuǎn)模塊與俯仰模塊，滾轉(zhuǎn)模塊包括滾動軸承、滾動軸承軸、沉頭固定螺 絲與抱緊塊，滾動軸承通過滾動軸承軸安裝到抱緊塊上，抱緊塊上還配合有沉頭固定螺絲， 滾動軸承軸安裝在抱緊塊的長方孔內(nèi)，其在長方孔的位置可調(diào)整，其位置由安裝在上端頂 絲孔與側(cè)邊頂絲孔內(nèi)的頂絲固定，抱緊塊上還設(shè)計(jì)有俯仰軸固定孔與俯仰模塊的俯仰軸配 合，俯仰模塊包括軸承座、滾子軸承組、俯仰軸、調(diào)整螺栓、內(nèi)嵌小軸承、軸承蓋與軸承蓋固 定螺栓，滾子軸承組安裝在軸承座內(nèi)，其一端由軸承座內(nèi)的凸臺固定，另一端由軸承蓋的凸 臺固定，俯仰軸與滾子軸承組的內(nèi)圈配合，其一端與滾轉(zhuǎn)模塊的抱緊塊的俯仰軸固定孔配 合并通過沉頭固定螺絲與滾轉(zhuǎn)模塊固連為一整體，另一端安裝有內(nèi)嵌小軸承，內(nèi)嵌小軸承 與調(diào)整螺栓接觸，調(diào)整螺栓安裝在軸承蓋的螺紋孔內(nèi)，軸承蓋通過軸承蓋固定螺栓固連到 軸承座上，通過調(diào)整調(diào)整螺栓旋進(jìn)軸承蓋的長度，可調(diào)整滾轉(zhuǎn)模塊的位置。5. 根據(jù)權(quán)利4要求所述的一種具有慣性補(bǔ)償?shù)姆且?guī)則航天器姿態(tài)隨動系統(tǒng)，其特征是： 滾轉(zhuǎn)俯仰單元的裝配步驟為： 1) 將滾動軸承軸安裝到抱緊塊的長方孔內(nèi)，由上端頂絲孔與側(cè)邊頂絲孔內(nèi)的頂絲初步 固定滾動軸承軸的位置，其初始位置均設(shè)定在滾動軸承軸的一個(gè)面與長方孔的底面接觸的 位置； 2) 將滾動軸承安裝到滾動軸承軸上； 3) 將內(nèi)嵌小軸承安裝到俯仰軸的一端； 4) 將滾子軸承組安裝到軸承座上； 5) 將調(diào)整螺栓安裝到軸承蓋上，通過軸承蓋固定螺栓將軸承蓋固定到軸承座上； 6) 將俯仰軸安裝有內(nèi)嵌小軸承的一端沿軸承座到軸承蓋的方向裝配到滾子軸承組的 內(nèi)圈內(nèi)； 7) 通過沉頭固定螺絲將俯仰軸另一端固定到抱緊塊上，完成后的裝配稱為滾轉(zhuǎn)俯仰裝 配，另一滾裝俯仰裝配以同樣的步驟完成裝配。6. 根據(jù)權(quán)利1要求所述的一種具有慣性補(bǔ)償?shù)姆且?guī)則航天器姿態(tài)隨動系統(tǒng)，其特征是： 偏航補(bǔ)償單元包括慣性補(bǔ)償模塊與偏航模塊，慣性補(bǔ)償模塊包括補(bǔ)償大齒輪、補(bǔ)償小齒輪、 防塵固定連接板與補(bǔ)償伺服電機(jī);偏航模塊包括偏航座、偏航軸、偏航軸承、偏航連接螺柱 與補(bǔ)償模塊固定螺栓;偏航軸承安裝在偏航座內(nèi)，其內(nèi)圈配合有偏航軸，偏航軸連接到偏航 連接件上，防塵固定連接板由補(bǔ)償模塊固定螺栓固定到偏航連接件的上端面，其上還安裝 有補(bǔ)償伺服電機(jī)，補(bǔ)償伺服電機(jī)的電機(jī)軸上安裝有補(bǔ)償小齒輪，補(bǔ)償小齒輪與安裝在偏航 座上的補(bǔ)償大齒輪嚙合。7. 根據(jù)權(quán)利6要求所述的一種具有慣性補(bǔ)償?shù)姆且?guī)則航天器姿態(tài)隨動系統(tǒng)，其特征是： 偏航補(bǔ)償單元的裝配步驟為： 1) 將偏航軸承安裝到偏航座內(nèi)，將補(bǔ)償大齒輪安裝到偏航座的外部； 2) 將補(bǔ)償伺服電機(jī)安裝到防塵固定連接板上，將補(bǔ)償小齒輪安裝到補(bǔ)償伺服電機(jī)的電 機(jī)軸上； 3) 將偏航軸安裝到偏航軸承的內(nèi)圈，將偏航連接件安裝到偏航軸的上端螺紋端； 4) 將防塵固定連接板通過補(bǔ)償模塊固定螺栓固定到偏航連接件的上端，完成后的裝配 稱為偏航補(bǔ)償裝配。8. 根據(jù)權(quán)利1、3、5或7要求所述的一種具有慣性補(bǔ)償?shù)姆且?guī)則航天器姿態(tài)隨動系統(tǒng)，其 特征是:本發(fā)明一種具有慣性補(bǔ)償?shù)姆且?guī)則航天器姿態(tài)隨動系統(tǒng)裝配步驟為： 1) 將滾轉(zhuǎn)俯仰裝配連接到懸掛架上； 2) 通過調(diào)整滾轉(zhuǎn)模塊的位置，將滾轉(zhuǎn)俯仰裝配與連接固定裝配連接，將滾轉(zhuǎn)模塊的滾 動軸承與連接固定單元的固定環(huán)上的滾動槽配合，通過調(diào)整俯仰模塊的調(diào)整螺栓調(diào)整滾轉(zhuǎn) 軸承與固定環(huán)的接觸力； 3) 將偏航補(bǔ)償裝配通過偏航座固定到懸掛架的橫梁上。9. 根據(jù)權(quán)利8要求所述的一種具有慣性補(bǔ)償?shù)姆且?guī)則航天器姿態(tài)隨動系統(tǒng)，其特征是： 要保證本發(fā)明正常工作需保證俯仰模塊作用在滾轉(zhuǎn)模塊上的作用力F>Mgcot0。10. 根據(jù)權(quán)利9要求所述的一種具有慣性補(bǔ)償?shù)姆且?guī)則航天器姿態(tài)隨動系統(tǒng)，其特征 是:F為檢測零部件尺寸能否滿足要求的標(biāo)準(zhǔn)。
【文檔編號】B64G7/00GK106081172SQ201610410982
【公開日】2016年11月9日
【申請日】2016年6月13日 公開號201610410982.0, CN 106081172 A, CN 106081172A, CN 201610410982, CN-A-106081172, CN106081172 A, CN106081172A, CN201610410982, CN201610410982.0
【發(fā)明人】賈英民, 賈嬌, 孫施浩
【申請人】北京航空航天大學(xué)