CN104155538B - 一种小卫星天线综合试验测试系统 - Google Patents

Abstract

一种小卫星天线综合试验测试系统，包括：天线、卫星转动机构、精度检测机构、冲击响应采集机构、卫星、天线展开机构和试验控制机构。其中，天线为一付双轴转动天线；卫星转动机构用以设置天线进行多维展开时所需的卫星状态；精度检测机构用以检测试验各阶段天线的安装精度和指向精度；冲击响应采集机构用以采集火工品起爆过程中产生的冲击响应数据；卫星用以安装天线；天线展开机构用以提供天线展开所需的零重力模拟环境；试验控制机构用以控制火工品起爆实现天线解锁，并驱动天线进行展开和收拢。本系统能够进行双轴转动天线在小卫星上的解锁冲击试验和展开试验，测试项目多、使用范围广。

Description

一种小卫星天线综合试验测试系统

技术领域

本发明涉及一种小卫星天线综合试验测试系统，通过一套系统实现了天线锁紧、释放、展开、收拢以及转动等多项主要功能动作的综合试验和测试，适用于小卫星上大型复杂天线展开试验测试。

背景技术

航天器在轨运行期间需要完成与地面或与航天器之间的信息交换，信息交换的过程是通过对无线电信号的收发来实现，即通过对能量的转换和传输来完成，航天器上安装的各类天线系统是实现这一过程的关键环节。由于工作需要，天线系统一般安装于航天器的表面，以消除其与其它系统之间的干扰。对卫星而言，星载天线主要用来完成星地以及星星之间的测控和数据传输任务。

随着各类应用卫星的发展，星载天线使用需求在不断提升，特别是对于星地之间的数据传输天线，在传输速率、覆盖范围和跟踪能力等方面的要求在不断提高。为此，各类具有高数据率传输、大覆盖范围和实时高精度多维跟踪指向功能的数据传输天线应用而生，且得到广泛的使用，此类天线一般具有三个特点：第一，为实现高数据率传输，大多采用窄波束或点波束传输方式，这样要实现地面大覆盖范围和实时、高精度、多维跟踪指向就只能通过天线机动来实现。因此，根据任务需求的不同，此类天线常设计有由电机驱动的多维转动机构，卫星在轨工作期间，根据卫星姿态以及地面站之间的关系来驱动天线实现对地面站的跟踪；第二，受运载火箭整流罩包络的限制，卫星发射时天线一般需要进行收拢以减小卫星发射状态包络尺寸，卫星入轨后天线进行展开，因而此类天线常在根部设计有独立的收拢和展开机构；第三，考虑到在卫星发射过程中运载火箭产生的力学环境对天线的影响，卫星发射时天线还需要进行刚性锁紧以确保天线能够经受住发射段的动力学环境，卫星入轨后天线进行解锁释放并开始正常工作，天线的锁紧和解锁释放功能常通过火工品来实现。

二维点波束数传天线是目前常用的一种高速数据传输天线，卫星在轨工作期间天线一般需要沿俯仰轴和滚动轴进行转动以实现对地面站的指向跟踪。由于各类机构组件的存在，天线系统设计复杂性提高，任何一个环节出现故障都将导致天线功能的丧失，甚至影响到整星任务的实现，因此，必须在地面对天线系统工作的可靠性进行充分的试验验证，该项验证工作一般称之为天线地面展开试验。天线地面展开试验过程中对天线在轨工作环境模拟的真实性决定了试验的有效性，但可供进行天线展开试验的真空模拟设备需要大规模的投入，代价太大，不具有可行性。

进行天线地面展开试验时，为解决零重力环境模拟的难题，一般都采用展开吊架为天线提供重力卸载，但天线地面展开试验时通常存在以下三个问题：一是展开吊架规模较大，在试验前还需要进行多个项目调试，以满足天线展开路径全过程的零重力环境；二是为满足天线进行展开试验时展开轴位置的要求，大部分卫星需要进行翻转，通过调整卫星支架来满足卫星位置要求需要耗费大量时间，且不容易满足要求；三是展开吊架与卫星之间是相互独立的系统，一旦没有调整到位，两者之间存在的匹配误差以及环境影响将对试验效果产生较大影响。天线地面展开试验一直也是卫星研制流程中占据较多时间和资源的工作项目，对卫星研制过程影响较大。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种小卫星天线综合试验测试系统，通过一套系统实现了天线锁紧、释放、展开、收拢以及转动等多项主要功能动作的综合试验和测试，该试验测试系统简单、有效，试验流程简洁，试验资源占用少，可操作性强，可靠性高并可广泛推广使用。

本发明的技术解决方案是：一种小卫星天线综合试验测试系统，其特征在于包括：天线、卫星转动机构、精度检测机构、冲击响应采集机构、卫星、第一天线展开机构和试验控制机构；

第一天线展开机构与天线均安装在卫星上，第一天线展开机构为天线提供展开过程所需的零重力模拟环境；

卫星安装在卫星转动机构上，卫星转动机构带动卫星转动，从而在天线进行多维展开过程中，实现卫星空间姿态的设置；

所述卫星转动机构包括底座、第一支撑框架、控制台、连接臂、第二支撑框架和转接段；

底座包括四个支撑脚，第一支撑框架通过底座的四个支撑脚与地面连接，并通过调整底座四个支撑脚的高度实现第一支撑框架与地面夹角的调整；

第二支撑框架通过两个连接臂与第一支撑框架连接，连接臂与第一支撑框架和第二支撑框架均采用铰链的方式连接；

转接段为圆环结构，且与第二支撑框架连接，卫星转动机构通过转接段实现与卫星的连接；

控制台通过电缆与第一支撑框架内的第一驱动电机连接，并通过第一驱动电机驱动第二支撑框架在0°～90°范围内进行翻转，所述0°时第二支撑框架与第一支撑框架平行，90°时第二支撑框架与第一支撑框架垂直；

控制台同时通过电缆与第二支撑框架内的第二驱动电机连接，并通过第二驱动电机驱动转接段绕其轴线进行180°旋转，从而带动卫星进行旋转；

试验控制机构通过电缆与天线连接并发送火工品起爆信号，控制天线的火工品起爆，从而实现天线解锁，然后驱动天线进行展开和收拢，并接收天线展开过程的遥测信号；

冲击响应采集机构通过电缆与卫星上的传感器连接，用以采集天线的火工品起爆过程中产生的冲击响应信号，并将采集到的冲击响应信号转换为冲击频域响应值，用于评估火工品起爆对卫星本体和天线的影响；

精度检测机构对天线和卫星上的靶标进行光学瞄准，测量小卫星天线综合试验试验开始前和试验结束后天线的安装精度和指向精度，对比试验开始前和试验结束后天线安装精度及指向精度数据的一致性，评估天线展开试验结果，所述靶标为基准镜或者立方镜。

所述天线包括天线底板、第二天线展开机构、支撑臂、第一旋转关节、第二旋转关节、反射器组件和锁紧释放装置；

天线通过天线底板与卫星固定连接，第二天线展开机构和锁紧释放装置均固定连接在天线底板上；

锁紧释放装置包括三个相同的锁紧释放机构，分别为第一锁紧释放机构、第二锁紧释放机构和第三锁紧释放机构，每个锁紧释放机构均包括火工品和连接杆；

第二天线展开机构、第一旋转关节和第二旋转关节中均安装有步进电机，用于驱动反射器组件进行转动；

锁紧状态下，天线中第一锁紧释放机构中的连接杆通过螺母与第一旋转关节固定连接，第二锁紧释放机构和第三锁紧释放机构中的连接杆分别通过螺母与第二旋转关节固定连接，从而实现天线的锁紧；

天线展开初始状态下，试验控制机构控制天线三个锁紧释放机构的火工品起爆，将三个锁紧释放机构的连接杆剪断，从而实现天线的解锁；第二天线展开机构驱动支撑臂转动，第一旋转关节和第二旋转关节驱动反射器组件转动，使得展开初始状态下，支撑臂、第一旋转关节、第二旋转关节和反射器组件组成的连接机构与天线底板垂直；

天线展开后，第二天线展开机构锁定，不再转动，第一旋转关节和第二旋转关节驱动反射器组件进行二维转动，跟踪地面站传输信号。

所述第一天线展开机构包括牛头臂、转接座、固定导轨、滑轨、连接绳、砝码；

转接座通过牛头臂与卫星固定连接，固定导轨通过轴承与转接座连接，并绕轴承在180°范围内旋转；从而实现第一天线展开机构与天线的相对位置的调整；

滑轨通过滚轮安装在固定导轨上，并沿固定导轨滑动；滑轨的两端各安装一个滑轮；

连接绳穿过安装在滑轨两端的滑轮，一端与天线中的支撑臂连接，另一端与配重砝码连接；

固定导轨、滑轨、连接绳和砝码在天线展开全过程中提供零重力模拟环境，当天线中的第二天线展开机构带动支撑臂转动时，固定导轨、滑轨、连接绳和砝码与支撑臂同步转动。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明的第一天线展开机构形式及接口简单，调整方便，具有较好的通用性，其安装区域的卫星结构易于进行位置精度和形状精度的加工和检测，试验时只需进行简单的调节安装即可满足与天线的相对位置关系，能够提供天线展开路径全过程的零重力环境，避免了繁琐的调整环节，提高了工作效率，节省了工作时间；

(2)本发明的卫星转动机构可以实现卫星的五自由度调整，不需要吊装及其它工装即可完成整个试验过程中卫星位置姿态的调整，减少了试验过程对卫星的操作环节，避免了因为对卫星吊装转移等过程引发的不安全因素，降低了对试验资源的占用；

(3)本发明通过将第一天线展开机构和天线统一安装在卫星本体上，采用卫星本体作为唯一的安装基准，减少了两者之间的误差传递环节，减小了两者之间的匹配误差及天线展开过程的干扰力矩，提升了试验效果，解决了在小卫星上进行大型复杂天线展开试验的难题；

(4)本发明通过卫星转动机构与第一天线展开机构之间的配合实现了对天线锁紧、释放、展开、收拢以及转动等主要功能动作的综合试验和测量，同时模块化的试验控制机构实现了各控制子系统的相对独立，一次试验就可完成天线展开、精度测试、冲击响应等多个试验项目，减少了试验次数，节约了时间和成本。

附图说明

图1为本发明天线综合试验测试系统组成示意图；

图2为本发明天线锁紧状态组成结构图；

图3为本发明天线展开状态组成结构图；

图4为本发明卫星转动机构水平状态组成结构图；

图5为本发明卫星转动机构竖直状态组成结构图；

图6为本发明第一天线展开机构组成结构图；

图7为本发明天线综合试验测试系统试验初始状态示意图；

图8为本发明天线综合试验测试系统试验前状态示意图；

图9为本发明天线综合试验测试系统单轴转动试验到位状态示意图。

具体实施方式

下面以典型的二维点波束数传天线综合试验给出对整个发明的详细说明。

如图1所示为本发明天线综合试验测试系统组成示意图，由图1可知，本发明提供的一种小卫星天线综合试验测试系统，包括天线1、卫星转动机构2、精度检测机构3、冲击响应采集机构4、卫星5、第一天线展开机构6和试验控制机构7；

第一天线展开机构6与天线1均安装在卫星5上，第一天线展开机构6为天线1提供展开过程所需的零重力模拟环境；

卫星5安装在卫星转动机构2上，卫星转动机构2带动卫星5转动，从而在天线1进行多维展开过程中，实现卫星5空间姿态的设置；

试验控制机构7通过电缆与天线1连接并发送火工品起爆信号，控制天线1的火工品起爆，从而实现天线解锁，然后驱动天线1进行展开和收拢，并接收天线1展开过程的遥测信号；

冲击响应采集机构4通过电缆与卫星5上的传感器连接，用以采集天线1的火工品起爆过程中产生的冲击响应信号，并将采集到的冲击响应信号转换为冲击频域响应值，用于评估火工品起爆对卫星本体和天线的影响；

精度检测机构3对天线1和卫星5上的靶标进行光学瞄准，测量试验开始前和试验结束后天线1的安装精度和指向精度，对比试验开始前和试验结束后天线1安装精度及重复指向精度数据的一致性，评估天线展开试验结果，所述靶标为基准镜或者立方镜。

如图2所示为本发明天线锁紧状态组成结构图；图3所示为本发明天线展开状态组成结构图；由图2和图3所示可知：天线1包括天线底板11、第二天线展开机构12、支撑臂13、第一旋转关节14、第二旋转关节15、反射器组件16和锁紧释放装置17；

天线1通过天线底板11与天线1和卫星5固定连接，第二天线展开机构12和锁紧释放装置17均固定连接在天线底板11上；

锁紧释放装置17包括三个相同的锁紧释放机构，分别为第一锁紧释放机构、第二锁紧释放机构和第三锁紧释放机构，每个锁紧释放机构均包括火工品和连接杆；

第二天线展开机构12、第一旋转关节14和第二旋转关节15中均安装有步进电机，用于驱动反射器组件16进行转动；

锁紧状态下，天线1中第一锁紧释放机构中的连接杆通过螺母与第一旋转关节14固定连接，第二锁紧释放机构和第三锁紧释放机构中的连接杆分别通过螺母与第二旋转关节15固定连接，从而实现天线1的锁紧；

天线1展开初始状态下，试验控制机构7控制天线1三个锁紧释放机构的火工品起爆，将三个锁紧释放机构的连接杆剪断，从而实现天线1的解锁；第二天线展开机构12驱动支撑臂13转动，第一旋转关节14和第二旋转关节15驱动反射器组件16转动，使得展开初始状态下，支撑臂13、第一旋转关节14、第二旋转关节15和反射器组件16组成的连接机构与天线底板11垂直；

天线1展开后，第二天线展开机构12锁定，不再转动，第一旋转关节14和第二旋转关节15驱动反射器组件16进行二维转动，跟踪地面站传输信号。

如图4所示为本发明卫星转动机构水平状态组成结构图；图5所示为本发明卫星转动机构竖直状态组成结构图；由图4和图5可知：卫星转动机构2包括底座21、第一支撑框架22、控制台23、连接臂24、第二支撑框架25和转接段26；

底座21包括四个支撑脚，第一支撑框架22通过底座21的四个支撑脚与地面连接，并通过调整底座21四个支撑脚的高度实现第一支撑框架22与地面夹角的调整；

第二支撑框架25通过两个连接臂24与第一支撑框架22连接，连接臂24与第一支撑框架22和第二支撑框架25均采用铰链的方式连接；

转接段26为圆环结构，且与第二支撑框架25连接，卫星转动机构2通过转接段26实现与卫星5的连接；根据卫星5接口尺寸的不同选择相应的转接段26；

控制台23通过电缆与第一支撑框架22内的第一驱动电机连接，并通过第一驱动电机驱动第二支撑框架25在0°～90°范围内进行翻转，所述0°时第二支撑框架25与第一支撑框架22平行，90°时第二支撑框架25与第一支撑框架22垂直；

控制台23同时通过电缆与第二支撑框架25内的第二驱动电机连接，并通过第二驱动电机驱动转接段26绕其轴线进行180°旋转，从而带动卫星进行旋转。

如图6所示为本发明第一天线展开机构组成结构图；由图6可知：第一天线展开机构6包括牛头臂61、转接座62、固定导轨63、滑轨64、连接绳65、砝码66；

转接座62通过牛头臂61与卫星5固定连接，固定导轨63通过轴承与转接座62连接，并绕轴承在180°范围内旋转；从而实现第一天线展开机构6与天线的相对位置的调整；

滑轨64通过滚轮安装在固定导轨63上，并沿固定导轨63的轴线方向滑动；滑轨64的两端各安装一个滑轮；

连接绳65穿过安装在滑轨64两端的滑轮，一端与天线1中的支撑臂13连接，另一端与配重砝码66连接；

固定导轨63、滑轨64、连接绳65和砝码66在天线展开全过程中提供零重力模拟环境，当天线1中的第二天线展开机构12带动支撑臂13转动时，固定导轨63、滑轨64、连接绳65和砝码66与支撑臂13同步转动。

本发明天线综合试验测试系统的试验过程如下：

如图7所示，试验初始设置状态为将已装配有天线1的卫星5起吊并安装于卫星转动机构2上，此时，天线1为锁紧状态，即天线已安装火工品，天线状态设置与卫星发射时一致。上述天线火工品为通用设计产品，可根据天线结构设计状态增减数量以及设置安装位置。天线展开收拢转轴为独立的收拢和展开机构，为了模拟卫星发射入轨后天线真实的工作状态，试验过程中天线首先执行的动作即为展开收拢转轴的展开动作。

如图8所示，通过卫星转动机构2调整卫星状态以满足试验要求。根据本文案例，为实现第一天线展开机构轴线竖直的要求，试验开始后首先进行卫星本体沿转台转轴的翻转，即由图7翻转至图8所示位置，翻转角度为90度(根据试验需求可设置翻转角度)，根据工程经验对翻转速度要求为0°-6°/min，且速度多级可调，即按照由慢到快进行调整。同时要求卫星转动机构2具备显示分辨率为不小于0.1°的能力，且对显示具有归“0”操作功能。

卫星5初步翻转完成后，对翻转的角度进行确认，采用精度检测机构3中的电子经纬仪对第一天线展开机构轴线与水平面的垂直度进行检测，如该轴线与水平面的垂直度不大于0.5°，则满足天线试验要求；如该轴线与水平面的垂直度大于0.5°，则需要对卫星5的翻转角度进一步调整以满足要求。

在第一天线展开机构轴线与水平面的垂直度调整到位后，进行主要试验状态的设置，包括：使用8个M5X14(Q/W1028-2008)的螺钉安装第一天线展开机构6，调整第一天线展开机构6转接座的轴线位置，使其与第一天线展开机构的轴线共线，并将第一天线展开机构6的连接绳与处于试验初始设置状态的天线进行连接；在试验设定位置处粘贴冲击响应采集机构4的传感器，同时连接冲击响应采集机构4数据采集部分与传感器之间的数据采集线路；根据卫星本体及天线状态放置精度检测机构3，本试验精度检测系统由三台经纬测量仪及数据采集系统组成，可根据试验需求增减经纬测量仪数量(本试验的精度检测采用非接触式大尺寸测量系统，该测量系统构建及测量方法参见《卫星制造技术(下)》，宇航出版社，高慎斌编著，P318～P321)。

试验前状态设置完成后，需进行确认工作，主要内容包括：天线反射器组件是否锁紧；展开定位插销是否处于待定位状态；微动开关滚子与定位插销的装配位置是否正确；天线伺服控制器电连接器是否短路等。

试验状态设置并确认完成后，对试验控制机构7进行加电，首先由指令发送子系统发送火工品起爆指令，火工品控制子系统进行火工品起爆，天线火工品进行解锁，同时冲击响应采集机构4采集火工品起爆过程中对关键部位产生的冲击响应，根据设计值评判冲击响应的试验结果；其次，由指令发送子系统发送天线展开指令，并由天线伺服控制子系统驱动天线进行展开，天线展开工装与天线进行展开随动；天线展开过程中，检查并记录与展开相关的各项遥测参数。

如图9所示，为天线单轴转动结束状态，此时天线已围绕展开机构轴线转动90度(可根据设计需求设置转角)。天线围绕第一旋转关节14和第二旋转关节15进行转动试验的方法与围绕展开收拢转轴转动相同，区别仅是试验前卫星本体状态的设置以及天线展开系统安装位置和安装方式的不同。

如图1所示，为天线典型的一种试验结束状态，发射器组件16展开到位后，检查并记录发射器组件展开到位指示，检查展开定位插销的到位情况。

通过以下三个指标对试验结果进行评判：一是天线1在试验前后的安装精度，该精度通过精度检测机构3测量获取，试验前后安装精度变化量不超过30″为通过；二是天线反射器组件16的零位指向，该精度通过精度检测机构3测量三次，三次重复测量变化值不超过30″为通过；三是天线1火工品起爆过程中由冲击响应采集机构4采集的天线1和卫星5关键部位冲击响应值，该数值不超过冲击试验大纲所规定的值为通过。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (3)

1.一种小卫星天线综合试验测试系统，其特征在于包括：天线(1)、卫星转动机构(2)、精度检测机构(3)、冲击响应采集机构(4)、卫星(5)、第一天线展开机构(6)和试验控制机构(7)；

第一天线展开机构(6)与天线(1)均安装在卫星(5)上，第一天线展开机构(6)为天线(1)提供展开过程所需的零重力模拟环境；

卫星(5)安装在卫星转动机构(2)上，卫星转动机构(2)带动卫星(5)转动，从而在天线(1)进行多维展开过程中，实现卫星(5)空间姿态的设置；

所述卫星转动机构(2)包括底座(21)、第一支撑框架(22)、控制台(23)、连接臂(24)、第二支撑框架(25)和转接段(26)；

底座(21)包括四个支撑脚，第一支撑框架(22)通过底座(21)的四个支撑脚与地面连接，并通过调整底座(21)四个支撑脚的高度实现第一支撑框架(22)与地面夹角的调整；

第二支撑框架(25)通过两个连接臂(24)与第一支撑框架(22)连接，连接臂(24)与第一支撑框架(22)和第二支撑框架(25)均采用铰链的方式连接；

转接段(26)为圆环结构，且与第二支撑框架(25)连接，卫星转动机构(2)通过转接段(26)实现与卫星(5)的连接；

控制台(23)通过电缆与第一支撑框架(22)内的第一驱动电机连接，并通过第一驱动电机驱动第二支撑框架(25)在0°～90°范围内进行翻转，所述0°时第二支撑框架(25)与第一支撑框架(22)平行，90°时第二支撑框架(25)与第一支撑框架(22)垂直；

控制台(23)同时通过电缆与第二支撑框架(25)内的第二驱动电机连接，并通过第二驱动电机驱动转接段(26)绕其轴线进行180°旋转，从而带动卫星进行旋转；

试验控制机构(7)通过电缆与天线(1)连接并发送火工品起爆信号，控制天线(1)的火工品起爆，从而实现天线解锁，然后驱动天线(1)进行展开和收拢，并接收天线(1)展开过程的遥测信号；

冲击响应采集机构(4)通过电缆与卫星(5)上的传感器连接，用以采集天线(1)的火工品起爆过程中产生的冲击响应信号，并将采集到的冲击响应信号转换为冲击频域响应值，用于评估火工品起爆对卫星本体和天线的影响；

精度检测机构(3)对天线(1)和卫星(5)上的靶标进行光学瞄准，测量小卫星天线综合试验试验开始前和试验结束后天线(1)的安装精度和指向精度，对比试验开始前和试验结束后天线(1)安装精度及指向精度数据的一致性，评估天线展开试验结果，所述靶标为基准镜或者立方镜。

2.根据权利要求1所述的一种小卫星天线综合试验测试系统，其特征在于：所述天线(1)包括天线底板(11)、第二天线展开机构(12)、支撑臂(13)、第一旋转关节(14)、第二旋转关节(15)、反射器组件(16)和锁紧释放装置(17)；

天线(1)通过天线底板(11)与卫星(5)固定连接，第二天线展开机构(12)和锁紧释放装置(17)均固定连接在天线底板(11)上；

锁紧释放装置(17)包括三个相同的锁紧释放机构，分别为第一锁紧释放机构、第二锁紧释放机构和第三锁紧释放机构，每个锁紧释放机构均包括火工品和连接杆；

第二天线展开机构(12)、第一旋转关节(14)和第二旋转关节(15)中均安装有步进电机，用于驱动反射器组件(16)进行转动；

锁紧状态下，天线(1)中第一锁紧释放机构中的连接杆通过螺母与第一旋转关节(14)固定连接，第二锁紧释放机构和第三锁紧释放机构中的连接杆分别通过螺母与第二旋转关节(15)固定连接，从而实现天线(1)的锁紧；

天线(1)展开初始状态下，试验控制机构(7)控制天线(1)三个锁紧释放机构的火工品起爆，将三个锁紧释放机构的连接杆剪断，从而实现天线(1)的解锁；第二天线展开机构(12)驱动支撑臂(13)转动，第一旋转关节(14)和第二旋转关节(15)驱动反射器组件(16)转动，使得展开初始状态下，支撑臂(13)、第一旋转关节(14)、第二旋转关节(15)和反射器组件(16)组成的连接机构与天线底板(11)垂直；

天线(1)展开后，第二天线展开机构(12)锁定，不再转动，第一旋转关节(14)和第二旋转关节(15)驱动反射器组件(16)进行二维转动，跟踪地面站传输信号。

3.根据权利要求1所述的一种小卫星天线综合试验测试系统，其特征在于：所述第一天线展开机构(6)包括牛头臂(61)、转接座(62)、固定导轨(63)、滑轨(64)、连接绳(65)、砝码(66)；

转接座(62)通过牛头臂(61)与卫星(5)固定连接，固定导轨(63)通过轴承与转接座(62)连接，并绕轴承在180°范围内旋转；从而实现第一天线展开机构(6)与天线的相对位置的调整；

滑轨(64)通过滚轮安装在固定导轨(63)上，并沿固定导轨(63)滑动；滑轨(64)的两端各安装一个滑轮；

连接绳(65)穿过安装在滑轨(64)两端的滑轮，一端与天线(1)中的支撑臂(13)连接，另一端与配重砝码(66)连接；

固定导轨(63)、滑轨(64)、连接绳(65)和砝码(66)在天线展开全过程中提供零重力模拟环境，当天线(1)中的第二天线展开机构(12)带动支撑臂(13)转动时，固定导轨(63)、滑轨(64)、连接绳(65)和砝码(66)与支撑臂(13)同步转动。