CN114700728A - 一种卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台，调姿平台包括：解耦部分，解耦部分包括：C轴支撑平台，C轴支撑平台通过齿轮齿圈结构实现卫星绕C轴的旋转；设在C轴支撑平台下的Y轴支撑底座和X轴支撑底座，Y轴支撑底座和X轴支撑底座各自用于调姿平台在Y轴和X轴方向上的平动位移；耦合部分，耦合部分包括：转盘轴承，用于夹持并驱动卫星绕A轴旋转；三连杆结构，包括B轴底座、连接杆和支架，用于实现卫星绕B轴的翻转；三连杆结构的支架部分设有Z向滑动装置，用于实现卫星在Z轴上的移动，且Z向滑动装置与转盘轴承的内圈连接，使得B轴、Z轴与A轴各轴相互耦合。能够实现对卫星六自由度调节的精准性，便于卫星太阳翼的对接工作。

Description

一种卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台

技术领域

本说明书涉及卫星太阳翼装配技术领域，具体涉及一种卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台。

背景技术

目前太阳翼装配过程中对卫星姿态的观测与调整主要依赖人工，在完成太阳翼的展开固定后将卫星安装在专用支架上依靠人工推动，操作人员依据自身经验对支架四个支撑腿的高度进行调节，以此来实现卫星姿态的调整。该方法十分依赖操作人员的工程经验与技能水平，装配效率低下，可靠性差。

发明内容

为了解决背景技术中的问题，本发明提供一种卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台，能够实现对卫星进行六个自由度的调节，保证卫星太阳翼的装配效率和装配精度。

本发明提供以下技术方案：一种卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台，所述调姿平台包括：

解耦部分，所述解耦部分包括：

C轴支撑平台，所述C轴支撑平台通过齿轮齿圈结构实现所述卫星绕C轴的旋转；

设在所述C轴支撑平台下的Y轴支撑底座和X轴支撑底座，所述Y轴支撑底座和X轴支撑底座各自用于调节所述卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台在Y轴和X轴方向上的平动位移；

其中，所述X轴、Y轴与C轴之间为解耦状态；

耦合部分，所述耦合部分包括：

转盘轴承，用于夹持并驱动所述卫星绕A轴旋转；

三连杆结构，包括B轴底座、连接杆和支架，用于实现所述卫星绕B轴的翻转；

所述三连杆结构的支架部分设有Z向滑动装置，用于实现所述卫星在Z轴上的移动，且所述Z向滑动装置与所述转盘轴承的内圈连接，使得所述B轴、Z轴与A轴各轴相互耦合；

所述A轴为转盘轴承轴心线，所述B轴为所述连接杆与所述支架连接处沿着所述Y轴方向的延长线，所述C轴为所述C轴支撑平台中心处沿着竖直方向的延长线

优选的，所述解耦部分设置为底座结构，所述底座结构包括所述C轴支撑平台、以及设在所述C轴支撑平台下方的所述Y轴支撑底座和所述X轴支撑底座；

所述耦合部分设置为立卧结构，所述立卧结构设置于所述C轴支撑平台顶部，所述立卧结构包括所述转盘轴承、所述三连杆结构和设置在所述三连杆结构的支架部分的Z向滑动装置。

优选的，所述C轴支撑平台包括：C轴底座、若干万向球组、定位销轴、小齿圈和第一小齿轮，若干所述万向球组成矩形状分布于所述C轴底座顶部，所述定位销轴安装于所述C轴底座顶部中心处，所述定位销轴与所述B轴底座之间转动连接，所述小齿圈顶面与所述B轴底座底部相连接，所述小齿圈与第一小齿轮相啮合，通过所述第一小齿轮和小齿圈带动所述述B轴底座绕定位销轴中心线转动。

优选的，所述定位销轴轴心线为C轴。

优选的，所述Y轴支撑底座包括：Y轴底座、第一丝杠导轨机构和若干第一直线导轨机构，所述第一丝杠导轨机构和若干第一直线导轨机构均安装于所述Y轴底座和所述C轴支撑平台之间，通过所述第一丝杠导轨机构和若干第一直线导轨机构带动所述C轴支撑平台沿着Y轴方向运动。

优选的，所述X轴支撑底座包括：X轴底座第二丝杠导轨机构和若干第二直线导轨机构，所述第二丝杠导轨机构和若干第二直线导轨机构均安装于所述Y轴支撑底座和所述X轴底座之间，通过所述第二丝杠导轨机构和若干第二直线导轨机构带动所述Y轴支撑底座沿着X轴方向运动。

优选的，所述B轴底座安装于所述C轴支撑平台顶部，所述B轴底座上设有第三丝杠导轨机构，所述第三丝杠导轨机构上安装有第一连接件，所述第三丝杠导轨机构用于带动所述第一连接件沿X轴方向运动，所述第一连接件与所述支架之间转动连接，所述连接杆第一端与所述B轴底座之间转动连接，所述连接杆第二端与所述支架之间转动连接；

当所述第三丝杠导轨机构带动所述第一连接件沿X轴方向运动时，所述第一连接件带动支架运动，在所述连接杆的作用下，所述支架绕B轴方向转动。

优选的，所述第三丝杠导轨机构包括：第一电机和第一丝杠，所述第一电机安装于所述B轴底座上，所述第一电机输出端与所述第一丝杠端部相连接，所述第一丝杠与所述第一连接件之间螺接。

优选的，所述Z向滑动装置包括：第四丝杠导轨机构、第二连接件和滑板，所述第四丝杠导轨机构安装于所述支架内部，所述第二连接件安装于所述第四丝杠导轨机构上，所述第四丝杠导轨机构用于带动所述第二连接件沿着所述支架高度方向运动，所述第二连接件与所述滑板之间固定连接，所述滑板与所述转盘轴承的内圈连接。

优选的，所述第四丝杠导轨机构包括：第二电机和第二丝杠，所述第二电机安装于所述支架上，所述第二电机输出端与所述第二丝杠端部相连接，所述第二丝杠与所述第二连接件之间螺接。

优选的，所述转盘轴承的外圈安装有大齿圈，所述大齿圈啮合连接有第二小齿轮，所述第二小齿轮与第三电机的输出端相连接，所述第三电机通过所述第二小齿轮和大齿圈带动所述所述转盘轴承的外圈绕着所述A轴转动。

优选的，所述大齿圈上安装有夹具，所述夹具用于夹持所述卫星。

优选的，所述X轴支撑底座底部安装有若干地脚螺栓，所述地脚螺栓用于所述调姿平台的调平。

与现有技术相比，本发明采用的上述至少一个技术方案能够达到的有益效果至少包括：

本发明中，C轴支撑平台通过齿轮齿圈结构实现卫星绕C轴的旋转，通过Y轴支撑底座和X轴支撑底座实现卫星在Y轴和X轴方向上的平动位移，通过转盘轴承夹持并驱动卫星绕A轴旋转，通过三连杆结构实现卫星绕B轴的翻转，通过三连杆结构的支架部分内的Z向滑动装置实现卫星在Z轴上的移动，能够实现对卫星六自由度的调节，便于卫星太阳翼的对接装配工作。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1是本发明提供的一种卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台的整体结构示意图；

图2是本发明提供的一种卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台的耦合部分结构示意图；

图3是本发明提供的一种卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台的A轴部分结构示意图；

图4是本发明提供的一种卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台的C轴支撑平台结构示意图；

图5是本发明提供的一种卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台的Y轴支撑底座结构示意图；

图6是本发明提供的一种卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台的X轴支撑底座结构示意图；

图7是本发明提供的一种卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台的整体结构示意图；

图8是本发明提供的图7中的A处放大结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本申请实施例进行详细描述。

以下通过特定的具体实例说明本申请的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本申请的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。本申请还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本申请的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本申请，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目和方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。

还需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本申请的基本构想，图式中仅显示与本申请中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。

另外，在以下描述中，提供具体细节是为了便于透彻理解实例。然而，所属领域的技术人员将理解，可在没有这些特定细节的情况下实践所述方面。

以下结合附图，说明本申请各实施例提供的技术方案。

目前的卫星太阳翼装配中，以下是常见的导致问题的场景，以及为解决问题而采用的对应解决措施的处理方案：

场景一：需要人工操作

目前在我国大多数卫星与太阳翼的对接装配是先通过模拟墙调整好太阳翼的位置，再将装好在支架车上的卫星与太阳翼进行对接，这个对接装配的过程需要根据调整的太阳翼的角度来调整卫星的姿态。

目前的解决方案是：对于卫星太阳翼的对接一般都主要依赖人工操作，对操作人员的经验要求较高。

场景二：采用对接调整设备进行操作

如申请号为201210096027.6公开的一种小卫星太阳翼装配调整设备，包括底座部分、纵向移动部分、横向移动部分、旋转部分和顶层平台部分。

通过纵向移动部分、横向移动部分以及旋转部分的运动，可以使固定在顶层平台部分的小卫星在不同方向和角度进行运动，实现了小卫星太阳翼装配时星体六个自由度的调整，但是存在结构复杂，装配精度很大程度上依赖组装人员经验和操作水平的问题。

而本发明中，发明人经过了广泛和深入的试验，设计出一种自动化程度高的调姿平台，能够实现对卫星进行六个自由度的调节，保证卫星太阳翼的装配效率和装配精度。本发明的目的是提高卫星太阳翼装配时操作的便捷性，同时提高卫星太阳翼的装配精度。

本发明解决的技术问题是：解决现有技术中卫星太阳翼装配时，卫星姿态调节较为麻烦，装配效率和装配精度较低的问题。

更具体的，本发明采用的解决方案包括：设计一种卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台，通过C轴支撑平台上的齿轮齿圈结构实现卫星绕C轴的旋转，通过Y轴支撑底座和X轴支撑底座实现卫星在Y轴和X轴方向上的平动位移，通过转盘轴承夹持并驱动卫星绕A轴旋转，通过三连杆结构实现卫星绕B轴的翻转，通过Z向滑动装置实现卫星在Z轴上的移动，能够实现对卫星六自由度的调节，保证卫星太阳翼的装配效率和装配精度。

本发明与常规卫星调节相比，对卫星的六自由度调节较为方便，提高了卫星的装配效率和装配精度。

如图1所示，一种卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台，调姿平台包括：

解耦部分，解耦部分包括：

C轴支撑平台，C轴支撑平台通过齿轮齿圈结构实现卫星绕C轴的旋转，通过C轴支撑平台实现卫星绕C轴的旋转调节；

设在C轴支撑平台下的Y轴支撑底座和X轴支撑底座，Y轴支撑底座和X轴支撑底座各自用于调节卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台在Y轴和X轴方向上的平动位移，通过Y轴支撑底座和X轴支撑底座实现卫星在Y轴和X轴方向上的移动调节；

其中，X轴、Y轴与C轴之间为解耦状态，当对卫星的X轴、Y轴和C轴进行任意轴的调节时，不会对其它轴产生变化；

耦合部分，耦合部分包括：

转盘轴承3，用于夹持并驱动卫星绕A轴旋转，通过转盘轴承3实现卫星绕A轴的旋转调节；

三连杆结构，包括B轴底座12、连接杆11和支架7，用于实现卫星绕B轴的翻转；

三连杆结构的支架7部分设有Z向滑动装置，用于实现卫星在Z轴上的移动，且Z向滑动装置与转盘轴承3的内圈连接，使得B轴、Z轴与A轴各轴相互耦合，当卫星绕B轴翻转时，Z轴与A轴的方向会随着卫星的翻转而发生变化；

A轴为转盘轴承3轴心线，通过转盘轴承3带动卫星绕着转盘轴承3的轴心线旋转，B轴为连接杆11与支架7连接处沿着Y轴方向的延长线，通过三连杆结构带动卫星绕着B轴翻转，B轴的位置随着连接杆11和支架7的运动而变化，C轴为C轴支撑平台中心处沿着竖直方向的延长线，通过齿轮齿圈结构实现卫星绕着C轴支撑平台中心处转动。

在一些实施方式中，解耦部分设置为底座结构，底座结构包括C轴支撑平台、以及设在C轴支撑平台下方的Y轴支撑底座和X轴支撑底座，从上至下方向，C轴支撑平台、Y轴支撑底座和X轴支撑底座依次分布，通过解耦部分实现卫星绕C轴的转动，以及卫星沿Y轴方向和X轴方向的移动；

耦合部分设置为立卧结构，立卧结构设置于C轴支撑平台顶部，立卧结构包括转盘轴承3、三连杆结构和设置在三连杆结构的支架7部分的Z向滑动装置，通过耦合部分实现实现卫星绕B轴的翻转，以及卫星沿Z轴方向的移动和绕A轴的转动。

如图4所示，在一些实施方式中，C轴支撑平台包括：C轴底座17、若干万向球组18、定位销轴16、小齿圈19和第一小齿轮27，若干万向球组18成矩形状分布于C轴底座17顶部，定位销轴16安装于C轴底座17顶部中心处，定位销轴16与B轴底座12之间转动连接，小齿圈19顶面与B轴底座12底部相连接，小齿圈19与第一小齿轮27相啮合，通过第一小齿轮27和小齿圈19带动述B轴底座12绕定位销轴16中心线转动，通过第一小齿轮27带动小齿圈19转动，小齿圈19带动B轴底座12绕定位销轴16转动，实现卫星绕定位销轴16的转动，C轴底座17顶部四角处均安装有万向球组18，当B轴底座12绕定位销轴16转动时，万向球组18可以起到减小摩擦的作用，便于B轴底座12的转动。

在一些实施方式中，定位销轴16轴心线为C轴，通过第一小齿轮27和小齿圈19带动第一B轴底座12绕定位销轴16转动，实现卫星绕C轴的转动。

如图5所示，在一些实施方式中，Y轴支撑底座包括：Y轴底座20、第一丝杠导轨机构21和若干第一直线导轨机构22，第一丝杠导轨机构21和若干第一直线导轨机构22均安装于Y轴底座20和C轴支撑平台之间，通过第一丝杠导轨机构21和若干第一直线导轨机构22带动C轴支撑平台沿着Y轴方向运动，当需要对卫星进行Y轴方向的调节时，通过第一丝杠导轨机构21带动C轴支撑平台沿着Y轴方向移动，在C轴支撑平台沿着Y轴方向移动的过程中，第一直线导轨机构22可以对C轴支撑平台起到导向限位的作用，保证C轴支撑平台沿着Y轴方向的移动效果。

如图6所示，在一些实施方式中，X轴支撑底座包括：X轴底座23、第二丝杠导轨机构25和若干第二直线导轨机构24，第二丝杠导轨机构25和若干第二直线导轨机构24均安装于Y轴支撑底座和X轴底座23之间，通过第二丝杠导轨机构25和若干第二直线导轨机构24带动Y轴支撑底座沿着X轴方向运动，当需要对卫星进行X轴方向调节时，通过第二丝杠导轨机构25带动Y轴支撑底座沿着X轴方向移动，在带动Y轴支撑底座沿着X轴方向移动的过程中，第二直线导轨机构24可以对Y轴支撑底座起到导向限位的作用，保证Y轴支撑底座沿着X轴方向的移动效果。

如图2所示，在一些实施方式中，B轴底座12安装于C轴支撑平台顶部，B轴底座12上设有第三丝杠导轨机构13，第三丝杠导轨机构13上安装有第一连接件15，第三丝杠导轨机构13用于带动第一连接件15沿X轴方向运动，第一连接件15与支架7之间转动连接，连接杆11第一端与B轴底座12之间转动连接，连接杆11第二端与支架7之间转动连接，通过第三丝杠导轨机构13带动第一连接件15沿着X轴方向运动，第一连接件15带动支架7运动，在第一连接件15和连接杆11的作用下，支架7发生翻转，可实现卫星绕着B轴的翻转调节；

当第三丝杠导轨机构13带动第一连接件15沿X轴方向运动时，第一连接件15带动支架7运动，在连接杆11的作用下，支架7绕B轴方向转动。

在一些实施方式中，第三丝杠导轨机构13包括：第一电机14和第一丝杠，第一电机14安装于B轴底座12上，第一电机14输出端与第一丝杠端部相连接，第一丝杠与第一连接件15之间螺接，通过第一电机14带动第一丝杠转动，第一连接件15沿着第一丝杠运动，第一连接件带动支架7一起运动。

在一些实施方式中，Z向滑动装置包括：第四丝杠导轨机构8、第二连接件9和滑板4，第四丝杠导轨机构8安装于支架7内部，第二连接件9安装于第四丝杠导轨机构8上，第四丝杠导轨机构8用于带动第二连接件9沿着支架7高度方向运动，第二连接件9与滑板4之间固定连接，滑板4与转盘轴承3的内圈连接，通过第四丝杠导轨机构8带动第二连接件9运动，第二连接件9带动滑板4一起运动，滑板4带动转盘轴承3一起运动，可实现对卫星Z轴方向的调节。

在一些实施方式中，第四丝杠导轨机构8包括：第二电机10和第二丝杠，第二电机10安装于支架7上，第二电机10输出端与第二丝杠端部相连接，第二丝杠与第二连接件9之间螺接，通过第二电机10带动第二丝杠转动，第二连接件9沿着第二丝杠运动，第二连接件带动滑板4一起运动。

如图3所示，在一些实施方式中，转盘轴承3的外圈安装有大齿圈2，大齿圈2啮合连接有第二小齿轮5，第二小齿轮5与第三电机6的输出端相连接，第三电机6通过第二小齿轮5和大齿圈2带动转盘轴承3的外圈绕着A轴转动，通过第三电机6带动第二小齿轮5转动，第二小齿轮5带动大齿圈2转动，大齿圈2带动转盘轴承3的外圈转动，实现卫星绕A轴的转动调节。

在一些实施方式中，大齿圈2上安装有夹具1，夹具1用于夹持卫星，通过在大齿圈2上安装夹具1，当第二小齿轮5带动大齿圈2转动时，夹具1随着大齿圈2一起转动，实现卫星绕A轴的转动调节。

如图6所示，在一些实施方式中，X轴支撑底座底部安装有若干地脚螺栓26，地脚螺栓26用于调姿平台的调平，通过在X轴支撑底座上安装地脚螺栓26，通过地脚螺栓26可对X轴支撑底座进行调平，从而对调姿平台整体进行调平。

本发明中，通过夹具1对卫星进行夹持固定，在对卫星太阳翼装配时，当需要对卫星进行X轴方向的调节时，通过第二丝杠导轨机构25带动Y轴支撑底座沿着X轴方向移动，在带动Y轴支撑底座沿着X轴方向移动的过程中，第二直线导轨机构24可以对Y轴支撑底座起到导向限位的作用，Y轴支撑底座带动C轴支撑平台一起运动，C轴支撑平台通过三连杆结构带动转盘轴承3一起运动，卫星随着转盘轴承3一起运动，可实现对卫星X轴方向的调节，通过第二丝杠导轨机构25对卫星进行X轴方向的调节，保证对卫星X轴方向调节的精准性；

当需要对卫星进行Y轴方向的调节时，通过第一丝杠导轨机构21带动C轴支撑平台沿着Y轴方向移动，在C轴支撑平台沿着Y轴方向移动的过程中，第一直线导轨机构22可以对C轴支撑平台起到导向限位的作用，C轴支撑平台通过三连杆结构带动转盘轴承3一起运动，卫星随着转盘轴承3一起运动，可实现对卫星Y轴方向的调节，通过第一丝杠导轨机构21对卫星进行Y轴方向的调节，保证对卫星Y轴方向调节的精准性；

当需要对卫星进行绕着C轴方向的转动调节时，通过电机带动第一小齿轮27转动，第一小齿轮27带动小齿圈19转动，小齿圈19带动B轴底座12绕定位销轴16转动，B轴底座12通过连接杆11和支架7带动转盘轴承3一起运动，卫星随着转盘轴承3一起运动，可实现卫星绕C轴方向的转动，通过齿轮齿圈结构对卫星进行绕着C轴方向的转动调节，保证对卫星绕着C轴方向的转动调节的精准性，当B轴底座12绕定位销轴16转动时，万向球组18可以起到减小摩擦的作用，便于B轴底座12的转动；

当需要对卫星进行绕着B轴方向的转动调节时，通过第一电机14带动第一丝杠转动，第一连接件15沿着第一丝杠运动，第一连接件15带动支架7一起运动，在第一连接件15和连接杆11的作用下，支架7发生翻转，支架7带动转盘轴承3一起运动，可实现对卫星绕B轴翻转的精准调节；

当需要对卫星进行Z轴方向的调节时，通过第二电机10带动第二丝杠转动，第二连接件9沿着第二丝杠运动，第二连接件带动滑板4一起运动，滑板4带动转盘轴承3一起运动，可实现对卫星Z轴方向调节的精准性；

当需要对卫星进行绕着A轴方向的转动调节时，第三电机6带动第二小齿轮5转动，第二小齿轮5通过大齿圈2带动转盘轴承3的外圈绕着A轴转动，卫星随着转盘轴承3的外圈一起转动，保证对卫星绕着A轴方向的转动调节的精准性；

综上所述，本发明能够实现对卫星进行六个自由度的精准调节，保证卫星太阳翼的装配效率和装配精度，同时操作较为便捷。

本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例侧重说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于后面说明的方法实施例而言，由于其与系统是对应的，描述比较简单，相关之处参见系统实施例的部分说明即可。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims (13)

1.一种卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台，其特征在于，所述调姿平台包括：

解耦部分，所述解耦部分包括：

C轴支撑平台，所述C轴支撑平台通过齿轮齿圈结构实现所述卫星绕C轴的旋转；

设在所述C轴支撑平台下的Y轴支撑底座和X轴支撑底座，所述Y轴支撑底座和X轴支撑底座各自用于调节所述卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台在Y轴和X轴方向上的平动位移；

其中，所述X轴、Y轴与C轴之间为解耦状态；

耦合部分，所述耦合部分包括：

转盘轴承(3)，用于夹持并驱动所述卫星绕A轴旋转；

三连杆结构，包括B轴底座(12)、连接杆(11)和支架(7)，用于实现所述卫星绕B轴的翻转；

所述三连杆结构的支架(7)部分设有Z向滑动装置，用于实现所述卫星在Z轴上的移动，且所述Z向滑动装置与所述转盘轴承(3)的内圈连接，使得所述B轴、Z轴与A轴各轴相互耦合；

所述A轴为转盘轴承(3)轴心线，所述B轴为所述连接杆(11)与所述支架(7)连接处沿着所述Y轴方向的延长线，所述C轴为所述C轴支撑平台中心处沿着竖直方向的延长线。

2.根据权利要求1所述的卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台，其特征在于，所述解耦部分设置为底座结构，所述底座结构包括所述C轴支撑平台、以及设在所述C轴支撑平台下方的所述Y轴支撑底座和所述X轴支撑底座；

所述耦合部分设置为立卧结构，所述立卧结构设置于所述C轴支撑平台顶部，所述立卧结构包括所述转盘轴承(3)、所述三连杆结构和设置在所述三连杆结构的支架(7)部分的Z向滑动装置。

3.根据权利要求1或2所述的卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台，其特征在于，所述C轴支撑平台包括：C轴底座(17)、若干万向球组(18)、定位销轴(16)、小齿圈(19)和第一小齿轮(27)，若干所述万向球组(18)成矩形状分布于所述C轴底座(17)顶部，所述定位销轴(16)安装于所述C轴底座(17)顶部中心处，所述定位销轴(16)与所述B轴底座(12)之间转动连接，所述小齿圈(19)顶面与所述B轴底座(12)底部相连接，所述小齿圈(19)与第一小齿轮(27)相啮合，通过所述第一小齿轮(27)和小齿圈(19)带动所述述B轴底座(12)绕定位销轴(16)中心线转动。

4.根据权利要求3所述的卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台，其特征在于，所述定位销轴(16)轴心线为C轴。

5.根据权利要求1或2所述的卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台，其特征在于，所述Y轴支撑底座包括：Y轴底座(20)、第一丝杠导轨机构(21)和若干第一直线导轨机构(22)，所述第一丝杠导轨机构(21)和若干第一直线导轨机构(22)均安装于所述Y轴底座(20)和所述C轴支撑平台之间，通过所述第一丝杠导轨机构(21)和若干第一直线导轨机构(22)带动所述C轴支撑平台沿着Y轴方向运动。

6.根据权利要求1或2所述的卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台，其特征在于，所述X轴支撑底座包括：X轴底座(23)、第二丝杠导轨机构(25)和若干第二直线导轨机构(24)，所述第二丝杠导轨机构(25)和若干第二直线导轨机构(24)均安装于所述Y轴支撑底座和所述X轴底座(23)之间，通过所述第二丝杠导轨机构(25)和若干第二直线导轨机构(24)带动所述Y轴支撑底座沿着X轴方向运动。

7.根据权利要求1或2所述的卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台，其特征在于，所述B轴底座(12)安装于所述C轴支撑平台顶部，所述B轴底座(12)上设有第三丝杠导轨机构(13)，所述第三丝杠导轨机构(13)上安装有第一连接件(15)，所述第三丝杠导轨机构(13)用于带动所述第一连接件(15)沿X轴方向运动，所述第一连接件(15)与所述支架(7)之间转动连接，所述连接杆(11)第一端与所述B轴底座(12)之间转动连接，所述连接杆(11)第二端与所述支架(7)之间转动连接；

当所述第三丝杠导轨机构(13)带动所述第一连接件(15)沿X轴方向运动时，所述第一连接件(15)带动支架(7)运动，在所述连接杆(11)的作用下，所述支架(7)绕B轴方向转动。

8.根据权利要求7所述的卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台，其特征在于，所述第三丝杠导轨机构(13)包括：第一电机(14)和第一丝杠，所述第一电机(14)安装于所述B轴底座(12)上，所述第一电机(14)输出端与所述第一丝杠端部相连接，所述第一丝杠与所述第一连接件(15)之间螺接。

9.根据权利要求1所述的卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台，其特征在于，所述Z向滑动装置包括：第四丝杠导轨机构(8)、第二连接件(9)和滑板(4)，所述第四丝杠导轨机构(8)安装于所述支架(7)内部，所述第二连接件(9)安装于所述第四丝杠导轨机构(8)上，所述第四丝杠导轨机构(8)用于带动所述第二连接件(9)沿着所述支架(7)高度方向运动，所述第二连接件(9)与所述滑板(4)之间固定连接，所述滑板(4)与所述转盘轴承(3)的内圈连接。

10.根据权利要求9所述的卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台，其特征在于，所述第四丝杠导轨机构(8)包括：第二电机(10)和第二丝杠，所述第二电机(10)安装于所述支架(7)上，所述第二电机(10)输出端与所述第二丝杠端部相连接，所述第二丝杠与所述第二连接件(9)之间螺接。

11.根据权利要求1所述的卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台，其特征在于，所述转盘轴承(3)的外圈安装有大齿圈(2)，所述大齿圈(2)啮合连接有第二小齿轮(5)，所述第二小齿轮(5)与第三电机(6)的输出端相连接，所述第三电机(6)通过所述第二小齿轮(5)和所述大齿圈(2)带动所述所述转盘轴承(3)的外圈绕着所述A轴转动。

12.根据权利要求11所述的卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台，其特征在于，所述大齿圈(2)上安装有夹具(1)，所述夹具(1)用于夹持所述卫星。

13.根据权利要求1所述的卫星太阳翼装配用六自由度调姿平台，其特征在于，所述X轴支撑底座底部安装有若干地脚螺栓(26)，所述地脚螺栓(26)用于所述调姿平台的调平。

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