CN209700984U - 一种用于卫星地面试验阶段的太阳翼支架车位姿调整装置 - Google Patents

Abstract

一种用于卫星地面试验阶段的太阳翼支架车位姿调整装置,它涉及空间可展开机构精密装调技术领域，主要为了解决现有太阳翼展开试验前装配支架车位姿调整的操作过程中位姿调整的精度与效率较低，人工作业存在的安全隐患的问题，本实用新型的连接方式为支撑横梁与底座的上表面固定连接，轴座支撑件安装在支撑横梁，推力丝杠设置在一个一号螺纹通孔内，且推力丝杠与轴座支撑件转动连接，手柄固定连接在推力丝杠的一端，轴承内端盖固定连接在推力丝杠的另一端，轴承外端盖通过推力轴承套装在轴承内端盖上，本实用新型主要用于太阳翼支架车的位姿调整。

Description

一种用于卫星地面试验阶段的太阳翼支架车位姿调整装置

技术领域

本实用新型涉及空间可展开机构精密装调技术领域，特别涉及一种用于卫星地面试验阶段的太阳翼支架车位姿调整装置。

背景技术

太阳翼产品是各类航天器的重要组成部分，是供给整星能源的关键部件。在研制太阳翼时大多会使用到展开架、模拟墙、装配支架车等大型地面试验工装。

其中，模拟墙主要用于模拟航天器本体以及太阳翼的机械接口。装配支架车用来固定、支撑和翻转模拟墙，并实现对模拟墙位置和姿态的精确调整。太阳翼装配支架车的调试方法、使用性能和安装精度是影响太阳翼产品地面展开试验的重要因素。

太阳翼地面展开试验是太阳翼产品研制过程中最重要的环节，而太阳翼模拟墙与支架车的调试是太阳翼地面展开试验前地面工装装调的重要组成部分之一。

太阳翼模拟墙装调过程中的难点在于模拟墙的位置和姿态的调整与固定。模拟墙装调时，不仅涉及模拟墙本体的俯仰、偏航、等高等姿态的精测与调试过程，还需要在姿态精度合格的同时，通过装配支架车的位置调整保证模拟墙与展开架上垂直方向的同轴度。以上几个测调量之间相互耦合，调整过程中一项指标发生变化时其他指标会产生相应变化。由此，装配支架车的位姿调整直接影响太阳翼模拟墙的位姿精度，支架车的调试成为太阳翼装配前最重要的工作之一。

目前，模拟墙在高度方向、俯仰姿态和等高姿态的调试是通过调整装配支架车的4个支撑腿来实现的。然而，模拟墙在平面内的位置固定和偏航姿态的调整大量依赖人工推动支架车完成。如图8所示，在支架车车轮离地、支撑腿接触地面的情况下，利用人工冲击令支架车在地面向x或y方向滑动，以实现模拟墙在水平面的位置和偏航姿态逐渐靠近目标值。

此人工推动支架车的方法有如下难点与安全隐患：(1)人工冲击无法实现量化调整，精度控制比较难；(2)调整周期较长，因为架车调整没有相对的固定约束点，假设X方向精度调整到位后，再调整Y方向时无法控制X方向定位精度，需要反复交替测量调整；(3)依赖人工推动时操作过程繁杂费力，大大增加了操作人员的工作强度，同时对人体安全带来隐患；(4)人力的冲击把握不当会给工装甚至产品本身带来一定程度的损伤。

实用新型内容

本实用新型为了解决现有太阳翼展开试验前装配支架车位姿调整的操作过程中位姿调整的精度与效率较低，人工作业存在的安全隐患的问题，进而提供一种用于卫星地面试验阶段的太阳翼支架车位姿调整装置；

一种用于卫星地面试验阶段的太阳翼支架车位姿调整装置，它包括轴座支撑件、手柄和推力丝杠，它还包括底座、支撑横梁、轴承内端盖、轴承外端盖和推力轴承；

所述底座包括三个真空吸盘和两个连接件，底座为等腰直角三角形结构，三个真空吸盘分别对应一个等腰直角三角形的顶点，且等腰直角三角形每个直角边上的两个真空吸盘通过一个连接件固定连接；

所述轴座支撑件的下部设有与支撑横梁配合的通槽，轴座支撑件的上部由上至下设有N个一号螺纹通孔，N为正整数；

支撑横梁安装在底座的上表面上，轴座支撑件安装在支撑横梁上，推力丝杠设置在一个三号螺纹通孔内，且推力丝杠与轴座支撑件螺纹连接，手柄固定连接在推力丝杠的一端，轴承内端盖安装在推力丝杠的另一端，轴承外端盖通过推力轴承套装在轴承内端盖上；

优选地，轴承内端盖的一端设有一号螺纹盲孔，推力丝杠的另一端设置在一号螺纹盲孔内，且轴承内端盖与推力丝杠螺纹连接；

优选地，支撑横梁上设有二号螺纹通孔，轴座支撑件中的通槽两侧壁分别设有一个三号螺纹通孔，一号紧固件的螺纹端依次穿过一个垫圈、一个三号螺纹通孔、一个二号螺纹通孔和另一个三号螺纹通孔并设置在一个螺母中，且一号紧固件与上述部件均为螺纹连接；

优选地，轴承内端盖的另一端设有一个二号螺纹盲孔，二号紧固件的螺纹端穿过挡圈并设置在二号螺纹盲孔中，且二号紧固件与二号螺纹盲孔螺纹连接；

优选地，轴承外端盖远离轴承内端盖一端设有环状凸起，挡圈的外径小于环状凸起的内径；

优选地，所述环状凸起的外端面设有橡胶垫圈；

优选地，所述支撑横梁内部设有减重孔；

优选地，所述轴座支撑件上设有减重孔；

优选地，所述N个一号螺纹通孔中N的取值范围为2-4个。

本实用新型与现有技术具有以下有益效果：

1.本实用新型相对于现有技术可以提高位姿调整效率。模拟墙和支架车固定后，代替人工推动作业模式，可实现水平方向200mm行程的调整，通过该装置能够实现对支架车在水平面内(x、y向)的精确平移，间接实现对模拟墙基准位置的调整。该再加上对支架车非调整方向限位，大大提升了装配效率。

2.本实用新型相对于现有技术中可以提高位姿调试的精度，传统人力作业时对支架车的推力冲击不受控，调试精度比较低，而该装置手柄转动一圈可实现水平2mm距离的精确移动，有效提升了调整精度。

3.本实用新型制造经济成本低。目前大型电动调整平台由控制系统与机械系统组成，造价昂贵，该装置结构简单，外形尺寸小巧，制造成本比较低。

4.本实用新型拆装便捷。该装置即用即装，重量轻，操作简单容易，适用于任何平整干净的地面的，不用时打开搭扣解除真空压力即可将该装置脱落地面。

5.本实用新型更有利于安全性操作，传统人工作业时，人体直接与支架车接触，会给操作人员的身体带来损伤。如果推力不当，还会给设备及产品带来安全隐患。该装置避免人体直接接触设备，大大提高了操作安全性。

6.本实用新型对于室内且狭窄的空间操作更为有利，也能解决因地面过度光滑而造成调整精度难以保障的问题，对其他航天器产品大型地面设备的位姿调整具有广泛的借鉴意义。

附图说明

图1为本实用新型的装置结构图；

图2为本实用新型的主视图；

图3为本实用新型的左视图；

图4为本实用新型的俯视图；

图5为本实用新型中A-A向剖视图；

图6为本实用新型中支撑横梁的主视图；

图7为本实用新型中轴座支撑件的示意图；

图8为本实用新型所作用的太阳翼车示意图。

图中，1底座、1-1真空吸盘、1-2连接件、2支撑横梁、2-1二号螺纹通孔、3轴座支撑件、3-1一号螺纹通孔、3-2三号螺纹通孔、4手柄、5轴承内端盖、6推力丝杆、7轴承外端盖、7-1环状凸起、8推力轴承、9一号紧固件、10螺母、11挡圈、12二号紧固件和13垫圈。

具体实施方式

具体实施方式一：结合图1至图4说明本实施方式，本实施方式中所述的装置它包括轴座支撑件3、手柄4和推力丝杠6，其特征在于：它还包括底座1、支撑横梁2、轴承内端盖5、轴承外端盖7和推力轴承8；

所述底座1包括三个真空吸盘1-1和两个连接件1-2，底座1为等腰直角三角形结构，三个真空吸盘1-1分别对应一个等腰直角三角形的顶点，且等腰直角三角形每个直角边上的两个真空吸盘1-1通过一个连接件1-2固定连接；

所述轴座支撑件3的下部设有与支撑横梁2配合的通槽，轴座支撑件3的上部由下至上设有N个一号螺纹通孔3-1，N为正整数；

支撑横梁2安装在底座1的上表面上，轴座支撑件3安装在支撑横梁2上，推力丝杠6设置在一个三号螺纹通孔3-1内，且推力丝杠6与轴座支撑件3螺纹连接，手柄4固定连接在推力丝杠6的一端，轴承内端盖5安装在推力丝杠6的另一端，轴承外端盖7通过推力轴承8套装在轴承内端盖5上。

本实用新型提高位姿调整效率。模拟墙和支架车固定后，代替人工推动作业模式，可实现水平方向200mm行程的调整，通过该装置能够实现对支架车在水平面内(x、y向)的精确平移，间接实现对模拟墙基准位置的调整。该再加上对支架车非调整方向限位，大大提升了装配效率，同时提高位姿调试的精度。传统人力作业时对支架车的推力冲击不受控，调试精度比较低，而该装置手柄转动一圈可实现水平2mm距离的精确移动，有效提升了调整精度，并且本实用新型制造经济成本低，目前大型电动调整平台由控制系统与机械系统组成，造价昂贵，该装置结构简单，外形尺寸小巧，制造成本比较低；适用于任何平整干净的地面的，不用时打开搭扣解除真空压力即可将该装置脱落地面，图中8中与太阳翼车中横梁同向设置的方向为X方向，与太阳翼车中车轮安置梁同向设置的方向为y方向，与太阳翼车中太阳翼板扶持柱同向设置的方向为z方向。

具体实施方式二：结合5说明本实施方式，本实施方式中轴承内端盖5的一端设有一号螺纹盲孔，推力丝杠6的另一端设置在一号螺纹盲孔内，且轴承内端盖5与推力丝杠6螺纹连接，其他组成及连接方式与具体实施方式一相同。

如此设置，有利于部件的拆卸和更换，避免因为轴承内端盖5的损坏导致整个装置失效。

具体实施方式三：结合图1至图4、图6和图7说明本实施方式，本实施方式中轴座支撑件3与支撑横梁2的安装方式为紧固件连接，支撑横梁2上设有二号螺纹通孔2-1，轴座支撑件3中的通槽两侧壁分别设有一个三号螺纹通孔3-2，一号紧固件9的螺纹端依次穿过一个垫圈13、一个三号螺纹通孔3-2、一个二号螺纹通孔2-1和另一个三号螺纹通孔3-2并设置在一个螺母10中，且一号紧固件9与上述部件均为螺纹连接。其他组成及连接方式与具体实施方式二相同。

如此设置便于装置件部件的拆卸和更换，实现即用即装，重量轻，操作简单容易，在闲置时便于收纳，节约空间。

具体实施方式四：结合图5说明本实施方式，本实施方式中轴承内端盖5与轴承外端盖7的连接方式为紧固件连接，轴承内端盖5的另一端设有一个二号螺纹盲孔，二号紧固件12的螺纹端穿过挡圈11并设置在二号螺纹盲孔中，且二号紧固件12与二号螺纹盲孔螺纹连接。其他组成及连接方式与具体实施方式三相同。

如此设置，使轴承内端盖5和轴承外端盖7连接更为紧密，方便推力轴承8的更换。

具体实施方式五：结合图4说明本实施方式，本实施方式中轴承外端盖7远离轴承内端盖5一端设有环状凸起7-1，挡圈11的外径小于环状凸起7-1的内径。其他组成及连接方式与具体实施方式四相同。

如此设置，防止紧固件与被调整位姿的工件表面接触，对工件表面造成损坏，同时为了避免环状凸起7-1内径较小对挡圈11存在干涉，无法实现轴承内端盖5与轴承外端盖7的连接。

具体实施方式六：结合图5说明本实施方式，本实施方式中所述环状凸起7-1的外端面设有橡胶垫圈。其他组成及连接方式与具体实施方式五相同。

如此设置，有利于保护被测太阳翼太阳翼表面质量。

具体实施方式七：结合图1说明本实施方式，本实施方式中所述支撑横梁2内部设有减重孔。其他组成及连接方式与具体实施方式六相同。

具体实施方式八：结合图1和图7说明本实施方式，本实施方式中所述轴座支撑件3上设有减重孔。其他组成及连接方式与具体实施方式七相同。

具体实施方式九：结合图1和图7说明本实施方式，所述N个一号螺纹通孔3-1中N的取值范围为2-4个。其他组成及连接方式与具体实施方式八相同。

如此设置，增加了该装置的通用性，可以根据太阳翼的具体情况去调整位姿调节的高度，使位姿调节的效果更好更准确。

工作原理

在开始调整前，将支架车通过车轮初步就位，然后通过支架车四角的升降装置使车轮离地，升降装置与地面的接触面包裹特氟隆材料以降低与地面的摩擦系数，便于架车移动，下文描述参照图8所示。

将地面清洁，保证底座1能有效固定。将二套调整装置放置于支架车x方向横梁两端附近，使真空吸盘1-1上的搭扣闭合，确认底座1与地面吸附牢固，微调手柄4，使轴承外端盖7与支架车x方向横梁表面接触。将另两套调整装置放置于支架车左右两侧的y方向横梁附近，以约束支架在x方向的位移。使真空吸盘1-1上的搭扣闭合，确认底座1与地面吸附牢固，微调手柄4，使轴承外端盖7与支架车x方向横梁表面接触。

为保证模拟墙与展开架上垂直方向的同轴度即调节支架车在x方向和y方向的位置。在对y方向移动前，先在地面做目标位置时模拟墙在地面的投影标识，然后在模拟墙上吊挂铅锤以表征目前位置的地面投影。两名操作人员同时旋转手柄4，以旋转半圈前进1mm为调整单位，将旋转运动转化为轴承外端盖7的直线运动，推动支架车x方向的横梁向y方向平移。由于y方向向两侧横梁处的装置有非调整方向的限位作用，可以保障支架车向y方向向平移而不出现偏转现象。两名操作人员同时旋转手柄4直到铅锤与目标位置投影点标识重合，此时表明支架车与模拟墙的位置满足y方向调试要求。按照上述方法，调整x方向位置，此时支架车与模拟墙在水平面的位置调整到位。

为调整模拟墙的偏航姿态达到指标要求，采用一台经纬仪作为精测设备配合两台本实用新型装置来实现。经纬仪沿x方向固定，与模拟墙平行。两台本实用新型装置分别固定在支架车x方向横梁对角位置，操作方法同上述过程。两名操作人员同时旋转手柄4，通过经纬仪监测，使模拟墙的偏航姿态达到使用指标。

Claims (9)

1.一种用于卫星地面试验阶段的太阳翼支架车位姿调整装置，它包括轴座支撑件(3)、手柄(4)和推力丝杠(6)，其特征在于：它还包括底座(1)、支撑横梁(2)、轴承内端盖(5)、轴承外端盖(7)和推力轴承(8)；

所述底座(1)包括三个真空吸盘(1-1)和两个连接件(1-2)，底座(1)为等腰直角三角形结构，三个真空吸盘(1-1)分别对应一个等腰直角三角形的顶点，且等腰直角三角形每个直角边上的两个真空吸盘(1-1)通过一个连接件(1-2)固定连接；

所述轴座支撑件(3)的下部设有与支撑横梁(2)配合的通槽，轴座支撑件(3)的上部由上至下设有N个一号螺纹通孔(3-1)，N为正整数；

支撑横梁(2)安装在底座(1)的上表面上，轴座支撑件(3)安装在支撑横梁(2)上，推力丝杠(6)设置在一个一号螺纹通孔(3-1)内，且推力丝杠(6)与轴座支撑件(3)螺纹连接，手柄(4)固定连接在推力丝杠(6)的一端，轴承内端盖(5)安装在推力丝杠(6)的另一端，轴承外端盖(7)通过推力轴承(8)套装在轴承内端盖(5)上。

2.根据权利要求1中所述的一种用于卫星地面试验阶段的太阳翼支架车位姿调整装置，其特征在于：轴承内端盖(5)的一端设有一号螺纹盲孔，推力丝杠(6)的另一端设置在一号螺纹盲孔内，且轴承内端盖(5)与推力丝杠(6)螺纹连接。

3.根据权利要求2中所述的一种用于卫星地面试验阶段的太阳翼支架车位姿调整装置，其特征在于：支撑横梁(2)上设有二号螺纹通孔(2-1)，轴座支撑件(3)中的通槽两侧壁分别设有一个三号螺纹通孔(3-2)，一号紧固件(9)的螺纹端依次穿过一个垫圈(13)、一个三号螺纹通孔(3-2)、一个二号螺纹通孔(2-1)和另一个三号螺纹通孔(3-2)并设置在另一个螺母(10)中，且一号紧固件(9)与上述部件均为螺纹连接。

4.根据权利要求3中所述的一种用于卫星地面试验阶段的太阳翼支架车位姿调整装置，其特征在于：轴承内端盖(5)的另一端设有一个二号螺纹盲孔，二号紧固件(12)的螺纹端穿过挡圈(11)并设置在二号螺纹盲孔中，且二号紧固件(12)与二号螺纹盲孔螺纹连接。

5.根据权利要求4中所述的一种用于卫星地面试验阶段的太阳翼支架车位姿调整装置，其特征在于：轴承外端盖(7)远离轴承内端盖(5)一端设有环状凸起(7-1)，挡圈(11)的外径小于环状凸起(7-1)的内径。

6.根据权利要求5中所述的一种用于卫星地面试验阶段的太阳翼支架车位姿调整装置，其特征在于：所述环状凸起(7-1)的外端面设有橡胶垫圈。

7.根据权利要求6中所述的一种用于卫星地面试验阶段的太阳翼支架车位姿调整装置，其特征在于：所述支撑横梁(2)内部设有减重孔。

8.根据权利要求7中所述的一种用于卫星地面试验阶段的太阳翼支架车位姿调整装置，其特征在于：所述轴座支撑件(3)上设有减重孔。

9.根据权利要求8中所述的一种用于卫星地面试验阶段的太阳翼支架车位姿调整装置，其特征在于：所述N个一号螺纹通孔(3-1)中N的取值范围为2-4个。