1.本发明涉及航天技术领域，具体涉及一种用于模拟重力卸载太阳翼展开机构、系统及使用方法。


背景技术：

2.先进的空间飞行器上，越来越多地采用了可展开式的大尺寸轻质材料零部件及装配结构，例如，几十米乃至于上百米大的空间太阳翼、天线、机械臂等。扇形柔性太阳翼是近些年来，在航天器大型化、轻质化和大收纳比发展过程中兴起的一种太阳翼，是一种采用了轻质杆件和薄膜组成的新型空间结构，具有重量轻、收拢体积小、可扩展性强等优点，在新一代航空器中具有极大的应用潜力。
3.对于大尺寸柔性太阳翼而言，在地面进行装配或工程测试时，由于零部件尺寸大、刚度低，在重力的影响下容易发生结构变形等，一方面，不能正确反映出太阳翼在微重力太空环境下的实际状态，另一方面，还有可能导致轻质大尺寸零部件发生结构破坏等安全事故。因此，在地面进行空间飞行器的大尺寸柔性太阳翼的装配或工程调试时，需要使用相应的安全可靠的重力卸载装置以平衡零部件的重力影响作用，并模拟出这些结构在空间微重力条件下的具体技术状态。
4.大尺寸柔性太阳翼属于新兴航天器技术领域，同时相对传统的可展开机构，其收拢体积小、扩展性强。太阳翼采用的轻质材料零部件或装配结构，机械结构较复杂并具有多自由度运动特征，因此，大尺寸柔性太阳翼的展开过程的重力卸载机构也就要求运动过程相对复杂。目前，普遍采用相对传统的可展开机构的重力卸载技术方案，如桁架式卸载机构，导致重力卸载机构结构复杂、成本高、重力卸载效率不高、操作也不够方便。因此，如何针对大尺寸柔性太阳翼的结构特征及其运动特性，设计开发相匹配的多自由度重力卸载机构，实现在复杂空间运动过程中的高效重力卸载能力，是航天器制造技术领域中一项极具挑战的工程技术难题，也具有非常重要的意义。


技术实现要素：

5.有鉴于此，本发明旨在提供一种用于模拟重力卸载太阳翼展开机构、系统及使用方法，以能够对多自由度、复杂产品进行展开的低重力模拟。
6.本发明首先提出一种用于模拟重力卸载太阳翼展开机构，所述机构包括：
7.运动台，其被配置为能够带动悬吊上部平台绕所述运动台的轴线旋转及沿垂直该轴线的某平面移动；
8.悬吊上部平台，其包括环形导轨，该环形导轨的中心轴线与所述运动台的轴线平行；
9.悬吊组件，其包括依次相连的滑块、恒力机构和悬吊线，所述滑块与所述环形导轨滑动配合，所述恒力机构被配置为能使得所述悬吊线承受的拉力与下方被展开的太阳翼的重力保持恒定。
10.根据本发明的一种实施方式，所述运动台包括相连接的回转台和轨道，所述悬吊上部平台能沿所述轨道移动。
11.根据本发明的一种实施方式，所述轨道为直轨道。
12.根据本发明的一种实施方式，所述环形导轨为磁悬浮导轨，所述滑块为与所述磁悬浮导轨配合的磁体。
13.根据本发明的一种实施方式，所述环形导轨的横截面呈v型的向下开口的构型，所述滑块的横截面与所述导轨的横截面相匹配。
14.根据本发明的一种实施方式，所述恒力机构为恒力弹簧，所述悬吊组件为若干个。
15.本发明还提出一种用于模拟重力卸载太阳翼展开系统，包括展开拖动装置和所述的用于模拟重力卸载太阳翼展开机构，其中所述展开拖动装置被配置为将所述太阳翼在环向展开。
16.根据本发明的一种实施方式，所述展开拖动装置为为翼面展开驱动装置，包括驱动电机组件和牵引绳索机构，所述驱动电机组件通过所述牵引绳索机构带动所述太阳翼在环向展开；优选地，所述牵引绳索机构包括转动件和牵引绳索，所述驱动电机组件相对所述太阳翼环向展开的终止点固定，所述驱动电机组件输出直线运动，所述转动件设于所述太阳翼的环向中心，所述转动件设有环向缠绕槽，所述转动件能够绕所述环向中心旋转，所述牵引绳索的一端连接所述太阳翼的环向展开起始处，延伸至所述转动件处，缠绕所述转动件的环向缠绕槽，之后延伸出来的另一端连接所述驱动电机组件；；优选地，所述系统还包括支撑结构，其被配置为安装固定被展开太阳翼；更优选地，所述系统还包括综合控制系统，其被配置为预先计算出太阳翼展开的运动轨迹，并发送进给指令使得所述运动台带动所述悬吊上部平台和收紧状态的悬吊组件，一起与太阳翼进行第一阶段的同步展开运动。
17.本发明还提出一种根据所述太阳翼展开系统进行太阳翼展开的方法，包括：
18.当收紧状态的太阳翼进行第一个阶段展开时，根据太阳翼的折叠展开运动轨迹，使得所述运动台带动所述悬吊上部平台和收紧状态的悬吊组件，带动太阳翼进行第一阶段的展开运动；
19.当太阳翼进入第二阶段展开时，使得环向展开的太阳翼牵引着悬吊组件随着太阳翼的环向展开运动做同步的圆周展开运动，并使得悬吊线的线上拉力保持稳定，以能够平衡太阳翼的重力作用。
20.根据本发明的一种实施方式，所述第一阶段的展开运动包括：
21.所述运动台绕自身轴线旋转并带动所述悬吊上部平台和收紧状态的悬吊组件随之旋转，所述悬吊上部平台和收紧状态的悬吊组件还沿所述运动台的轨道运动，从而使得悬吊组件带动折叠的太阳翼从折叠状态展开；
22.所述第二阶段展开时，通过外力使得所述太阳翼沿环向展开，使得太阳翼上连接悬吊线的悬吊点呈环向分布，并使得悬吊组件跟随悬吊点沿着所述悬吊上部平台的导轨环向运动；
23.优选地，所述悬吊组件与所述悬吊上部平台的导轨之间形成磁悬浮运动。
24.本发明能够保障航天器用扇形柔性太阳翼等产品在地面模拟展开过程的高效重力卸载，同时具有结构轻便，操作可靠性高的特点，能够为航天器扇形柔性太阳翼等产品的地面展开模拟和实验研究提供可靠的实验装置和过程数据。
附图说明
25.图1为本发明一实施例航天器扇形柔性太阳翼收紧状态结构示意图；
26.图2为本发明一实施例航天器扇形柔性太阳翼完全展开状态结构示意图；
27.图3为本发明一实施例悬吊组件及磁悬浮导轨的剖面结构示意图；
28.图4为本发明一实施例运动台及悬吊上部平台配合的剖面结构示意图；
29.图5为本发明一实施例太阳翼环向展开俯视部分结构示意图；
30.附图标号：
31.a太阳翼，a0环向中心，a1起始处，1支撑结构，2运动台，21轨道，22回转台，3悬吊上部平台，4综合控制系统，5展开拖动装置，51驱动电机组件，52转动件，53牵引绳索，6悬吊单元，60杆件，601短段，602长段，7环形导轨，8悬吊组件，9滑块，10恒力弹簧，11悬吊线。
具体实施方式
32.以下将结合附图对本发明的较佳实施例进行详细说明，以便更清楚理解本发明的目的、特点和优点。应理解的是，附图所示的实施例并不是对本发明范围的限制，而只是为了说明本发明技术方案的实质精神。
33.针对现有技术的不足以及扇形柔性太阳翼多维全流程展开运动的地面模拟实验工作需求，本实施方式提供了一种用于航天器扇形柔性太阳翼展开过程模拟的重力卸载机构及其具体使用方法。当然，该机构不局限用于太阳翼，也可用于其他产品。
34.本发明首先提出一种用于模拟重力卸载太阳翼展开机构，所述机构包括：
35.运动台，其被配置为能够带动悬吊上部平台绕所述运动台的轴线旋转及沿垂直该轴线的某平面移动；
36.悬吊上部平台，其包括环形导轨，该环形导轨的中心轴线与所述运动台的轴线平行；
37.悬吊组件，其包括依次相连的滑块、恒力机构和悬吊线，所述滑块与所述环形导轨滑动配合，所述恒力机构被配置为能使得所述悬吊线承受的拉力与下方被展开的产品的重力保持恒定。
38.上述技术方案，使得悬吊组件能够在运动台的旋转带动及平面移动的情况下，带动产品进行折叠状态的展开，及在沿环形导轨运动时带动产品进一步在环向展开，并且在展开过程中能够保持产品的悬吊拉力保持稳定，达到对产品重力卸载的目的。
39.根据本发明的一种实施方式，运动台2包括相连接的回转台22和轨道21，悬吊上部平台3能沿轨道21移动。轨道21与回转台22相对固定连接，回转台22绕自身轴线旋转时能够带动轨道21及与其配合连接的悬吊上部平台3一同旋转。
40.根据本发明的一种实施方式，轨道21为直轨道。
41.根据本发明的一种实施方式，环形导轨7为磁悬浮导轨，滑块9为与磁悬浮导轨配合的磁体。
42.根据本发明的一种实施方式，如图3所示，环形导轨7的横截面呈v型的向下开口的构型，滑块9的横截面与环形导轨7的横截面相匹配。
43.根据本发明的一种实施方式，恒力机构为恒力弹簧10。
44.为了在太阳翼的周向均匀施加拉力，悬吊组件8为若干个，优选在太阳翼环向展开
状态为均匀排布。
45.本发明还提出一种用于模拟重力卸载太阳翼展开系统，包括展开拖动装置5和所述的用于模拟重力卸载太阳翼展开机构，其中展开拖动装置被配置为将所述太阳翼在环向展开。
46.根据本发明的一种实施方式，所述展开拖动装置5为为翼面展开驱动装置，包括驱动电机组件51和牵引绳索机构，驱动电机组件通过牵引绳索机构带动太阳翼在环向展开。
47.优选地，所述系统还包括支撑结构1，其被配置为安装固定被展开太阳翼。
48.优选地，牵引绳索机构包括转动件52和牵引绳索53，驱动电机组件51相对太阳翼环向展开的终止点固定，如图2、5所示可固定在支撑结构1上，太阳翼的终止点处也相对固定在支撑结构1，驱动电机组件51牵拉牵引绳索53运动，如图5所示，转动件52设于太阳翼的环向中心a0处，转动件52设有环向缠绕槽，转动件52能够绕环向中心a0旋转，牵引绳索53的一端连接太阳翼的环向展开起始处a1，延伸至转动件52处，缠绕转动件52的环向缠绕槽，之后延伸出来的另一端连接驱动电机组件51，就可由驱动电机组件51拉紧牵引绳索53而带动太阳翼的起始处环向旋转展开了。
49.更优选地，所述系统还包括综合控制系统4，其被配置为预先计算出太阳翼展开的运动轨迹，并发送进给指令使得所述运动台带动所述悬吊上部平台和收紧状态的悬吊组件，一起与太阳翼进行第一阶段的同步展开运动。
50.综合控制系统可包括一个中控计算机、状态检测系统以及控制执行系统。其中，状态检测系统会跟踪被展开产品如太阳翼的运动状态以及每根悬吊线的线上拉力状态，并将数据传送给中控计算机；中控计算机能够处理扇形柔性太阳翼及其重力卸载机构的运动轨迹数据，并通过控制执行系统向重力卸载装置的伺服电机发送运送指令，当太阳翼展开运动存在异常时，中控计算机会通过控制执行系统暂停开展运动。
51.本发明还提出一种根据所述太阳翼展开模拟的系统进行太阳翼展开的方法，包括：
52.当收紧状态的太阳翼进行第一个阶段展开时，根据太阳翼的折叠展开运动轨迹，使得所述运动台带动所述悬吊上部平台和收紧状态的悬吊组件，带动太阳翼进行第一阶段的展开运动；
53.当太阳翼进入第二阶段展开时，使得环向展开的太阳翼牵引着悬吊组件随着太阳翼的环向展开运动做同步的圆周展开运动，并使得悬吊线的线上拉力保持稳定，以能够平衡太阳翼的重力作用。
54.根据本发明的一种实施方式，所述第一阶段的展开运动包括：
55.所述运动台绕自身轴线旋转并带动所述悬吊上部平台和收紧状态的悬吊组件随之旋转，所述悬吊上部平台和收紧状态的悬吊组件还沿所述运动台的轨道运动，从而使得悬吊组件带动折叠的太阳翼从折叠状态展开；
56.所述第二阶段展开时，通过外力使得所述太阳翼沿环向展开，使得太阳翼上连接悬吊线的悬吊点呈环向分布，并使得悬吊组件跟随悬吊点沿着所述悬吊上部平台的环形导轨环向运动；
57.优选地，所述悬吊组件与所述悬吊上部平台的环形导轨之间形成磁悬浮运动。
58.本发明能够保障航天器用扇形柔性太阳翼等太阳翼在地面模拟展开过程的高效
重力卸载，同时具有结构轻便，操作可靠性高的特点，能够为航天器扇形柔性太阳翼等太阳翼的地面展开模拟和实验研究提供可靠的实验装置和过程数据。
59.本发明申请提出的一种用于航天器扇形柔性太阳翼等太阳翼展开过程模拟的重力卸载机构及展开系统，能够保障航天器用扇形柔性太阳翼地面模拟展开过程的高效重力卸载，同时具有结构轻便，操作可靠性高的特点，能够为航天器扇形柔性太阳翼的地面展开模拟和实验研究提供可靠的实验装置和过程数据。
60.实施例
61.如图2所示，一种用于航天器扇形柔性太阳翼展开过程模拟的系统，包括支撑结构1、运动台2、悬吊上部平台3、悬吊组件8、配套用综合控制系统4、柔性太阳翼的展开拖动装置5，以及用于吊挂扇形柔性太阳翼的由各个杆件构成的悬吊单元6等。
62.支撑结构1，主要作为静态的安装基准，安装扇形柔性太阳翼并保障其展开过程，同时，安装运动台2并保障其运动稳定性和安全性。
63.运动台2，安装在支撑结构1上，设有两个伺服电机，其中一台电机负责运动台绕自身轴线旋转，另一台电机负责驱动悬吊上部平台3沿轨道21直线运动，因此运动台2能够带动悬吊上部平台3实现二维平面运动，同时，悬吊上部平台3的底部设置有一个环形的环形导轨7。
64.展开拖动装置5为翼面展开驱动装置，由驱动电机组件和牵引绳索机构组成。牵引绳索机构包括转动件52和牵引绳索53，驱动电机组件51相对太阳翼环向展开的终止点固定，如图2、5所示可固定在支撑结构1上，太阳翼的终止点处也相对固定在支撑结构1，驱动电机组件51牵拉牵引绳索53运动，如图5所示，转动件52设于太阳翼的环向中心a0处，转动件52设有环向缠绕槽，转动件能够绕环向中心a0旋转，牵引绳索53的一端连接太阳翼的环向展开起始处a1，再延伸至转动件52处，缠绕转动件52的环向缠绕槽，之后延伸出来的另一端连接驱动电机组件51，就可由驱动电机组件51拉紧牵引绳索53而带动太阳翼的起始处a1环向旋转展开了。
65.扇形柔性太阳翼上的悬吊单元6有一个主杆件与支撑结构1上的立面式模拟墙转动连接并能够被固定；扇形柔性太阳翼上悬吊单元6的每一个杆件60包括一长一短两段的长段602和短段601，两段由一个铰链装置连接。
66.如图1所示，扇形柔性太阳翼在初始状态时，所有杆件60收紧在一起，同时短段601与长段602折叠在一起，所有的长段602的末端安装在一个轴颈上，即转动安装于环向中心处；当扇形柔性太阳翼从收紧状态进行模拟展开时，包括两个阶段的展开运动：在第一个展开阶段，收紧状态的太阳翼整体(短段601与长段602相对位置不变)相对模拟墙转动至目标位置，然后，处于收紧状态的太阳翼上的所有杆件60通过柔性铰链进行平面展开后长短两段会形成一个直线杆并锁定；在第二个展开阶段，在柔性太阳翼的展开拖动装置5的牵引下，各个杆件会绕着环向中心a0进行圆周展开，同时，随着杆件的圆周运动，太阳翼a的柔性薄膜会最终被拉伸开形成一个圆形的太阳翼，如图2所示。
67.根据扇形柔性太阳翼上的杆件60的数量，配置相应数量组的杆件悬吊组件8。
68.如图3，每个杆件悬吊组件8包括滑块9、恒力弹簧10和悬吊线11三个部分。其中，滑块9安装在悬吊上部平台3的环形导轨7里面，两者之间的运动摩擦系数极低。滑块下安装有恒力弹簧10，恒力弹簧10下连接着悬吊线11，悬吊线11与太阳翼的一个杆件60相连。
69.作为本发明的一优选实施方式，滑块9与悬吊上部平台3的环形导轨7可以选用“磁悬浮导轨+无动力滑块”的方式，同时，环形导轨采用截面为v型的向下开口的构型，如此设计能够保证工作状态的极小摩擦性能，且在特殊状态下断电后，系统停止运动后仍能安全悬挂。
70.在使用航天器扇形柔性太阳翼重力卸载机构时，可对悬吊单元6的每一个杆件相对应的悬吊组件8进行调节，使得全部悬吊线的线上拉力均匀，且合力等于太阳翼的重力，实现重力卸载的功能。调节可通过手动调节，也可通过控制器发送指令，由电机驱动实现自动调节。
71.运动台2及悬吊上部平台3配合的剖面结构示意如图4所示。
72.重力卸载机构综合控制系统4包括一个中控计算机、状态检测系统以及控制执行系统。其中，状态检测系统会跟踪太阳翼的运动状态以及每根悬吊线的线上拉力状态，并将数据传送给中控计算机；中控计算机能够处理扇形柔性太阳翼及其重力卸载机构的运动轨迹数据，并通过控制执行系统向重力卸载装置的伺服电机发送运送指令，当太阳翼展开运动存在异常时，中控计算机会通过控制执行系统暂停开展运动。
73.所述重力卸载机构在扇形柔性太阳翼的两阶段地面模拟展开运动过程的具体使用方法如下：
74.当收紧状态的太阳翼进行第一个阶段展开时，综合控制系统4会预先计算出太阳翼杆件60的运动轨迹，然后，发送进给指令让伺服电机执行平面运动，使得运动台2带动悬吊上部平台3和收紧状态的悬吊组件8，一起与太阳翼杆件60进行同步运动。也就是悬吊组件8与太阳翼杆件60保持悬垂状态，不会倾斜，从而不会对太阳翼a造成斜向的拉扯力。
75.更具体地，上述平面运动时，可使得运动台2绕自身轴线旋转，如此可带动运动台2以及其下悬吊的悬吊组件8，及其环形导轨7一同旋转；同时，悬吊上部平台3可沿着轨道21直线运动，如此，使得悬吊组件8可形成二维的平面运动，其轨迹可与太阳翼杆件60的折叠展开路径相对应。
76.当太阳翼进入第二阶段展开时，展开拖动装置5开始工作，牵引着杆件60绕着环向中心a0处的轴颈进行圆周展开；悬吊组件8是被动跟随运动的部分，此时，由于每一个悬吊组件8上端的滑块9与悬吊上部平台3上的环形导轨7之间的摩擦系数极小，每一个悬吊组件8会随着太阳翼杆件60的展开运动做同步的圆周展开运动；在这一阶段的展开运动过程中，每根悬吊线11的线上拉力仍然保持着稳定，能够平衡太阳翼杆件60的重力作用，保障扇形柔性太阳翼展开过程的高效重力卸载。
77.该重力卸载机构能够为航天器扇形柔性太阳翼的地面展开模拟和实验研究提供可靠的实验装置和过程数据。
78.需要说明的是，在本文中，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的系统或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制；诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者
设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
79.此外，在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
80.上述各实施例仅用于说明本发明，其中实施例的各零部件、装置都是可以有所变化的，各实施方式都可根据需要进行组合或删减，附图中并非所有部件都是必要设置，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本技术的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本技术将不会被限制于本文所述的这些实施例，凡是在本发明技术方案的基础上进行的等同变换和改进，均不应排除在本发明的保护范围之外。