本发明专利技术涉及航天器试验领域，具体而言，涉及一种多自由度的航天器对接机构试验装置。多自由度的航天器对接机构试验装置包括主架、垂直位移机构、水平位移机构、转动机构、主动试验端和被动试验端；垂直位移机构在主架的上端，主动试验端与垂直位移机构连接；水平位移机构设置在主架上，且垂直位移机构与水平位移机构连接；转动机构在主架的内部，且被动试验端在转动机构上。本发明专利技术通过在主架上设垂直位移机构、水平位移机构和转动机构，将主动试验端和被动试验端分别设在垂直位移机构和转动机构上，通过竖直方向和水平方向来对主动试验端进行调节，通过转动对被动试验端进行调节，以实现在多自由度的情况下主动试验端和被动试验端的精确对接。端的精确对接。端的精确对接。
【技术实现步骤摘要】
一种多自由度的航天器对接机构试验装置
[0001]本专利技术涉及航天器试验领域，具体而言，涉及一种多自由度的航天器对接机构试验装置。
技术介绍
[0002]航天器对接机构试验台，通过在地面模拟航天器对接过程，能够较好地检验航天器对接机构的机械性能和电气性能，被广泛应用于对接机构的研制过程中。
[0003]近年来太空活动逐年增多，需要进行大量的太空操作任务，因而对对接机构也提出了更高要求，轻小型化成为对接机构的一个主要发展方向，相应地，对轻小型对接机构的试验台研发也提出了更多需求和要求，使其能够更加全面而方便地检验轻小型对接机构的功能和性能。
[0004]但是，现有的轻小型航天器的对接结构试验台，普遍存在精度低，自由度少的问题。
技术实现思路
[0005]本专利技术的目的在于提供一种多自由度的航天器对接机构试验装置，其具有较多的自由度，能够提高对接结构的对接精度。
[0006]本专利技术的实施例是这样实现的：
[0007]本专利技术提供一种多自由度的航天器对接机构试验装置，包括主架、垂直位移机构、水平位移机构、转动机构、主动试验端和被动试验端；
[0008]所述垂直位移机构设置在所述主架的上端，所述主动试验端与所述垂直位移机构连接；
[0009]所述水平位移机构设置在所述主架上，且所述垂直位移机构与所述水平位移机构连接；
[0010]所述转动机构设置在所述主架的内部，且所述被动试验端设置在所述转动机构上。
[0011]在可选的实施方式中，所述垂直位移机构包括竖直动力装置、传动装置和连接装置；
[0012]所述竖直动力装置和所述传动装置均设置在所述主架上，所述连接装置分别与所述传动装置、所述主动试验端连接。
[0013]在可选的实施方式中，所述传动装置包括底架、第一加载滑轮和转向滑轮；
[0014]所述底架固定设置在所述主架上，所述第一加载滑轮转动设置在所述底架上，所述竖直动力装置与所述第一加载滑轮的轮轴连接，所述竖直动力装置用于驱动所述第一加载滑轮转动；
[0015]所述转向滑轮转动设置在所述主架上；
[0016]所述连接装置为第一连接绳，所述第一连接绳的一端固定连接所述第一加载滑轮
的外壁，所述第一连接绳的另一端绕过所述转向滑轮后固定连接所述主动试验端。
[0017]在可选的实施方式中，所述第一加载滑轮的所述轮轴上同轴固定设置有第一齿轮，所述竖直动力装置的输出端上同轴设置有第二齿轮，所述第一齿轮和所述第二齿轮啮合；
[0018]所述第二齿轮远离所述竖直动力装置的一侧同轴设置有第二加载滑轮；
[0019]所述第二加载滑轮的外壁上固定设置有第二连接绳，所述第二连接绳的另一端设置有砝码。
[0020]在可选的实施方式中，所述竖直动力装置包括步进电机和蜗杆减速机；
[0021]所述步进电机通过所述蜗杆减速机连接所述传动装置。
[0022]在可选的实施方式中，所述水平位移机构包括纵向导轨、横向导轨、第一驱动装置、第二驱动装置和连接结构；
[0023]所述纵向导轨设置在所述主架上，所述横向导轨滑动设置在所述纵向导轨上，所述连接结构滑动设置在所述横向导轨上；
[0024]所述第一驱动装置用于驱动所述横向导轨在所述纵向导轨上进行滑动，所述第二驱动装置用于驱动所述连接结构在所述横向导轨上滑动。
[0025]在可选的实施方式中，所述第一驱动装置与所述横向导轨之间通过螺纹螺杆结构连接；
[0026]所述第二驱动装置与所述连接结构之间通过螺纹螺杆结构连接。
[0027]在可选的实施方式中，所述转动机构包括第一转动结构和第二转动结构；
[0028]所述第一转动结构设置在所述第二转动结构上，所述被动试验端设置在所述第一转动结构上；
[0029]所述第一转动结构的转动轴为水平方向设置，所述第二转动结构的转动轴为竖直方向设置。
[0030]在可选的实施方式中，所述第一转动结构包括上功能盘、第一支撑柱、第二支撑柱、第三支撑柱和第一转动动力装置；
[0031]所述第一支撑柱的一端与所述第二转动结构连接，所述第一支撑柱的另一端与所述上功能盘铰接；
[0032]所述第二支撑柱为升降支柱，所述第二支撑柱的一端与所述第二转动结构连接，所述第二支撑柱的另一端与所述上功能盘铰接；
[0033]所述第一转动动力装置设置在所述第二转动结构上，所述第一转动动力装置用于驱动所述第二支撑柱升降；
[0034]所述第三支撑柱连接所述第二转动结构和所述上功能盘；
[0035]所述被动试验端设置在所述上功能盘远离所述第一支撑柱的一侧。
[0036]在可选的实施方式中，所述第二转动结构包括下功能盘、传动轴、换向结构和第二转动动力装置；
[0037]所述第二转动动力装置设置在所述主架上，所述第二转动动力装置通过所述换向结构连接所述传动轴的一端，所述下功能盘连接所述传动轴的另一端，所述第一转动结构设置在所述下功能盘远离所述传动轴的一侧。
[0038]本专利技术实施例的有益效果是：
[0039]通过在主架上设置垂直位移机构、水平位移机构和转动机构，将主动试验端和被动试验端分别设置在垂直位移机构和转动机构上，通过竖直方向和水平方向来对主动试验端进行调节，通过转动对被动试验端进行调节，以实现在多自由度的情况下的主动试验端和被动试验端的精确对接。
附图说明
[0040]为了更清楚地说明本专利技术实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本专利技术的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，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他相关的附图。
[0041]图1为本专利技术实施例提供的多自由度的航天器对接机构试验装置的主视图；
[0042]图2为本专利技术实施例提供的多自由度的航天器对接机构试验装置的立体图；
[0043]图3为本专利技术实施例提供的多自由度的航天器对接机构试验装置的垂直位移机构的俯视图；
[0044]图4为图2的A处局部放大图；
[0045]图5为本专利技术实施例提供的多自由度的航天器对接机构试验装置的水平位移机构的俯视图；
[0046]图6为本专利技术实施例提供的多自由度的航天器对接机构试验装置的水平位移机构的立体结构示意图；
[0047]图7为本专利技术实施例提供的多自由度的航天器对接机构试验装置的水平位移机构的驱动方式示意图；
[0048]图8为本专利技术实施例提供的多自由度的航天器对接机构试验装置的转动机构的主视图；
[0049]图9为图8的B向视图；
[0050]图10为本专利技术实施例提供的多自由度的航天器对接结构试验装置的转动机构的立体结构示意图。
[0051]图标：1
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主架；101
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载荷梁；2
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【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种多自由度的航天器对接机构试验装置，其特征在于，包括主架、垂直位移机构、水平位移机构、转动机构、主动试验端和被动试验端；所述垂直位移机构设置在所述主架的上端，所述主动试验端与所述垂直位移机构连接；所述水平位移机构设置在所述主架上，且所述垂直位移机构与所述水平位移机构连接；所述转动机构设置在所述主架的内部，且所述被动试验端设置在所述转动机构上。2.根据权利要求1所述的多自由的航天器对接机构试验装置，其特征在于，所述垂直位移机构包括竖直动力装置、传动装置和连接装置；所述竖直动力装置和所述传动装置均设置在所述主架上，所述连接装置分别与所述传动装置、所述主动试验端连接。3.根据权利要求2所述的多自由的航天器对接机构试验装置，其特征在于，所述传动装置包括底架、第一加载滑轮和转向滑轮；所述底架固定设置在所述主架上，所述第一加载滑轮转动设置在所述底架上，所述竖直动力装置与所述第一加载滑轮的轮轴连接，所述竖直动力装置用于驱动所述第一加载滑轮转动；所述转向滑轮转动设置在所述主架上；所述连接装置为第一连接绳，所述第一连接绳的一端固定连接所述第一加载滑轮的外壁，所述第一连接绳的另一端绕过所述转向滑轮后固定连接所述主动试验端。4.根据权利要求3所述的多自由的航天器对接机构试验装置，其特征在于，所述第一加载滑轮的所述轮轴上同轴固定设置有第一齿轮，所述竖直动力装置的输出端上同轴设置有第二齿轮，所述第一齿轮和所述第二齿轮啮合；所述第二齿轮远离所述竖直动力装置的一侧同轴设置有第二加载滑轮；所述第二加载滑轮的外壁上固定设置有第二连接绳，所述第二连接绳的另一端设置有砝码。5.根据权利要求2所述的多自由的航天器对接机构试验装置，其特征在于，所述竖直动力装置包括步进电机和减速器；所述步进电机通过所述减速器连接所述传动装置。6.根据权利要求1所述的多自由的航天器对接机构试验装置，其特征在于，所述水平位移机构包括纵向导轨、横向导轨、...
【专利技术属性】
技术研发人员：朱浩，蔡国飙，郭海洲，孙俊杰，张君豪，柯义明，王文龙，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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