1.三种典型的无约束悬挂姿态维持系统，其特征是：系统包括模拟航天器、俯仰及姿态保持单元、滚转单元、悬挂架及偏航单元；
本发明实现形式一包括：模拟航天器、俯仰及姿态保持单元一、滚转单元一、悬挂架及偏航单元；实现形式二包括模拟航天器、俯仰及姿态保持单元一、滚转单元二、悬挂架及偏航单元；实现形式三包括模拟航天器、俯仰及姿态保持单元二、滚转单元三、悬挂架及偏航单元；
其特征是：俯仰及姿态保持单元中航天器姿态保持由电磁制动器控制。
2.根据权利1要求所述的三种典型的无约束悬挂姿态维持系统，其特征是：偏航单元包括偏航外固定、偏航内轴、偏航角接触轴承与偏航外接端，偏航角接触轴承外圈安装在偏航外固定内，内圈连接有偏航内轴，偏航内轴通过上端的螺纹端与偏航外接端固连，偏航内轴与偏航外接端均设计有安装固定施力端。
3.根据权利1要求所述的三种典型的无约束悬挂姿态维持系统，其特征是：滚转单元一包括内接板固定螺栓、滚转轴承固定顶丝、滚转轴承内连接板、滚转轴承、滚转轴承内固定弧面垫片及固定螺母。滚转轴承内固定的定位端穿过航天器主体上的滚转定位槽通过弧面垫片、固定螺母与模拟航天器固连，滚转轴承内连接板通过内接板固定螺栓固定在滚转轴承内固定的螺纹孔上，滚转轴承内固定与滚转轴承内圈配合的面为外弧面，滚转轴承固定顶丝将滚转轴承内圈、滚转轴承内接连接板与滚转轴承内固定固连成一体，模拟航天器中的航天器主体中的滚转定位槽设计为长方形槽。
4.根据权利1或3要求所述的三种典型的无约束悬挂姿态维持系统，其特征是：所述俯仰及姿态保持单元一包括电磁制动、俯仰连接板一、俯仰轴承一及大轴承外固定框，大轴承外固定框通过俯仰轴承一与俯仰连接板一连接，俯仰连接板一上固定有电磁制动一，大轴承外固定框上设计有大固定框螺纹孔，大轴承外固定框的上表面为内弧面，内弧面的尺寸由滚转单元一中的滚转轴承外圈确定，并通过大固定框螺纹孔与滚转轴承外圈固连。
5.根据权利3要求所述的三种典型的无约束悬挂姿态维持系统，其特征是：所述滚转单元一与滚转单元二的区别在于滚转单元一中的滚转轴承由滚转架替代，滚转架由弧形滑块、滚珠、滚珠保持架和外支撑架构成。
6.根据权利1要求所述的三种典型的无约束悬挂姿态维持系统，其特征是：俯仰及姿态保持单元二由电磁制动二、定位螺柱、俯仰内抽、俯仰轴承二与俯仰轴承连接板二构成，定位螺柱通过俯仰内轴的螺纹与之相连接，俯仰内轴连接在俯仰轴承二的内圈上，俯仰轴承二的外圈与俯仰连接板二固连，俯仰连接板二上还安装有电磁制动二。
7.根据权利1或6要求所述的三种典型的无约束悬挂姿态维持系统，其特征是：滚转单元三包括滚动轴承、滚动块与固定轴承轴，滚动轴承通过轴承固定轴安装在滚动块上，轴承固定轴在轴承固定轴安装孔内的位置可调整，其位置由轴承固定轴定位顶丝固定，滚动块上顶面设计有方形孔与俯仰及姿态保持单元中的俯仰内轴及定位螺柱配合。
8.根据权利2或4要求所述的三种典型的无约束悬挂姿态维持系统，其特征是：本发明三种典型的无约束悬挂姿态维持系统实现方式一的装配步骤为：
1)将滚转轴承内固定的定位端通过滚转定位槽与航天器主体连接，通过弧面垫片与固定螺母初步固定上述之间的连接位置，另一侧同样的方式安装，保证两侧的滚转轴承内固定的螺纹轴的轴线在同一直线上；
2)将航天器对接端与航天器主体连接，将对接杆安装到航天器对接端上，将航天器底板安装到航天器主体上；
3)将滚转轴承的内圈与滚转轴承内固定的外弧面配合，通过内接板固定螺栓将滚转轴承内连接板固定到滚转轴承内固定的螺纹孔上，通过滚转轴承固定顶丝将滚转轴承内圈与滚转轴承内连接板与滚转轴承内固定固连，另一侧以同样的步骤安装；
4)俯仰轴承一安装到俯仰连接板一内；
5)将大轴承外固定框固定到滚转轴承的外圈上，将大轴承外固定框与俯仰轴承一固定；
6)将俯仰连接板一固定到悬挂架上；
7)对另外一侧重复步骤4)～6)；
8)将悬挂架的横梁水平固定，两侧同时调整滚转轴承内固定的定位端与航天器主体的滚转定位槽的连接位置，直到模拟航天器保持水平；
9)拆下模拟航天器的航天器底板，拧紧固定螺母，将滚转轴承内固定与航天器主体固连，将航天器底板安装到航天器主体上；
10)将两侧的电磁制动一安装在对应的俯仰连接板一上；
11)将偏航内轴与偏航角接触轴承连接，将偏航角接触轴承安装到偏航外固定内，将偏航外接端安装到偏航内轴上，其下端与偏航角接触球轴承内圈侧面紧固，形成偏航单元；
12)将偏航单元安装到悬挂架的上端。
9.根据权利2或4或5要求所述的三种典型的无约束悬挂姿态维持系统，其特征是：本发明三种典型的无约束悬挂姿态维持系统实现方式二的具体装配步骤为：
1)将弧形滑块、滚珠、滚珠保持架与外支撑架组装，并用辅助安装件固定；
2)将滚转轴承内固定的定位端通过滚转定位槽与航天器主体连接，通过弧面垫片与固定螺母初步固定上述之间的连接位置，另一侧同样的方式安装，保证两侧的滚转轴承内固定的螺纹轴的轴线在同一直线上；
3)将航天器对接端与航天器主体连接，将航天器底板安装到航天器主体上，将对接杆安装到航天器对接端上；
4)将滚转架的弧形滑块与滚转轴承内固定的外弧面配合，通过内接板固定螺栓将滚转轴承内连接板固定到滚转轴承内固定的螺纹孔上，通过滚转轴承固定顶丝将滚转架64的弧形滑块与滚转轴承内连接板与滚转轴承内固定固连，另一侧以同样的步骤安装；
5)将俯仰轴承一安装到俯仰连接板一内；
6)将大轴承外固定框固定到滚转架的外支撑架上，并将大轴承外固定框固定到俯仰轴承一上；
7)将俯仰连接板一固定到悬挂架上；
8)对另外一侧重复步骤5)～7)；
9)将悬挂架的横梁水平固定，两侧同时调整滚转轴承内固定的定位端与航天器主体的滚转定位槽的连接位置，直到模拟航天器保持水平；
10)拆下模拟航天器的航天器底板，紧固固定螺母，将滚转轴承内固定与航天器主体固 连，将航天器底板安装到航天器主体上；
11)将两侧的电磁制动一安装在对应的俯仰连接板一上；
12)将偏航内轴与偏航角接触轴承连接，将偏航角接触轴承安装到偏航外固定内，将偏航外接端安装到偏航内轴上，其下端与偏航角接触球轴承内圈侧面紧固，形成偏航单元；
13)将偏航单元安装到悬挂架的上端；
14)拆卸滚转架的辅助安装件。
10.根据权利2或6或7要求所述的三种典型的无约束悬挂姿态维持系统，其特征是：本发明三种典型的无约束悬挂姿态维持系统实现方式三的具体装配步骤为：
1)组装偏航单元，并将偏航单元安装到悬挂架上；
2)组装俯仰单元二，两组俯仰单元二中定位螺柱旋出尺寸相同；
3)将轴承固定轴安装到滚动块的轴承固定轴安装孔内，利用轴承固定轴定位顶丝初步固定其位置，上下两轴承固定轴的位置保持一致，将滚动轴承固定到轴承固定轴上，形成滚转单元三；
4)将滚转单元三通过定位螺柱与俯仰内轴相连，其中定位螺柱与滚动块的方形孔底部接触，俯仰内轴与方形孔的侧壁配合；
5)俯仰单元二与滚转单元三组合的部件安装到悬挂架上；
6)组装模拟航天器；
7)调整两侧的俯仰单元二中的定位螺柱，将模拟航天器1安装到步骤5)中形成的部件中，调整模拟航天器的位置直至其可达到随遇平衡的状态，固定定位螺柱。