星载微型飞轮制造技术

本发明专利技术公开了一种星载微型飞轮。该飞轮包括：安装基座、电路支架、电机、电机支架、电机控制器、第一减震机构、第二减震机构、飞轮轮体、弹性联轴器和轴承；安装基座下端与星体间设置有第一减震机构，安装基座上端安装有电路支架；电机外侧固定有电机支架，电机支架安装在电路支架上端且与电路支架间设置有第二减震机构，电机垂直安装在安装基座上方，电机控制器设置在电机底端，飞轮轮体设置在安装基座上方，包括轮体外圈和轮体内圈，轮体内圈通过弹性联轴器连接电机转轴；轴承套设在电机支架上端，轴承外圈与轮体内圈接触配合。本发明专利技术的星载微型飞轮通过设置三级减震，能够提高抗冲击能力，并能将飞轮及电机转子所产生的动态扰动与星体隔离。

Spaceborne Micro Flywheel

【技术实现步骤摘要】
星载微型飞轮
本专利技术涉及航天器控制
，尤其涉及一种星载微型飞轮。
技术介绍
微纳卫星通常指的是质量为100kg以下的卫星，微纳卫星的姿态控制通过姿态执行机构实现，而现有的姿态执行机构主要为卫星上装载的微型飞轮。微型飞轮在使用时，通常作为偏置动量轮或反作用飞轮；当微型飞轮用作偏置动量轮时，利用飞轮的高速旋转在特定方向形成偏置动量，以基于陀螺效应进行卫星姿态控制；当微型飞轮用作反作用飞轮时，通过动量交换提供控制力矩，以抵消扰动力矩，实现卫星姿态控制或姿态机动。传统的卫星主要采用火箭搭载发射，在发射过程中承受的冲击过载相对较低，相应地，微型飞轮所承受的冲击过载也较小，通常过载按照6g～8g量级的指标要求，冲击按照2000g～5000g@200Hz～2000Hz执行。随着卫星技术的不断发展，卫星的发射方式逐渐多样化，例如现有的卫星发射方式还包括有弹载发射、空中机载发射和电磁弹射等，但这些发射方式在发射过程中都会产生远大于传统的火箭搭载发射方式的冲击过载；由于飞轮带有活动机构，对冲击过载等力学条件较为敏感，过大的冲击过载容易导致飞轮受损，从而影响卫星运行。目前，卫星使用的微型飞轮通过采用高强度轴承来提高飞轮自身的抗冲击能力，但采用高强度轴承会增加飞轮的滑动摩擦力矩，导致系统功耗增加，且在转速较高时会对系统能源和热控造成很大的负担，影响卫星寿命。此外，卫星上使用的微型飞轮为了降低系统功耗，通过将飞轮轮体安装在电机转轴上，以牺牲轮体转动惯量的方式来提高系统对冲击过载的承受能力，此时飞轮能够承受的力学条件取决于电机转轴的负载能力，对飞轮的抗冲击过载的性能的提升有限，仍不能满足大冲击过载发射环境的要求。
技术实现思路
为解决上述现有技术中存在的技术问题，本专利技术提供一种星载微型飞轮，该星载微型飞轮的抗冲击过载能力强。为此，本专利技术公开了一种星载微型飞轮，所述星载微型飞轮包括：安装基座、电路支架、电机、电机支架、电机控制器、第一减震机构、第二减震机构、飞轮轮体、弹性联轴器和轴承；所述安装基座下端连接卫星星体，所述安装基座下端与所述卫星星体间设置有所述第一减震机构，所述安装基座上端中心位置安装有所述电路支架，所述电路支架端面中心设置有通孔；所述电机的外侧面固定有所述电机支架，所述电机支架固定安装在所述电路支架上端，所述电机支架与所述电路支架间设置有所述第二减震机构，所述电机利用所述电机支架垂直安装在所述安装基座上方，所述电机的转轴端远离所述安装基座，所述电机的相对所述转轴端的底端穿过所述通孔与所述安装基座正对；所述电机控制器设置在所述电机底端，用于控制所述电机的转速及转动方向；所述飞轮轮体设置在所述安装基座上方，所述飞轮轮体包括相互连接的轮体外圈和轮体内圈，所述轮体内圈通过所述弹性联轴器与所述电机的转轴转动连接；所述轴承套设在所述电机支架上端，所述轴承外圈与所述轮体内圈接触配合，所述电机支架、所述弹性联轴器和所述轮体内圈相互配合以构成支撑所述轴承的轴承座。进一步地，在所述星载微型飞轮中，所述第一减震机构和所述第二减震机构均包括四个T型减震器，所述第一减震机构和所述第二减震机构均采用四点平面布局方式进行安装。进一步地，在所述星载微型飞轮中，所述T型减震器包括相互连接的上部和下部，所述上部和所述下部均为圆柱体结构，且所述上部的圆柱体底面直径大于所述下部的圆柱体底面直径。进一步地，在所述星载微型飞轮中，所述第二减震机构承受的等效质量为所述第一减震机构的50％，所述第二减震机构与所述第一减震机构间的自然谐振频率错开22％。进一步地，在所述星载微型飞轮中，所述飞轮轮体为H形结构，所述飞轮轮体包括所述轮体外圈、所述轮体内圈和连接板，所述连接板一端连接所述轮体外圈的内侧面，另一端连接所述轮体内圈的外侧面。进一步地，在所述星载微型飞轮中，所述弹性联轴器包括安装法兰、轴向减震构件、径向减震构件和锥形连接器；所述安装法兰固定连接在所述轮体内圈的上端面上；所述轴向减震构件安装在所述安装法兰上端，用于补偿所述飞轮轮体轴线与所述电机轴线的角度误差和减弱所述飞轮轮体的端面跳动对所述电机转轴的冲击；所述径向减震构件安装在所述轴向减震构件的上端，用于补偿所述飞轮轮体轴线与所述电机轴线的径向位置安装误差和减弱所述飞轮轮体对所述电机转轴的径向冲击；所述锥形连接器安装在所述轴向减震构件及所述径向减震构件的中心位置上，用于连接所述电机转轴。进一步地，在所述星载微型飞轮中，所述轴向减震构件为环形镂空柱体结构，所述轴向减震构件包括环形柱体，所述环形柱体的外侧面设置有多层沿所述环形柱体轴向分布的环形槽，多层所述环形槽中相邻的两层环形槽的相位角相差90°；所述径向减震构件为中心对称的花瓣形镂空平板结构；所述锥形连接器为三等分锥面柱体结构，所述锥形连接器包括三个相同且适配的锥块，三个所述锥块通过螺母与所述电机转轴紧固连接。进一步地，在所述星载微型飞轮中，所述电机支架与所述飞轮轮体间的所述轴承为双列轴承。进一步地，在所述星载微型飞轮中，所述电机控制器安装在所述电路支架上，且与所述电路支架为一体化结构，所述电机控制器包括霍尔传感器和光电码盘，所述霍尔传感器用于检测所述电机的线圈位置，所述光电码盘用于检测所述电机的实际转速。进一步地，在所述星载微型飞轮中，所述星载微型飞轮还包括套装在外侧起防护作用的飞轮罩。本专利技术技术方案的主要优点如下：本专利技术的星载微型飞轮通过设置第一减震机构、第二减震机构和弹性联轴器，以形成三级减震，能够提高星载微型飞轮的抗冲击能力，降低对卫星总体结构和发射条件的要求，可靠性高；且通过设置三级减震，能够将飞轮及电机转子在高速转动时所产生的动态扰动与卫星星体隔离，提高卫星星体的控制品质。附图说明此处所说明的附图用来提供对本专利技术实施例的进一步理解，构成本专利技术的一部分，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。在附图中：图1为本专利技术一个实施例的星载微型飞轮的结构简图；图2为本专利技术一个实施例的星载微型飞轮的内部结构剖面图；图3为本专利技术一个实施例的星载微型飞轮的三维结构示意图，其中未示出飞轮罩；图4为本专利技术一个实施例的星载微型飞轮中飞轮轮体的结构示意图；图5为本专利技术一个实施例的星载微型飞轮中弹性联轴器的结构示意图；图6为图5所示的弹性联轴器的俯视图。附图标记说明：1-安装基座、2-电路支架、3-电机、4-电机支架、5-电机控制器、6-第一减震机构、7-第二减震机构、8-飞轮轮体、801-轮体外圈、802-轮体内圈、803-连接板、9-弹性联轴器、901-安装法兰、902-轴向减震构件、903-径向减震构件、9031-内环板、9032-外环板、9033-连接平板、904-锥形连接器、10-轴承、11-飞轮罩、X1-卫星星体。具体实施方式为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术具体实施例及相应的附图对本专利技术技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本专利技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。以下结合附图，详细说明本专利技术实施例提供的技术方案。如附图1所示，本专利技术实施例提供了一种星载微型飞轮，该星载本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种星载微型飞轮，其特征在于，所述星载微型飞轮包括：安装基座(1)、电路支架(2)、电机(3)、电机支架(4)、电机控制器(5)、第一减震机构(6)、第二减震机构(7)、飞轮轮体(8)、弹性联轴器(9)和轴承(10)；所述安装基座(1)下端连接卫星星体(X1)，所述安装基座(1)下端与所述卫星星体(X1)间设置有所述第一减震机构(6)，所述安装基座(1)上端中心位置安装有所述电路支架(2)，所述电路支架(2)端面中心设置有通孔；所述电机(3)的外侧面固定有所述电机支架(4)，所述电机支架(4)固定安装在所述电路支架(2)上端，所述电机支架(4)与所述电路支架(2)间设置有所述第二减震机构(7)，所述电机(3)利用所述电机支架(4)垂直安装在所述安装基座(1)上方，所述电机(3)的转轴端远离所述安装基座(1)，所述电机(3)的相对所述转轴端的底端穿过所述通孔与所述安装基座(1)正对；所述电机控制器(5)设置在所述电机(3)底端，用于控制所述电机(3)的转速及转动方向；所述飞轮轮体(8)设置在所述安装基座(1)上方，所述飞轮轮体(8)包括相互连接的轮体外圈(801)和轮体内圈(802)，所述轮体内圈(802)通过所述弹性联轴器(9)与所述电机(3)的转轴转动连接；所述轴承(10)套设在所述电机支架(4)上端，所述轴承(10)外圈与所述轮体内圈(802)接触配合，所述电机支架(4)、所述弹性联轴器(9)和所述轮体内圈(802)相互配合以构成支撑所述轴承(10)的轴承座。...

【技术特征摘要】
1.一种星载微型飞轮，其特征在于，所述星载微型飞轮包括：安装基座(1)、电路支架(2)、电机(3)、电机支架(4)、电机控制器(5)、第一减震机构(6)、第二减震机构(7)、飞轮轮体(8)、弹性联轴器(9)和轴承(10)；所述安装基座(1)下端连接卫星星体(X1)，所述安装基座(1)下端与所述卫星星体(X1)间设置有所述第一减震机构(6)，所述安装基座(1)上端中心位置安装有所述电路支架(2)，所述电路支架(2)端面中心设置有通孔；所述电机(3)的外侧面固定有所述电机支架(4)，所述电机支架(4)固定安装在所述电路支架(2)上端，所述电机支架(4)与所述电路支架(2)间设置有所述第二减震机构(7)，所述电机(3)利用所述电机支架(4)垂直安装在所述安装基座(1)上方，所述电机(3)的转轴端远离所述安装基座(1)，所述电机(3)的相对所述转轴端的底端穿过所述通孔与所述安装基座(1)正对；所述电机控制器(5)设置在所述电机(3)底端，用于控制所述电机(3)的转速及转动方向；所述飞轮轮体(8)设置在所述安装基座(1)上方，所述飞轮轮体(8)包括相互连接的轮体外圈(801)和轮体内圈(802)，所述轮体内圈(802)通过所述弹性联轴器(9)与所述电机(3)的转轴转动连接；所述轴承(10)套设在所述电机支架(4)上端，所述轴承(10)外圈与所述轮体内圈(802)接触配合，所述电机支架(4)、所述弹性联轴器(9)和所述轮体内圈(802)相互配合以构成支撑所述轴承(10)的轴承座。2.根据权利要求1所述的星载微型飞轮，其特征在于，所述第一减震机构(6)和所述第二减震机构(7)均包括四个T型减震器，所述第一减震机构(6)和所述第二减震机构(7)均采用四点平面布局方式进行安装。3.根据权利要求2所述的星载微型飞轮，其特征在于，所述T型减震器包括相互连接的上部和下部，所述上部和所述下部均为圆柱体结构，且所述上部的圆柱体底面直径大于所述下部的圆柱体底面直径。4.根据权利要求3所述的星载微型飞轮，其特征在于，所述第二减震机构(7)承受的等效质量为所述第一减震机构(6)的50％，所述第二减震机构(7)与所述第一减震机构(6)间的自然谐振频率错开22％。5.根据权利要求1或4所述的星载微型飞轮，其特征在于，所...

【专利技术属性】
技术研发人员：绳涛，庹洲慧，赵勇，刘革，熊镇，戴雨，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：湖南,43