星载运转机构驱动装置及其控制方法制造方法及图纸

本发明专利技术提供了一种星载运转机构驱动装置及其控制方法，包括：记忆合金扭簧，被配置为对可展开设备施加正向展开扭矩；基准扭簧，被配置为对所述可展开设备施加负向收拢扭矩，实现了可展开设备的展开和收拢简单可控。

【技术实现步骤摘要】
星载运转机构驱动装置及其控制方法
本专利技术涉及航空航天
，特别涉及一种星载运转机构驱动装置及其控制方法。
技术介绍
随着航天器技术的高速发展，其构造日益复杂，功能不断增多，需要采取各种机构来完成多种任务。机构已成为现代航天器中必不可少的重要组成部分。航天器机构是指使得航天器及其部件或附件完成规定动作或运动的机械组件，其基本功能是：在航天器发射入轨后实现各种动作或运动，使航天器或者其部件、附件处于要求的工作状态或工作位置。在此前提下，不同的机构具有不同的具体功能，并且随着航天技术的发展，航天器机构的具体功能正在不断变化、发展和扩大。在航天器机构中，驱动机构是使某一部件或次结构实现预定运动功能的主要机构。随着展开式太阳翼的出现，使得太阳翼驱动机构成为其中的一个重要部分；动量轮的应用，使具备较高转速的空间驱动机构得到迅速发展；大型通信卫星的成功，使得天线驱动机构加入到空间机构中来；空间电子侦察与对抗的要求，使得雷达伺服机构成为关键技术。传统指向驱动机构主要采用步进电机与谐波齿轮传动组合的方式实现指向定位功能。这种方式的定位受限于电机控制精度和机构装配精度，而且应用成本较高，结构复杂。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种星载运转机构驱动装置及其控制方法，以解决现有的指向驱动机构结构复杂的问题。为解决上述技术问题，本专利技术提供一种星载运转机构驱动装置，包括：记忆合金扭簧，被配置为对可展开设备施加正向展开扭矩；以及基准扭簧，被配置为对所述可展开设备施加负向收拢扭矩。可选的，在所述的星载运转机构驱动装置中，还包括：目标敏感器，被配置为检测所述可展开设备的展开位置；热敏传感器，被配置为检测所述记忆合金扭簧的温度；以及控制腔体，被配置为对所述记忆合金扭簧施加功率。可选的，在所述的星载运转机构驱动装置中，所述控制腔体为封闭的隔热装置，用于降低外热流对所述记忆合金扭簧的干扰；所述控制腔体表面喷涂白漆，向空间环境辐射散热。可选的，在所述的星载运转机构驱动装置中，所述控制腔体包括电源，所述电源对所述记忆合金施加电能，所述记忆合金扭簧上的电能转换为热能，以增加或减小所述正向展开力矩。可选的，在所述的星载运转机构驱动装置中，还包括：转动杆，被配置为向所述可展开设备传递所述正向展开扭矩及所述负向收拢扭矩；轴承，被配置为支撑所述转动杆。本专利技术还提供一种如上所述的星载运转机构驱动装置的控制方法，包括：在航天器发射阶段，所述星载运转机构驱动装置处于存储模式，所述负向收拢扭矩大于所述正向展开扭矩，所述可展开设备收拢在航天器表面；在航天器正常入轨后，所述星载运转机构驱动装置切换到工作模式，所述负向收拢扭矩小于所述正向展开扭矩，控制所述可展开设备的展开；可选的，在所述的星载运转机构驱动装置的控制方法中，所述目标敏感器实时检测所述可展开设备的展开位置，并将展开位置发送至控制器；所述控制器判断展开位置是否达到预定位置，若是则向所述控制腔体发送功率保持信号，否则向所述控制腔体发送施加目标功率信号；可选的，在所述的星载运转机构驱动装置的控制方法中，还包括：所述控制器根据所述展开位置和所述预定位置的差值，计算所述记忆合金扭簧需要达到的预定温度；所述热敏传感器实时检测所述记忆合金扭簧的当前温度，并将当前温度发送至所述控制器；所述控制器判断所述当前温度是否达到所述预定温度，若是则向所述控制腔体发送功率保持信号，否则向所述控制腔体发送施加目标功率信号。可选的，在所述的星载运转机构驱动装置的控制方法中，还包括：所述控制器根据所述展开位置和所述预定位置的差值，计算所述电源对所述记忆合金扭簧施加的功率值；所述电源收到所述功率保持信号时，保持对所述记忆合金扭簧施加原有功率；所述电源收到所述施加目标功率信号时，按所述控制器计算的功率值对所述记忆合金扭簧施加功率。可选的，在所述的星载运转机构驱动装置的控制方法中，还包括：所述记忆合金扭簧的相变温度范围为40-60摄氏度；在航天器发射阶段，对所述记忆合金扭簧施加的功率为5-10瓦，在航天器正常入轨后，对所述记忆合金扭簧施加的功率为20-40瓦。在本专利技术提供的星载运转机构驱动装置及其控制方法中，通过记忆合金扭簧对可展开设备施加正向展开扭矩，基准扭簧对所述可展开设备施加负向收拢扭矩，实现了可展开设备的展开和收拢简单可控。本专利技术利用记忆合金扭簧的形状记忆特性，通过改变施加在其上的功率来调节所产生的力矩，实现航天器上可展开设备的展开与收拢。进一步地，通过记忆合金扭簧和目标敏感器构成的闭环控制系统，实现对既定目标的实时定向。相较于传统驱动机构，本专利技术构型简单，可靠性高，应用成本低，可在航天器上广泛使用。附图说明图1是本专利技术一实施例星载运转机构驱动装置示意图；图2是本专利技术一实施例星载运转机构驱动装置示意图；图3是本专利技术一实施例星载运转机构驱动装置的控制方法示意图；图中所示：10-记忆合金扭簧；20-基准扭簧；30-目标敏感器；50-控制腔体；60-转动杆；70-轴承；80-可展开设备；90-航天器舱板。具体实施方式以下结合附图和具体实施例对本专利技术提出的星载运转机构驱动装置及其控制方法作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本专利技术的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本专利技术实施例的目的。另外，除非另行说明，本专利技术的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。本专利技术的核心思想在于提供一种星载运转机构驱动装置及其控制方法，以解决现有的指向驱动机构结构复杂的问题。为实现上述思想，本专利技术提供了一种星载运转机构驱动装置及其控制方法，包括：记忆合金扭簧，被配置为对可展开设备施加正向展开扭矩；以及基准扭簧，被配置为对所述可展开设备施加负向收拢扭矩。本实施例提供的一种新型星载运转机构驱动装置，如图1所示，可用于航天器上各类可展开设备80的展开与收拢，进一步地实现在轨展开角度的自主可调。该装置主要由记忆合金扭簧10、基准扭簧20、目标敏感器30、热敏传感器、转动杆60、轴承70和控制腔体50组成，分为存储模式和工作模式。在航天器发射阶段，星载运转机构驱动装置处于存储模式，控制可展开设备80收拢在航天器表面(航天器舱板90处)。在航天器正常入轨后，可择机将星载运转机构驱动装置切换到工作模式，记忆合金扭簧10即可控制可展开设备80的展开。同时，本实施例通过目标敏感器30和记忆合金扭簧10形成的闭环控制系统实现可展开设备80在轨展开角度的自主可调。该星载运转机构驱动装置通过简单可靠的热控系统结合记忆合金随温度变化的形状记忆特性，实现了航天本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种星载运转机构驱动装置，其特征在于，包括：/n记忆合金扭簧，被配置为对可展开设备施加正向展开扭矩；以及/n基准扭簧，被配置为对所述可展开设备施加负向收拢扭矩。/n

【技术特征摘要】
1.一种星载运转机构驱动装置，其特征在于，包括：
记忆合金扭簧，被配置为对可展开设备施加正向展开扭矩；以及
基准扭簧，被配置为对所述可展开设备施加负向收拢扭矩。


2.如权利要求1所述的星载运转机构驱动装置，其特征在于，还包括：
目标敏感器，被配置为检测所述可展开设备的展开位置；
热敏传感器，被配置为检测所述记忆合金扭簧的温度；以及
控制腔体，被配置为对所述记忆合金扭簧施加功率。


3.如权利要求1所述的星载运转机构驱动装置，其特征在于，所述控制腔体为封闭的隔热装置，用于降低外热流对所述记忆合金扭簧的干扰；
所述控制腔体表面喷涂白漆，向空间环境辐射散热。


4.如权利要求1所述的星载运转机构驱动装置，其特征在于，所述控制腔体包括电源，
所述电源对所述记忆合金施加电能，所述记忆合金扭簧上的电能转换为热能，以增加或减小所述正向展开力矩。


5.如权利要求1所述的星载运转机构驱动装置，其特征在于，还包括：
转动杆，被配置为向所述可展开设备传递所述正向展开扭矩及所述负向收拢扭矩；
轴承，被配置为支撑所述转动杆。


6.一种如权利要求5所述的星载运转机构驱动装置的控制方法，其特征在于，包括：
在航天器发射阶段，所述星载运转机构驱动装置处于存储模式，所述负向收拢扭矩大于所述正向展开扭矩，所述可展开设备收拢在航天器表面；
在航天器正常入轨后，所述星载运转机构驱动装置切换到工作模式，所述负向收拢扭矩小于所述正向展开扭矩，...

【专利技术属性】
技术研发人员：张磊，林宝军，林士峰，蒋桂忠，
申请(专利权)人：中国科学院微小卫星创新研究院，上海微小卫星工程中心，
类型：发明
国别省市：上海;31