【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及空间飞行器、卫星驱动机构，具体涉及一种空间用机电热融合式微驱动机构。
技术介绍
1、随着微纳卫星的应用需求日益增加，空间用机电热融合式微驱动机构适用于空间飞行器、卫星高精度载荷以及其它有高精度、长寿命指向运动和位置保持要求的机构，如空间成像相机光轴的稳定指向及对目标的跟踪，对其的性能要求：具有高精度指向和位置保持、长寿命转动、具有在轨编程能力及信息处理能力、满足动力学环境及空间环境的抗性。现有空间飞行器、卫星的驱动机构从多数为带有一级或多级减速方式或直接驱动加制动器方式，其在长寿命、全周期可靠性上不满足要求，而且空间驱动机构多为控制器与机构分离方式不能满足机、电、热融合式、轻量化的需求。
2、由于空间飞行器、卫星的驱动机构长期直接暴露在真空恶劣环境中，并处于变速、稳定运行等状态且寿命很长，要求高精度指向、高精度稳定和具有编程及信息处理能力，且控制组件内嵌于机构底部，实现机械机构与电气系统的紧密融合。随着航天器机构的小型化、轻量化发展，现有技术的驱动机构尚不能满足上述要求。目前国内没有类似的空间用机电热融合式微驱动机构，也未见国内国外类似的资料有相关技术的说明或报道。
技术实现思路
1、为解决上述问题，本专利技术提出了一种空间用机电热融合式微驱动机构。
2、本专利技术的技术解决方案是：
3、一种空间用机电热融合式微驱动机构，包含有外部结构和驱控一体化轴系；所述外部结构包含有左外面组件、右外面组件、载荷支架、后盖板、精测镜组件、锁紧组件
4、所述左轴系支架、右轴系支架形成一个正方体型；所述正方体的前、后、左、右分别设置有前盖板、后盖板、左接插件面板、右接插件面板；
5、所述锁紧组件固定于前盖板；
6、所述载荷支架位于前盖板上方；
7、所述精测镜组件固定于后盖板右侧；所述精测镜组件用于安装校准或者作为组装、装配精度基准。
8、同时定义空间用机电热融合式微驱动机构包含机械坐标系、校准坐标系和零位坐标系。空间用机电热融合式微驱动机构机械坐标系，坐标原点定义为基座底面与安装孔轴线的交点，轴定义为基座底面法向，轴定义为空间用机电热融合式微驱动机构芯轴转动方向，按右手法则确定。空间用机电热融合式微驱动机构校准坐标系，该坐标系基于校准精测镜组件定义。三轴指向与精测镜组件正交三法线重合，三轴方向与机械坐标系一致，坐标原点在精测镜组件正交三法线交点。空间用机电热融合式微驱动机构零位坐标系定义在机构的芯轴上，芯轴与机械坐标系轴平行。参照方向，按右手法则，当注入正角度数据时，空间用机电热融合式微驱动机构带动载荷支架正转，当注入负角度数据时，空间用机电热融合式微驱动机构带动载荷支架反转。
9、所述驱控一体化轴系包含有芯轴组件、控制组件、底部盖板、接插件组件、微应力检测装置；所述芯轴组件从左到右依次包含有芯轴、左轴承锁紧螺母、左轴承座、左轴承隔圈、左轴承、测角组件、永磁同步电机、右轴承隔圈、右轴承、右轴承座、右轴承锁紧螺母；
10、所述永磁同步电机包含有电机转子、电机定子；所述永磁同步电机具有速度调节适应性广、保持力矩大、输出力矩高、驱动电路简单、寿命较长，能在速度动态性要求高甚至堵转状况下连续运行，广泛应用于高精度的速度或位置伺服系统中；
11、所述左转接支架通过左支架锁紧螺母与芯轴左端连接；所述右转接支架通过右支架锁紧螺母与芯轴右端连接；
12、所述测角组件由磁电技术驱动，且拥有独特的干扰屏蔽技术的20位分体式磁编码器；所述测角组件用于测量载荷转动的速度和角度，并且用于永磁同步电机控制闭环。
13、所述芯轴组件通过两端一对角接触球轴承固定于左轴系支架、右轴系支架，实现高动力学环境抗性和双轴输出形式。
14、所述芯轴组件通过芯轴两端与左转接支架、右转接支架相连接，实现载荷支架转动，并通过控制组件算法适配实现载荷高精度指向运动和位置保持。通过控制组件的闭环控制实现电机运动带动载荷支架旋转，并最终实现高精度指向、高精度稳定。
15、所述控制组件紧邻接插件组件方便线缆最短路径走线。
16、所述底部盖板采用铝合金材料盖板实现对控制组件防多余物和提升抗辐照能力。
17、所述底部盖板主控芯片采用fpga为处理器，接收外部rs422接口送进来的命令，解析后形成永磁同步电机的pwm驱动控制信号，驱动信号接入电机驱动芯片drv8312驱动永磁同步电机，同时依靠磁码盘获得电机末端机构的精确位置，形成电机闭环控制，按照外部的通信命令进行动作。
18、所述控制组件位于内部结构，两端分别固定于左轴系支架、右轴系支架上，通过左接插件面板、右接插件面板上的接插件组件实现通信与供电。
19、所述锁紧组件用以保证在火箭主动段实现前盖板与载荷支架的锁定，限制其自由转动。所述锁紧组件在轨解锁后，通过控制组件进行控制位置，载荷支架进行位置转动或位置保持。
20、所述左轴系支架和右轴系支架拼接后产生腔体，该腔体为微薄壁四面上面嵌入微应力检测装置，利用差分原理检测微小应变变化反应温度变化，其次利用腔体形成的稳定微空间实现温度的缓变与稳定，控温精度0.5摄氏度。
21、本专利技术有益效果如下：
22、(1)满足变速、稳定指向运行等状态，寿命长，且要求高精度指向、高精度稳定和具有编程及信息处理能力等要求；
23、(2)使用一对角接触球轴承分列两端进行支撑提升全周期可靠性；
24、(3)针对空间强辐射和集成化需求控制组件内嵌于机构底部，实现机械机构与电气系统的紧密融合。
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1.一种空间用机电热融合式微驱动机构，其特征在于，包含有外部结构和驱控一体化轴系；
2.如权利要求1所述的一种空间用机电热融合式微驱动机构，其特征在于，所述芯轴组件通过两端的一对角接触球轴承固定于左轴系支架(1)、右轴系支架(12)。
3.如权利要求1所述的一种空间用机电热融合式微驱动机构，其特征在于，所述测角组件(18)由磁电技术驱动，且拥有独特的干扰屏蔽技术的20位分体式磁编码器。
4.如权利要求1所述的一种空间用机电热融合式微驱动机构，其特征在于，所述芯轴组件通过芯轴(21)两端与左转接支架(3)、右转接支架(12)相连接，实现载荷支架(5)转动，并通过控制组件(22)算法适配实现载荷高精度指向运动和位置保持。
5.如权利要求1所述的一种空间用机电热融合式微驱动机构，其特征在于，所述底部盖板(23)采用铝合金材料盖板实现对控制组件(22)防多余物和提升抗辐照能力。
6.如权利要求1所述的一种空间用机电热融合式微驱动机构，其特征在于，所述底部盖板(23)主控芯片采用FPGA为处理器。
7.如权利要求1所述
8.如权利要求1所述的一种空间用机电热融合式微驱动机构，其特征在于，所述锁紧组件(9)在火箭主动段实现前盖板(8)与载荷支架(5)的锁定，限制其自由转动，入轨后解锁释放其自由度。
9.如权利要求1所述的一种空间用机电热融合式微驱动机构，其特征在于，所述左轴系支架(1)和右轴系支架(10)拼接后产生腔体，该腔体为微薄壁四面上面嵌入微应力检测装置(29)。
10.如权利要求1所述的一种空间用机电热融合式微驱动机构，其特征在于，所述微应力检测装置(29)利用差分原理检测微小应变变化反应温度变化，其次利用腔体形成的稳定微空间实现温度的缓变与稳定。
...【技术特征摘要】
1.一种空间用机电热融合式微驱动机构，其特征在于，包含有外部结构和驱控一体化轴系；
2.如权利要求1所述的一种空间用机电热融合式微驱动机构，其特征在于，所述芯轴组件通过两端的一对角接触球轴承固定于左轴系支架(1)、右轴系支架(12)。
3.如权利要求1所述的一种空间用机电热融合式微驱动机构，其特征在于，所述测角组件(18)由磁电技术驱动，且拥有独特的干扰屏蔽技术的20位分体式磁编码器。
4.如权利要求1所述的一种空间用机电热融合式微驱动机构，其特征在于，所述芯轴组件通过芯轴(21)两端与左转接支架(3)、右转接支架(12)相连接，实现载荷支架(5)转动，并通过控制组件(22)算法适配实现载荷高精度指向运动和位置保持。
5.如权利要求1所述的一种空间用机电热融合式微驱动机构，其特征在于，所述底部盖板(23)采用铝合金材料盖板实现对控制组件(22)防多余物和提升抗辐照能力。
6.如权利要求1所述的一种空间用机电热融合式...
【专利技术属性】
技术研发人员：陈增昊，周恒杰，吴鹏飞，严丹，陶晟，蔡树文，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：
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