一种用于航天器姿态控制实验的模块化惯性动量轮装置制造方法及图纸

一种用于航天器姿态控制实验的模块化惯性动量轮装置，包括壳体、支座、飞轮转子、转轴、驱动电机、联轴器、上法兰、下法兰、第一轴承及第二轴承；壳体采用无底式圆柱筒形结构，顶部设有第一轴承安装孔；支座采用三级阶梯式圆柱体结构，内部设有三级阶梯孔，依次为电机安装孔、联轴器安装孔及第二轴承安装孔；飞轮转子采用无底式圆柱筒形结构，顶部开设有转轴穿装孔；转轴两端分别通过第一、第二轴承固装在第一、第二轴承安装孔内；飞轮转子通过转轴穿装孔固装在转轴上；驱动电机的电机轴与转轴通过联轴器相连；上法兰固连在壳体顶部；下法兰固连在支座底部，下法兰通过表面的圆柱形定位凸台与电机安装孔插装配合，下法兰上开设有电机导线引出孔。

【技术实现步骤摘要】
一种用于航天器姿态控制实验的模块化惯性动量轮装置
本专利技术属于航天器姿态控制实验
，特别是涉及一种用于航天器姿态控制实验的模块化惯性动量轮装置。
技术介绍
航天器姿态控制实验是航天器工程中极其重要的实验之一，而航天器姿态控制平台则是航天器姿态控制实验的重要设备，目前市场上能够采购到的航天器姿态控制平台的价格非常昂贵，甚至可达几百万人民币，而这样一台昂贵设备的核心部件就包括了惯性动量轮装置，但惯性动量轮装置都是以高度集成化的方式安装在航天器姿态控制平台内的，并且不可自行拆卸和更换，不但严重限制了航天器姿态控制平台的改建，而且导致航天器姿态控制平台维护成本居高不下，对于一些高校和科研机构来说，难以通过现有的航天器姿态控制平台开展教学和科研工作。因此，有必要设计一种全新的惯性动量轮装置，使高校和科研机构能够根据实际需要自行快速的搭建起航天器姿态控制平台，并且能够大幅度降低航天器姿态控制平台的搭建成本和维护成本，进而可通过自行搭建的航天器姿态控制平台来开展相应的教学和科研工作。
技术实现思路
针对现有技术存在的问题，本专利技术提供一种用于航天器姿态控制实验的模块化惯性动量轮装置，使高校和科研机构能够根据实际需要自行快速的搭建起航天器姿态控制平台，并且能够大幅度降低航天器姿态控制平台的搭建成本和维护成本，进而可通过自行搭建的航天器姿态控制平台来开展相应的教学和科研工作。为了实现上述目的，本专利技术采用如下技术方案：一种用于航天器姿态控制实验的模块化惯性动量轮装置，包括壳体、支座、飞轮转子、转轴、驱动电机、联轴器、上法兰、下法兰、第一轴承及第二轴承；所述壳体采用无底式圆柱筒形结构，壳体顶部开设有第一轴承安装孔；所述支座采用三级阶梯式圆柱体结构，在支座内部开设有三级阶梯孔，且由下至上依次为电机安装孔、联轴器安装孔及第二轴承安装孔；所述飞轮转子采用无底式圆柱筒形结构，飞轮转子顶部开设有转轴穿装孔；所述转轴顶端固定安装第一轴承，且第一轴承固定设置在第一轴承安装孔；所述转轴底端固定安装第二轴承，且第二轴承固定设置在第二轴承安装孔内；所述飞轮转子通过转轴穿装孔固定安装在转轴上；所述驱动电机固定设置在电机安装孔内，所述联轴器位于联轴器安装孔内，驱动电机的电机轴与转轴底端通过联轴器相连接；所述上法兰通过螺栓固连在壳体顶部；所述下法兰通过螺栓固连在支座底部，下法兰上表面设有圆柱形定位凸台，圆柱形定位凸台与电机安装孔插装配合，在圆柱形定位凸台侧方的下法兰上开设有电机导线引出孔。所述联轴器安装孔所对应的支座筒壁上开设有内层联轴器观察孔，在内层联轴器观察孔外侧的飞轮转子筒壁上开设有外层联轴器观察孔。所述壳体内径比飞轮转子外径大8mm～10mm，壳体壁厚为4mm～5mm，壳体外径与上法兰外径及下法兰外径相等；所述圆柱形定位凸台的轴向长度为2mm～3mm。所述支座底部一级阶梯的外径与壳体外径相等，且支座底部一级阶梯的轴向长度为5mm～6mm；所述支座中间一级阶梯的外径与壳体内径相等，且支座中间一级阶梯的轴向长度为10mm～15mm；所述支座顶部一级阶梯的外径比飞轮转子内径小8mm～10mm。所述电机安装孔直径比驱动电机最大径向尺寸大1mm～2mm，电机安装孔轴向长度比驱动电机机身长度长5mm～6mm；所述联轴器安装孔比联轴器最大径向尺寸大10mm～20mm。所述飞轮转子的顶端壁厚为10mm～20mm，飞轮转子的周向壁厚为10mm～20mm，飞轮转子的轴向长度为10mm～150mm；所述转轴的轴承安装段直径比联轴器安装段直径大3mm～5mm。所述驱动电机采用无刷直流电机或永磁同步电机，驱动电机的额定功率为30W～90W，驱动电机的额定电压为24V～36V，驱动电机的额定转速为2500r/min～3600r/min。所述第一轴承及第二轴承均采用角接触轴承，且角接触轴承的具体型号根据转轴的轴承安装段直径进行选择；所述联轴器的具体型号根据转轴的联轴器安装段直径以及驱动电机的电机轴直径进行选择；所述壳体、支座、上法兰及下法兰均采用轻质合金材料制造，所述飞轮转子和转轴均采用45#钢或不锈钢制造。将所述飞轮转子的轴向长度设为h，则根据公式(a)解析出h的值，公式(a)如下：式中，J为飞轮转子的总转动惯量，J1为飞轮转子顶端部分的转动惯量，J1为飞轮转子周向部分的转动惯量，ρ为飞轮转子的材料密度，R为飞轮转子的外周半径，r为飞轮转子的内周半径，δ为飞轮转子的顶端壁厚，h为飞轮转子的轴向长度。将所述转轴的最小直径设为d，则根据公式(b)计算出d的值，公式(b)如下：式中，d为转轴的最小直径，A0由转轴的材料属性决定并通过查阅机械设计手册获取，P为转轴传递的功率；n为转轴的转速。本专利技术的有益效果：本专利技术与现有技术相比，使高校和科研机构能够根据实际需要自行快速的搭建起航天器姿态控制平台，并且能够大幅度降低航天器姿态控制平台的搭建成本和维护成本，进而可通过自行搭建的航天器姿态控制平台来开展相应的教学和科研工作。同时，本专利技术可对搭建好的航天器姿态控制平台进行拆卸和改建，由于本专利技术的惯性动量轮装置采用了模块化设计方案，其内的所有部件均可进行更换，有效提高了惯性动量轮装置的扩展性。附图说明图1为本专利技术的一种用于航天器姿态控制实验的模块化惯性动量轮装置结构示意图；图2为本专利技术的壳体结构示意图；图3为本专利技术的支座结构示意图；图4为本专利技术的飞轮转子与转轴配装后的结构示意图；图5为本专利技术的下法兰结构示意图；图中，1—壳体，2—支座，3—，4—转轴，5—驱动电机，6—联轴器，7—上法兰，8—下法兰，9—第一轴承，10—第二轴承，11—第一轴承安装孔，12—电机安装孔，13—联轴器安装孔，14—第二轴承安装孔，15—转轴穿装孔，16—圆柱形定位凸台，17—电机导线引出孔，18—内层联轴器观察孔，19—外层联轴器观察孔。具体实施方式下面结合附图和具体实施例对本专利技术做进一步的详细说明。如图1～5所示，一种用于航天器姿态控制实验的模块化惯性动量轮装置，包括壳体1、支座2、飞轮转子3、转轴4、驱动电机5、联轴器6、上法兰7、下法兰8、第一轴承9及第二轴承10；所述壳体1采用无底式圆柱筒形结构，壳体1顶部开设有第一轴承安装孔11；所述支座2采用三级阶梯式圆柱体结构，在支座2内部开设有三级阶梯孔，且由下至上依次为电机安装孔12、联轴器安装孔13及第二轴承安装孔14；所述飞轮转子3采用无底式圆柱筒形结构，飞轮转子3顶部开设有转轴穿装孔15；所述转轴4顶端固定安装第一轴承9，且第一轴承9固定设置在第一轴承安装孔11；所述转轴4底端固定安装第二轴承10，且第二轴承10固定设置在第二轴承安装孔14内；所述飞轮转子3通过转轴穿装孔15固定安装在转轴4上；所述驱动电机5固定设置在电机安装孔12内，所述联轴器6位于联轴器安装孔13内，驱动电机5的电机轴与转轴4底端通过联轴器6相连接；所述上法兰7通过螺栓固连在壳体1顶部；所述下法兰8通过螺栓固连在支座2底部，下法兰8上表面设有圆柱形定位凸台16，圆柱形定位凸台16与电机安装孔12插装配合，在圆柱形定位凸台16侧方的下法兰8上开设有电机导线引出孔17。所述联轴器安装孔13所对应的支座2筒壁上开设有内层联轴器观察孔18，在内层联轴器观察孔18外侧的飞轮转本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于航天器姿态控制实验的模块化惯性动量轮装置，其特征在于：包括壳体、支座、飞轮转子、转轴、驱动电机、联轴器、上法兰、下法兰、第一轴承及第二轴承；所述壳体采用无底式圆柱筒形结构，壳体顶部开设有第一轴承安装孔；所述支座采用三级阶梯式圆柱体结构，在支座内部开设有三级阶梯孔，且由下至上依次为电机安装孔、联轴器安装孔及第二轴承安装孔；所述飞轮转子采用无底式圆柱筒形结构，飞轮转子顶部开设有转轴穿装孔；所述转轴顶端固定安装第一轴承，且第一轴承固定设置在第一轴承安装孔；所述转轴底端固定安装第二轴承，且第二轴承固定设置在第二轴承安装孔内；所述飞轮转子通过转轴穿装孔固定安装在转轴上；所述驱动电机固定设置在电机安装孔内，所述联轴器位于联轴器安装孔内，驱动电机的电机轴与转轴底端通过联轴器相连接；所述上法兰通过螺栓固连在壳体顶部；所述下法兰通过螺栓固连在支座底部，下法兰上表面设有圆柱形定位凸台，圆柱形定位凸台与电机安装孔插装配合，在圆柱形定位凸台侧方的下法兰上开设有电机导线引出孔。

【技术特征摘要】
1.一种用于航天器姿态控制实验的模块化惯性动量轮装置，其特征在于：包括壳体、支座、飞轮转子、转轴、驱动电机、联轴器、上法兰、下法兰、第一轴承及第二轴承；所述壳体采用无底式圆柱筒形结构，壳体顶部开设有第一轴承安装孔；所述支座采用三级阶梯式圆柱体结构，在支座内部开设有三级阶梯孔，且由下至上依次为电机安装孔、联轴器安装孔及第二轴承安装孔；所述飞轮转子采用无底式圆柱筒形结构，飞轮转子顶部开设有转轴穿装孔；所述转轴顶端固定安装第一轴承，且第一轴承固定设置在第一轴承安装孔；所述转轴底端固定安装第二轴承，且第二轴承固定设置在第二轴承安装孔内；所述飞轮转子通过转轴穿装孔固定安装在转轴上；所述驱动电机固定设置在电机安装孔内，所述联轴器位于联轴器安装孔内，驱动电机的电机轴与转轴底端通过联轴器相连接；所述上法兰通过螺栓固连在壳体顶部；所述下法兰通过螺栓固连在支座底部，下法兰上表面设有圆柱形定位凸台，圆柱形定位凸台与电机安装孔插装配合，在圆柱形定位凸台侧方的下法兰上开设有电机导线引出孔。2.根据权利要求1所述的一种用于航天器姿态控制实验的模块化惯性动量轮装置，其特征在于：所述联轴器安装孔所对应的支座筒壁上开设有内层联轴器观察孔，在内层联轴器观察孔外侧的飞轮转子筒壁上开设有外层联轴器观察孔。3.根据权利要求1所述的一种用于航天器姿态控制实验的模块化惯性动量轮装置，其特征在于：所述壳体内径比飞轮转子外径大8mm～10mm，壳体壁厚为4mm～5mm，壳体外径与上法兰外径及下法兰外径相等；所述圆柱形定位凸台的轴向长度为2mm～3mm。4.根据权利要求1所述的一种用于航天器姿态控制实验的模块化惯性动量轮装置，其特征在于：所述支座底部一级阶梯的外径与壳体外径相等，且支座底部一级阶梯的轴向长度为5mm～6mm；所述支座中间一级阶梯的外径与壳体内径相等，且支座中间一级阶梯的轴向长度为10mm～15mm；所述支座顶部一级阶梯的外径比飞轮转子内径小8mm～10mm。5.根据权利要求1所述的一种用于航天器姿态控制实验的模块化惯性动量轮装置，其特征在于：所述电机安装孔直径比驱动电机最大径向尺寸大1mm～2mm，电机安装孔轴向长度比驱动电机机身长度长5mm～6mm；所述联轴器安装孔比联轴器最大径向...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨靖宇，王清，
申请(专利权)人：沈阳航空航天大学，
类型：发明
国别省市：辽宁,21