一种卫星反作用飞轮模组和航天器姿控执行机构制造技术

本申请公开了一种卫星反作用飞轮模组和航天器姿控执行机构，把电机、轴承组件、轮体组成一个质量整体，并通过支架置于一组隔振器组件上，在振动、冲击环境中，质量整体产生位移，此时飞轮利用隔振器衰减从基座传递到轴承上的载荷，当轮体接触到上下挡块时，质量整体的动能转化为材料弹性势能进一步降低轴承承受的载荷，进而达到降低对轴承抗力学能力的要求的目的。在静止或正常工作时，轮体与挡块之间保持微小间隙，在振动环境中，轮体通过与挡块碰撞将动能转化为挡块材料弹性势能，另有部分能量通过材料阻尼耗散；能够降低飞轮轴承组件对抗力学性能的要求。对抗力学性能的要求。对抗力学性能的要求。

【技术实现步骤摘要】
一种卫星反作用飞轮模组和航天器姿控执行机构


[0001]本申请涉及航空航天
，具体而言，涉及一种卫星反作用飞轮模组和航天器姿控执行机构。

技术介绍

[0002]航天器如卫星、飞船等依靠姿态控制执行机构调整姿态，随着商业航天快速发展，对姿控执行机构的要求在长寿命、高可靠的基础上增加了小型化、轻量化、低功耗。
[0003]航天器姿控执行机构包括反作用飞轮、控制力矩陀螺、磁力矩器等，其中反作用飞轮是姿态控制的重要选择，在保证高精度、高稳定性的前提下应采取新型结构方案，降低反作用飞轮对核心部件尺寸和性能的要求，进而降低航天器制造及发射成本。
[0004]因此，如何降低飞轮轴承在振动环境中承受的载荷，进而降低对轴承抗力学性能要求，达到降低飞轮制造及发射成本的目的，是继续解决的技术问题。

技术实现思路

[0005]本申请的主要目的在于提供一种卫星反作用飞轮模组和航天器姿控执行机构，通过降低飞轮轴承在振动环境中承受的载荷，进而降低对轴承抗力学性能要求，达到降低飞轮制造及发射成本的目的。
[0006]为了实现上述目的，本申请提供了如下技术：
[0007]本申请第一方面一种卫星反作用飞轮模组，包括：
[0008]飞轮壳体，作为卫星反作用飞轮模组的安装壳体；
[0009]隔振器组件，固设于所述飞轮壳体内部；
[0010]支架，水平设置并通过所述隔振器组件固定于所述飞轮壳体内；
[0011]电机，固设于所述支架上；
[0012]轮体，固设于所述电机上，所述轮体通过所述电机驱动旋转；
[0013]挡块组件，设于所述飞轮壳体内，并限制住所述轮体的轴向位移；
[0014]控制组件，设于所述飞轮壳体内，用于提供电源和控制所述轮体运动。
[0015]作为本申请的一种可选实施方案，可选地，所述飞轮壳体，包括：
[0016]基座，固定安装在固定面上，用于传递外界施加的载荷；
[0017]外壳，配合安装在所述基座顶部；
[0018]底板，配合安装在所述基座底部；
[0019]所述控制组件水平固定安装在所述基座的底面上。
[0020]作为本申请的一种可选实施方案，可选地，所述支架，包括：
[0021]安装孔，设于所述支架上；
[0022]所述隔振器组件配合穿过所述安装孔，将所述支架固定安装于所述基座的顶面上。
[0023]作为本申请的一种可选实施方案，可选地，所述支架，还包括：
[0024]若干辐条，圆周均匀且水平设于所述支架的侧面上；
[0025]所述安装孔设于所述辐条上。
[0026]作为本申请的一种可选实施方案，可选地，所述隔振器组件，包括：
[0027]下隔振块，设于所述基座的上表面上；
[0028]上隔振块，设于所述支架的上表面上，且其下端依次配合穿入所述安装孔和所述下隔振块；
[0029]金属套，依次配合穿入所述上隔振块和下隔振块；
[0030]锁紧螺栓，依次穿入所述金属套和所述基座，所述隔振器组件通过所述锁紧螺栓固定在所述基座上。
[0031]作为本申请的一种可选实施方案，可选地，所述电机，包括：
[0032]轴承组件，垂直固设于所述支架的上表面上；所述轮体配合安装在所述轴承组件上；
[0033]定子，与所述轴承组件同轴设置，并垂直固设于所述支架的上表面上；
[0034]转子，与所述轴承组件同轴设置，并垂直固设于所述轮体的下表面上；
[0035]所述定子同轴位于所述转子内，电机启动，通过所述转子驱动所述轮体旋转。
[0036]作为本申请的一种可选实施方案，可选地，所述挡块组件，包括：
[0037]上挡块，设于所述外壳的内侧面上；
[0038]下挡块，设于所述基座的内侧面上，且与所述上挡块上下对应；
[0039]所述轮体的边沿位于所述上挡块和所述下挡块之间。
[0040]作为本申请的一种可选实施方案，可选地，所述轮体的上表面和所述上挡块8之间，以及所述轮体的下表面和所述下挡块之间，皆留有工作间隙。
[0041]作为本申请的一种可选实施方案，可选地，还包括：
[0042]第一抬肩，设于所述外壳的内侧面上；
[0043]第二抬肩，设于所述基座的内侧面上，且与所述第一抬肩上下对应；
[0044]所述上挡块设于所述第一抬肩上，所述下挡块设于所述第二抬肩上；以及，所述上挡块和所述下挡块，圆周均匀设有至少两对。
[0045]本申请第二方面提供一种航天器姿控执行机构，包括上述所述的卫星反作用飞轮模组。
[0046]与现有技术相比较，本申请能够带来如下技术效果：
[0047]1、本申请提供的卫星反作用飞轮，包括：飞轮壳体，作为卫星反作用飞轮模组的安装壳体；隔振器组件，固设于所述飞轮壳体内部；支架，水平设置并通过所述隔振器组件固定于所述飞轮壳体内；电机，固设于所述支架上；轮体，固设于所述电机上，所述轮体通过所述电机驱动旋转；挡块组件，设于所述飞轮壳体内，并限制住所述轮体的轴向位移；控制组件，设于所述飞轮壳体内，用于提供电源和控制所述轮体运动。把电机、轴承组件、轮体组成一个质量整体，并通过支架置于一组隔振器组件上，在振动、冲击环境中，质量整体产生位移，此时飞轮利用隔振器衰减从基座传递到轴承上的载荷，当轮体接触到上下挡块时，质量整体的动能转化为材料弹性势能进一步降低轴承承受的载荷，进而达到降低对轴承抗力学能力的要求的目的。
[0048]2、在静止或正常工作时，轮体与挡块之间保持微小间隙，在振动环境中，轮体通过
与挡块碰撞将动能转化为挡块材料弹性势能，另有部分能量通过材料阻尼耗散；能够降低飞轮轴承组件对抗力学性能的要求。
附图说明
[0049]构成本申请的一部分的附图用来提供对本申请的进一步理解，使得本申请的其它特征、目的和优点变得更明显。本申请的示意性实施例附图及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
[0050]图1示出了本技术的一个实施例的爆炸结构图。
[0051]图2示出了本技术的全剖结构视图。
[0052]图3示出了本技术隔振器组件的爆炸结构图。
具体实施方式
[0053]为了使本
的人员更好地理解本申请方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，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，都应当属于本申请保护的范围。
[0054]需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施例。此外，术语本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种卫星反作用飞轮模组，其特征在于，包括：飞轮壳体，作为卫星反作用飞轮模组的安装壳体；隔振器组件(2)，固设于所述飞轮壳体内部；支架(3)，水平设置并通过所述隔振器组件(2)固定于所述飞轮壳体内；电机，固设于所述支架(3)上；轮体(7)，固设于所述电机上，所述轮体(7)通过所述电机驱动旋转；挡块组件，设于所述飞轮壳体内，并限制住所述轮体(7)的轴向位移；控制组件(10)，设于所述飞轮壳体内，用于提供电源和控制所述轮体(7)运动。2.如权利要求1所述的卫星反作用飞轮模组，其特征在于，所述飞轮壳体，包括：基座(1)，固定安装在固定面上，用于传递外界施加的载荷；外壳(6)，配合安装在所述基座(1)顶部；底板(11)，配合安装在所述基座(1)底部；所述控制组件(10)水平固定安装在所述基座(1)的底面上。3.如权利要求2所述的卫星反作用飞轮模组，其特征在于，所述支架(3)，包括：安装孔(3
‑
01)，设于所述支架(3)上；所述隔振器组件(2)配合穿过所述安装孔(3
‑
01)，将所述支架(3)固定安装于所述基座(1)的顶面上。4.如权利要求3所述的卫星反作用飞轮模组，其特征在于，所述支架(3)，还包括：若干辐条，圆周均匀且水平设于所述支架(3)的侧面上；所述安装孔(3
‑
01)设于所述辐条上。5.如权利要求3所述的卫星反作用飞轮模组，其特征在于，所述隔振器组件(2)，包括：下隔振块(2
‑
04)，设于所述基座(1)的上表面上；上隔振块(2
‑
03)，设于所述支架(3)的上表面上，且其下端依次配合穿入所述安装孔(3
‑
01)和所述下隔振块(2
‑
04)；金属套(2
‑
02)，依次配合穿入所述上隔振块(2
‑
03)和下隔振块(2
‑
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【专利技术属性】
技术研发人员：赵凯，贾云涛，王建伟，马文栋，张枭雄，
申请(专利权)人：北京易动宇航科技有限公司，
类型：新型
国别省市：