【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及飞轮支架领域，特别涉及一种航天器用新型飞轮支架结构。
技术介绍
1、随着航天技术的发展，运载工具的能力限制与航天器重量日益增大的矛盾日益突出，结构优化设计已成为航天器结构设计发展的必然趋势之一，飞轮支架结构的优化设计需求也随之产生。反作用飞轮、动量轮等是航天器姿态控制系统的重要组成部分，可统称为飞轮，其工作过程中对振动噪声非常敏感，要求飞轮支架必须具有很好的力学性能。
2、传统的飞轮支架往往是根据经验设计，多沿用以往型号的设计方案，鲜有重大改动。在两个设计约束存在矛盾时，原有解决方案单一，设计方法趋于保守，多是在原有设计的基础上修改局部尺寸或增减加强筋来实现设计意图，设计的飞轮支架工艺复杂，装配精度差，并且飞轮安装后由于振动的存在因此安装螺栓等结构的稳固性难以得到保障。
3、因此，提出一种航天器用新型飞轮支架结构来解决上述问题很有必要。
技术实现思路
1、本专利技术的主要目的在于提供一种航天器用新型飞轮支架结构，可以有效解决
技术介绍
中的问题。
2、为实现上述目的，本专利技术采取的技术方案为：
3、一种航天器用新型飞轮支架结构，包括飞轮支架本体以及飞轮，所述飞轮支架本体的横截面呈“l”状，所述飞轮支架本体的侧壁设置有用于飞轮安装的安装面，所述安装面为四个，四个安装面包括设置于飞轮支架本体顶部的第一飞轮安装面、对称设置于飞轮支架本体上呈相互垂直的两个侧壁上的第三飞轮安装面、设置于两个第三飞轮安装面之间且位于第一飞轮安装面下方
4、优选的，所述第二飞轮安装面、第一飞轮安装面、第三飞轮安装面的外围四周均设置有多个第一安装孔，所述飞轮的一端设置有与飞轮支架本体上的安装面适配的飞轮安装板，所述飞轮安装板的四角设置有与第一安装孔对应的第二安装孔。
5、优选的，所述镂空腔体中设置有稳固机构，所述稳固机构包括固定连接于镂空腔体中的辅助壳体，所述辅助壳体内侧设置有与四个安装面以及支架安装座一一对应的稳定杆，与所述安装面对应的稳定杆的一端延伸至安装面的外侧，与所述支架安装座对应的稳定杆的一端不凸出与支架安装座的底部，所述稳定杆位于辅助壳体内侧的一端设置有盲孔，所述盲孔的内侧设置有弹簧，所述弹簧的一端固定连接有内杆，所述内杆的一端延伸至稳定杆的外侧并固定连接有配合体，所述辅助壳体的一侧拐角设置有用于驱动配合体位移的驱动组件。
6、优选的，所述辅助壳体的内侧上端设置有盖板，所述辅助壳体靠近第二飞轮安装面的一侧设置有与第二飞轮安装面适配的适应斜面。
7、优选的，所述辅助壳体、盖板以及第三飞轮安装面上均设置有与稳定杆对应的通孔，与安装面对应的稳定杆的一端通过通孔延伸至安装面的外侧，与支架安装座对应的稳定杆通过通孔向下延伸至支架安装座处，且多个稳定杆分别与安装面以及支架安装座呈垂直设置，且稳定杆呈多棱柱状。
8、优选的，所述驱动组件包括设置于辅助壳体和飞轮支架本体对应的拐角处设置有对应的旋转孔，所述旋转孔的内侧转动连接有螺纹套，所述螺纹套的一端延伸至飞轮支架本体的外侧并固定连接有驱动螺母，另一端延伸至辅助壳体的内侧并螺纹配合有螺杆，所述螺杆远离螺纹套的一端固定连接有用于推动与多个配合体位移的驱动椎体。
9、优选的，所述配合体面向驱动椎体的一侧为平面或弧形面，所述驱动椎体为圆锥状或棱锥状。
10、优选的，所述弹簧远离内杆的一端固定连接有固定块，所述固定块活动连接于盲孔的内侧末端，且盲孔通过锁定螺丝固定于盲孔的内侧；
11、所述内杆为棱柱状，所述稳定杆位于辅助壳体内侧的一端外侧固定连接有用于对稳定杆进行限位的限位环。
12、优选的，所述驱动椎体靠近螺杆的一侧对称固定连接有一对导杆，所述辅助壳体与导杆的对应处设置有导向孔，所述导杆与导向孔活动导向连接。
13、优选的，所述飞轮安装板远离飞轮的一侧设置有与稳定杆对应的定位槽，且延伸至安装面外侧的稳定杆的端部与定位槽插接配合。
14、有益效果
15、与现有技术相比，本专利技术提供了一种航天器用新型飞轮支架结构，具备以下有益效果：
16、1、该航天器用新型飞轮支架结构，通过设置的飞轮支架本体由铝合金一体加工成型，且三个飞轮与飞轮支架本体垂直安装，一个飞轮斜装，中间设置镂空腔体，并且飞轮支架本体的侧面设置有减重槽，结构简单新颖，同时实现了力学性能优异、质量轻、结构简单、制造成本低的目的，保证各单机在卫星发射段的安全性和轨道运行时的可靠性，还能满足控制分系统飞轮或反作用动量轮工作的导热需求和力学条件，只要对各尺寸进行适应性改动，能实现对反作用飞轮、动量轮等星上运动部件的承载，从而提高了该型支架结构的适应性。
17、2、该该航天器用新型飞轮支架结构，通过在镂空腔体中设置稳固机构，可以在安装飞轮时快速实现飞轮安装板上的第二安装孔与安装面上的第一安装孔吻合的效果，提高了安装效率和安装精度，集成度高，同时稳固机构与驱动组件配合可以在飞轮安装后以及支架安装座安装后对飞轮安装板以及支架安装座的安装处施加一个作用力，进而可以增加安装面与飞轮安装板安装处螺栓的稳固性以及支架安装座于航天器安装处螺栓的稳固性，降低了松动的可能性，避免了振动影响安装处螺栓的稳固性，增加了安全性和实用性。
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1.一种航天器用新型飞轮支架结构，包括飞轮支架本体(1)以及飞轮(2)，其特征在于：所述飞轮支架本体(1)的横截面呈“L”状，所述飞轮支架本体(1)的侧壁设置有用于飞轮(2)安装的安装面，所述安装面为四个，四个安装面包括设置于飞轮支架本体(1)顶部的第一飞轮安装面(6)、对称设置于飞轮支架本体(1)上呈相互垂直的两个侧壁上的第三飞轮安装面(17)、设置于两个第三飞轮安装面(17)之间且位于第一飞轮安装面(6)下方的第二飞轮安装面(7)，第二飞轮安装面(7)倾斜四十五度设置，所述飞轮支架本体(1)的底部设置有用于与航天器进行安装的支架安装座(4)，所述第三飞轮安装面(17)、第一飞轮安装面(6)、支架安装座(4)、第二飞轮安装面(7)之间形成镂空腔体(5)，所述第三飞轮安装面(17)上设置有用于降低重量的减重槽(13)，所述飞轮支架本体(1)由铝合金材料一体加工成型。
2.根据权利要求1所述的一种航天器用新型飞轮支架结构，其特征在于：所述第二飞轮安装面(7)、第一飞轮安装面(6)、第三飞轮安装面(17)的外围四周均设置有多个第一安装孔(14)，所述飞轮(2)的一端设置有
3.根据权利要求2所述的一种航天器用新型飞轮支架结构，其特征在于：所述镂空腔体(5)中设置有稳固机构，所述稳固机构包括固定连接于镂空腔体(5)中的辅助壳体(8)，所述辅助壳体(8)内侧设置有与四个安装面以及支架安装座(4)一一对应的稳定杆(10)，与所述安装面对应的稳定杆(10)的一端延伸至安装面的外侧，与所述支架安装座(4)对应的稳定杆(10)的一端不凸出与支架安装座(4)的底部，所述稳定杆(10)位于辅助壳体(8)内侧的一端设置有盲孔(28)，所述盲孔(28)的内侧设置有弹簧(29)，所述弹簧(29)的一端固定连接有内杆(27)，所述内杆(27)的一端延伸至稳定杆(10)的外侧并固定连接有配合体(21)，所述辅助壳体(8)的一侧拐角设置有用于驱动配合体(21)位移的驱动组件。
4.根据权利要求3所述的一种航天器用新型飞轮支架结构，其特征在于：所述辅助壳体(8)的内侧上端设置有盖板(11)，所述辅助壳体(8)靠近第二飞轮安装面(7)的一侧设置有与第二飞轮安装面(7)适配的适应斜面(9)。
5.根据权利要求4所述的一种航天器用新型飞轮支架结构，其特征在于：所述辅助壳体(8)、盖板(11)以及第三飞轮安装面(17)上均设置有与稳定杆(10)对应的通孔(16)，与安装面对应的稳定杆(10)的一端通过通孔(16)延伸至安装面的外侧，与支架安装座(4)对应的稳定杆(10)通过通孔(16)向下延伸至支架安装座(4)处，且多个稳定杆(10)分别与安装面以及支架安装座(4)呈垂直设置，且稳定杆(10)呈多棱柱状。
6.根据权利要求5所述的一种航天器用新型飞轮支架结构，其特征在于：所述驱动组件包括设置于辅助壳体(8)和飞轮支架本体(1)对应的拐角处设置有对应的旋转孔(15)，所述旋转孔(15)的内侧转动连接有螺纹套(23)，所述螺纹套(23)的一端延伸至飞轮支架本体(1)的外侧并固定连接有驱动螺母(12)，另一端延伸至辅助壳体(8)的内侧并螺纹配合有螺杆(24)，所述螺杆(24)远离螺纹套(23)的一端固定连接有用于推动与多个配合体(21)位移的驱动椎体(20)。
7.根据权利要求6所述的一种航天器用新型飞轮支架结构，其特征在于：所述配合体(21)面向驱动椎体(20)的一侧为平面或弧形面，所述驱动椎体(20)为圆锥状或棱锥状。
8.根据权利要求7所述的一种航天器用新型飞轮支架结构，其特征在于：所述弹簧(29)远离内杆(27)的一端固定连接有固定块(30)，所述固定块(30)活动连接于盲孔(28)的内侧末端，且盲孔(28)通过锁定螺丝(31)固定于盲孔(28)的内侧；
9.根据权利要求8所述的一种航天器用新型飞轮支架结构，其特征在于：所述驱动椎体(20)靠近螺杆(24)的一侧对称固定连接有一对导杆(25)，所述辅助壳体(8)与导杆(25)的对应处设置有导向孔(22)，所述导杆(25)与导向孔(22)活动导向连接。
10.根据权利要求9所述的一种航天器用新型飞轮支架结构，其特征在于：所述飞轮安装板(3)远离飞轮(2)的一侧设置有与稳定杆(10)对应的定位槽(19)，且延伸至安装面外侧的稳定杆(10)的端部与定位槽(19)插接配合。
...【技术特征摘要】
1.一种航天器用新型飞轮支架结构，包括飞轮支架本体(1)以及飞轮(2)，其特征在于：所述飞轮支架本体(1)的横截面呈“l”状，所述飞轮支架本体(1)的侧壁设置有用于飞轮(2)安装的安装面，所述安装面为四个，四个安装面包括设置于飞轮支架本体(1)顶部的第一飞轮安装面(6)、对称设置于飞轮支架本体(1)上呈相互垂直的两个侧壁上的第三飞轮安装面(17)、设置于两个第三飞轮安装面(17)之间且位于第一飞轮安装面(6)下方的第二飞轮安装面(7)，第二飞轮安装面(7)倾斜四十五度设置，所述飞轮支架本体(1)的底部设置有用于与航天器进行安装的支架安装座(4)，所述第三飞轮安装面(17)、第一飞轮安装面(6)、支架安装座(4)、第二飞轮安装面(7)之间形成镂空腔体(5)，所述第三飞轮安装面(17)上设置有用于降低重量的减重槽(13)，所述飞轮支架本体(1)由铝合金材料一体加工成型。
2.根据权利要求1所述的一种航天器用新型飞轮支架结构，其特征在于：所述第二飞轮安装面(7)、第一飞轮安装面(6)、第三飞轮安装面(17)的外围四周均设置有多个第一安装孔(14)，所述飞轮(2)的一端设置有与飞轮支架本体(1)上的安装面适配的飞轮安装板(3)，所述飞轮安装板(3)的四角设置有与第一安装孔(14)对应的第二安装孔(18)。
3.根据权利要求2所述的一种航天器用新型飞轮支架结构，其特征在于：所述镂空腔体(5)中设置有稳固机构，所述稳固机构包括固定连接于镂空腔体(5)中的辅助壳体(8)，所述辅助壳体(8)内侧设置有与四个安装面以及支架安装座(4)一一对应的稳定杆(10)，与所述安装面对应的稳定杆(10)的一端延伸至安装面的外侧，与所述支架安装座(4)对应的稳定杆(10)的一端不凸出与支架安装座(4)的底部，所述稳定杆(10)位于辅助壳体(8)内侧的一端设置有盲孔(28)，所述盲孔(28)的内侧设置有弹簧(29)，所述弹簧(29)的一端固定连接有内杆(27)，所述内杆(27)的一端延伸至稳定杆(10)的外侧并固定连接有配合体(21)，所述辅助壳体(8)的一侧拐角设置有用于驱动配合体(21)位移的驱动组件。
4.根据权利要求3所述的一种航天器用新型飞轮支架结构，其特征在于：所述辅助壳体(8)的内侧上端设置有...
【专利技术属性】
技术研发人员：兰利东，尹中开，
申请(专利权)人：北京零重宇航技术有限公司，
类型：发明
国别省市：
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