一种多自由度动量交换式航天飞行器姿态调整执行机构 |
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| 申请号 | CN201610282557.8 | 申请日 | 2016-04-29 | 公开(公告)号 | CN105799952A | 公开(公告)日 | 2016-07-27 |
| 申请人 | 北京航空航天大学; | 发明人 | 严亮; 张璐; 朱波; 吴泽武; 刘德龙; | ||||
| 摘要 | 本 发明 公开一种多 自由度 动量交换式航天 飞行器 姿态 调整执行机构，用以解决现有航天飞行器动量交换式姿态调整执行机构结构冗余，功率损耗大的弊端；包括 转子 部分与 定子 部分，所述转子部分为一体球形结构并嵌有多个导磁磁极，所述导磁磁极可为永磁或软磁，所述定子部分为上下半球组装的球形结构并嵌有多个绕组磁极，所述绕组磁极可为空芯绕组线圈或含有软磁芯绕组线圈。定子磁极设置与定子磁极内部，同心，且两者间通过球 轴承 相连。进而采用不同的绕组通电策略，可驱动转子部分沿不同轴自旋，基于动量守恒原理实现单装置调整航天飞船姿态。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种多自由度动量交换式航天飞行器姿态调整执行机构，其特征在于：包括转子部分与定子部分； |
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| 说明书全文 | 一种多自由度动量交换式航天飞行器姿态调整执行机构技术领域[0001] 本发明涉及多自由度电磁驱动以及航天航宇领域，涉及电磁式航天飞行器姿态调整装置，具体来说，是一种多自由度动量交换式航天飞行器姿态调整执行机构。 背景技术[0002] 在航天航宇领域，飞行器的姿态调整执行机构依产生力矩的原理分为质量排出式、动量交换式和环境场式三种类型。其中，传统动量交换式执行机构需依靠多个电机协同驱动不同位置上的多个飞轮实现飞行器姿态的调节。然而，这种设计方案存在一些难以克服的内在缺陷，比如总体尺寸庞大、多电机协同控制难度大，而且多电机多飞轮的结构自重给飞行器带来了额外的负担，大大地增加了功率损耗。 发明内容[0003] 本发明提出一种多自由度动量交换式执行机构，可实现单一装置调节飞船三轴姿态，从而提高执行机构集成度，减少飞行器功率损耗。 [0005] 所述转子部分与定子部分均为球形，转子部分位于定子部分内，定子部分与动子部分同心，且两者间通过球轴承相接；转子部分上内嵌有导磁磁极，定子部分上内嵌有绕组磁极；定子部分上的绕组磁极与动子部分间无接触；采用不同的绕组通电策略，可驱动转子部分沿不同轴自旋。 [0006] 所述转子部分上的导磁磁极共6个，南北极点各一个，赤道面等90°分布4个。定子部分上安装有上中下三层绕组磁极，每层均为6个绕组磁极；上层绕组磁极位于靠近定子部分北极点处，周向均布；中层绕组磁极位于定子部分赤道面上，等60°分布；下层绕组磁极位于靠近定子部分南极点处，周向均布。 [0007] 本发明的优点为： [0008] 1、本发明多自由度动量交换式航天飞行器姿态调整执行机构，结构紧凑，惯量小； [0009] 2、本发明多自由度动量交换式航天飞行器姿态调整执行机构，误差累计小，运动精度高； [0010] 3、本发明多自由度动量交换式航天飞行器姿态调整执行机构，无自重带来的额外功率损耗； [0012] 图1为本发明多自由度动量交换式航天飞行器姿态调整执行机构整体结构示意图； [0013] 图2为本发明多自由度动量交换式航天飞行器姿态调整执行机构整体结构爆炸图； [0014] 图3为本发明多自由度动量交换式航天飞行器姿态调整执行机构中动子部分结构爆炸图； [0015] 图4为本发明多自由度动量交换式航天飞行器姿态调整执行机构中定子磁极安装孔位置示意图； [0016] 图5为本发明多自由度动量交换式航天飞行器姿态调整执行机构中，上层与下层绕组磁极安装方式示意图； [0017] 图6为本发明多自由度动量交换式航天飞行器姿态调整执行机构中，中层绕组磁极安装方式示意图； [0018] 图7为本发明多自由度动量交换式航天飞行器姿态调整执行机构中球轴承结构示意图； [0019] 图8为本发明多自由度动量交换式航天飞行器姿态调整执行机构中球轴承安装位置示意图。 [0020] 图中: [0021] 1-转子部分 2-定子部分 3-球轴承[0022] 101-转子磁极安装槽 102-磁极套壳 103-导磁磁极[0023] 201-上层绕组磁极 202-中层绕组磁极 203-下层绕组磁极[0024] 204-定子磁极安装孔 205-绕组磁极 206-磁极安装端盖[0025] 301-安装杆 302-滚珠安装座 303-滚珠[0026] 304-球槽 具体实施方式[0027] 下面结合附图对本发明作进一步详细说明。 [0028] 本发明多自由度动量交换式航天飞行器姿态调整执行机构，包括转子部分1与定子部分2，如图1、图2所示。 [0029] 如图3所示，所述转子部分1为实心球体结构，转子部分1上开有6个转子磁极安装槽101；6个转子磁极安装槽101的布局为：南北极点各1个，赤道面等90°分布4个。上述各个转子磁极安装槽101内部嵌入安装有磁极套壳102，磁极套壳102可采用螺纹或者胶粘方式固定于转子部分1上。每个磁极套壳102内固定安装有一个导磁磁极103，通过磁极套壳102这种方式安装导磁磁极103，便于导磁磁极103的加工及安装。上述导磁磁极103可为永磁或软磁。 [0030] 所述定子部分2为由上下半球组装的球形结构，并嵌有多个绕组磁极。所述绕组磁极布局可为上中下三层，上层绕组磁极201、中层绕组磁极202与下层绕组磁极203均为6个。令定子部分2中上半球与下半球相接处面为赤道面；则上层绕组磁极201设置在靠近定子部分2北极点处，周向均布的6个定子磁极安装孔204内，如图4所示。中层绕组磁极202设置在定子部分2赤道面等60°分布的6个定子磁极安装孔204内。6个下层绕组磁极203设置在靠近定子部分2南极点处，周向均布的6个定子磁极安装孔204内。上述上层绕组磁极201、中层绕组磁极202与下层绕组磁极203的固定方式相同，如图5、图6所示，具体为：将绕组磁极205固定套接在磁极安装端盖206上设计的安装轴207上，并设置于定子磁极安装孔204内，通过螺钉将磁极安装端盖206与定子部分2固定；且中层绕组磁极202所套接的磁极安装端盖206固定后，还可实现了上半球与下半球间的相对固定。本发明中绕组磁极205可为空芯绕组线圈或含有软磁芯绕组线圈。 [0031] 上述定子部分2中，在上半球与下半球的内壁周向对称位置均设有3个球轴承3，如图7所示。所述球轴承3的结构为：包括安装杆301、滚珠安装座302与滚珠303；其中，滚珠安装座302固定于安装杆301端部，可与安装杆301作为一体结构设计，滚珠安装座端302部开有球槽304，滚珠303嵌入安装于球槽304内，可自由滚动，如图8所示。通过将安装杆301插入上半球与下半球内壁上开设的安装孔内固定，由滚珠安装座限位，实现球轴承的安装。 [0032] 上述结构动子部分1位于定子部分2内部，使动子部分1外壁与各个球轴承3中滚珠303接触，此时保证定子部分2与动子部分1同心，且保证定子部分2上的各个绕组磁极205与动子部分1间无接触。 [0033] 通过上述多自由度动量交换式航天飞行器姿态调整执行机构，采用不同的绕组通电策略，可驱动动子部分1沿不同轴自旋，基于动量守恒原理实现单装置调整航天飞船姿态。 |
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