一种应用于飞行器惯组的高精度转位锁紧机构

技术领域

本发明涉及惯性测试装置技术领域，尤其涉及一种应用于飞行器惯组的高精度转位锁紧机构。

背景技术

高精度转位锁紧机构的主要作用是：在飞行器对敏感位置或角度进行制导时，高精度转位锁紧机构作为飞行器惯性组件(简称“惯组”)的一种误差自补偿技术，可有效实现惯组的旋转调制，主要是把惯组安装在转位锁紧机构中，通过机构的连续旋转将惯组在某一核心方位轴上的误差分离出来并进行补偿，进而提高飞行器的导航指向精度和使用性能，且精度高，体积小，重量轻。

惯性导航系统作为飞行器控制系统的核心，主要用来保证飞行器的指向精度和使用性能，惯组是惯性导航系统的重要组成部分。惯组作为测量标定敏感位置和角度信息的元件，其精度高低直接决定了惯性导航系统的位置、速度和姿态指向精度，在飞行器的运动控制和使用性能上起到至关重要的作用。随着高精度的惯性组件如激光陀螺、光纤陀螺等的技术发展，其自身敏感误差也越来越低，能够有效提供较高精度的测量标定数据。

飞行器技术的不断发展对惯性导航系统的使用精度提出了更高的要求，虽然提高惯组自身的精度可有效实现飞行器制导精度的提高，但是花费成本巨大，这显然会对高精度飞行器的研发造成制约。高精度转位锁紧机构可有效实现飞行器惯组的旋转调制，其作为一种惯组误差自补偿技术，主要是将惯组安装在转位锁紧机构中，通过转位锁紧机构的连续旋转将惯组的误差分离出来并进行补偿，可在现有惯组精度的前提下大幅提升惯性导航系统的指向及制导精度，是实现飞行器高精度制导和应用的一个有效途径。高精度转位锁紧机构作为旋转调制的关键设备，其转动、锁紧精度对惯组误差的分离及补偿具有至关重要的作用。

现有的单轴或双轴等转位机构在进行旋转标定时，基本是通过多个齿条进行锁紧，但该锁紧方式会导致系统复杂程度增加，质量大，可靠性不高，加工装配困难，易引入较大误差，会严重影响惯性器件的旋转调制标定精度。

发明内容

本发明通过提供一种应用于飞行器惯组的高精度转位锁紧机构，解决了现有技术中飞行器惯组转位锁紧机构的精度较低、可靠性较低、质量较大的问题。

本发明提供一种应用于飞行器惯组的高精度转位锁紧机构，包括：驱动组件、回转轴、结构框架、编码器、电磁失电制动器；

所述回转轴安装在所述结构框架中，所述回转轴的两端分别与所述编码器、所述电磁失电制动器同轴连接；所述回转轴在所述驱动组件的驱动下转动，并带动连接在所述回转轴上的惯组沿所述回转轴的中心线回转；所述编码器用于获取所述回转轴和所述惯组对应的角度转动位置信息；所述电磁失电制动器用于锁紧所述回转轴。

优选的，所述驱动组件包括：步进电机、联轴器、蜗杆、蜗轮；

所述步进电机的输出轴通过所述联轴器与所述蜗杆连接，所述蜗杆与所述蜗轮啮合，所述蜗轮与所述回转轴同轴销接。

优选的，所述电磁失电制动器包括：磁轭组装、弹簧、绕组、衔铁、摩擦片、外部机械结构；

所述电磁失电制动器加电后，所述绕组用于产生磁场将所述衔铁吸回，所述衔铁压缩固定在所述磁轭组装内的所述弹簧；所述电磁失电制动器失电时，所述绕组放电，所述弹簧将所述衔铁弹出，所述衔铁在所述摩擦片上产生制动转矩，锁紧所述回转轴；所述电磁失电制动器通过所述外部机械结构与所述结构框架连接。

优选的，所述应用于飞行器惯组的高精度转位锁紧机构还包括：外壳组件；

所述外壳组件通过螺钉与所述结构框架连接；

所述外壳组件包括：第一结构外壳、第二结构外壳、第三结构外壳、第四结构外壳；所述第二结构外壳用于保护所述惯组以及用于固定控制电路板；所述第一结构外壳和所述第四结构外壳用于保护所述惯组；所述第三结构外壳用于保护所述编码器。

优选的，所述应用于飞行器惯组的高精度转位锁紧机构还包括：控制电路板；

所述控制电路板通过螺钉与第二结构外壳连接，所述步进电机、所述编码器、所述电磁失电制动器分别与所述控制电路板进行电连接。

优选的，所述回转轴在所述驱动组件的驱动下转动，并带动连接在所述回转轴上的所述惯组沿所述回转轴的中心线回转；所述回转轴的两端轴肩与第三角接触球轴承、第四角接触球轴承过盈配合，并通过轴承压盖安装在所述结构框架中。

优选的，所述驱动组件通过蜗杆箱上的预留孔与所述结构框架进行螺钉连接，所述回转轴与所述惯组进行螺钉连接，所述编码器通过螺钉固定在所述结构框架的一端，所述电磁失电制动器通过螺钉固定在所述结构框架的另一端。

优选的，所述编码器采用光电编码器。

本发明中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：

在发明中，通过驱动组件带动回转轴转动，使连接在回转轴上的惯组沿回转轴的中心线回转，通过编码器对惯组的转动角度进行闭环调节，并在惯组转动到指定位置后通过电磁失电制动器进行锁紧，进而将惯组在某一核心方位轴上的误差分离出来并进行补偿，达到旋转调制的目的，提高飞行器的制导精度。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种应用于飞行器惯组的高精度转位锁紧机构的整体结构示意图；

图2为图1中隐藏结构外壳的转位锁紧机构的内部概览图；

图3为本发明实施例提供的一种应用于飞行器惯组的高精度转位锁紧机构中驱动部分的剖视图；

图4为本发明实施例提供的一种应用于飞行器惯组的高精度转位锁紧机构的剖视图；

图5为本发明实施例提供的一种应用于飞行器惯组的高精度转位锁紧机构中电磁失电制动器的剖视图；

图6为本发明实施例提供的一种应用于飞行器惯组的高精度转位锁紧机构的原理说明示意图。

其中，1—步进电机、2—联轴器、3—蜗杆箱、4—第一角接触球轴承、5—蜗杆、6—第二角接触球轴承、7—轴承压盖、8—第一结构外壳、9—蜗轮、10—结构框架、11—轴承压盖、12—第二结构外壳、13—控制电路板、14—第三结构外壳、15—回转轴、16—编码器、17—第三角接触球轴承、18—惯组、19—电磁失电制动器、20—第四角接触球轴承、21—第四结构外壳、22—磁轭组装、23—弹簧、24—绕组、25—衔铁、26—摩擦片、27—外部机械结构。

具体实施方式

为了更好的理解上述技术方案，下面将结合说明书附图以及具体的实施方式对上述技术方案进行详细的说明。

本实施例提供了一种应用于飞行器惯组的高精度转位锁紧机构，主要包括：驱动组件、回转轴、结构框架、编码器、电磁失电制动器。所述回转轴安装在所述结构框架中，所述回转轴的两端分别与所述编码器、所述电磁失电制动器同轴连接；所述回转轴在所述驱动组件的驱动下转动，并带动连接在所述回转轴上的惯组沿所述回转轴的中心线回转；所述编码器用于获取所述回转轴和所述惯组对应的角度转动位置信息；所述电磁失电制动器用于锁紧所述回转轴。

其中，所述驱动组件包括：步进电机、联轴器、蜗杆、蜗轮；所述步进电机的输出轴通过所述联轴器与所述蜗杆连接，所述蜗杆与所述蜗轮啮合，所述蜗轮与所述回转轴同轴销接。

所述电磁失电制动器包括：磁轭组装、弹簧、绕组、衔铁、摩擦片、外部机械结构；所述电磁失电制动器加电后，所述绕组用于产生磁场将所述衔铁吸回，所述衔铁压缩固定在所述磁轭组装内的所述弹簧；所述电磁失电制动器失电时，所述绕组放电，所述弹簧将所述衔铁弹出，所述衔铁在所述摩擦片上产生制动转矩，锁紧所述回转轴；所述电磁失电制动器通过所述外部机械结构与所述结构框架连接。

优选的方案中，所述应用于飞行器惯组的高精度转位锁紧机构还包括：外壳组件、控制电路板。所述外壳组件通过螺钉与所述结构框架连接；所述外壳组件包括：第一结构外壳、第二结构外壳、第三结构外壳、第四结构外壳；所述第二结构外壳用于保护所述惯组以及用于固定控制电路板；所述第一结构外壳和所述第四结构外壳用于保护所述惯组；所述第三结构外壳用于保护所述编码器。所述控制电路板通过螺钉与所述第二结构外壳连接，所述步进电机、所述编码器、所述电磁失电制动器分别与所述控制电路板进行电连接。

所述回转轴在所述驱动组件的驱动下转动，并带动连接在所述回转轴上的所述惯组沿所述回转轴的中心线回转；所述回转轴的两端轴肩与第三角接触球轴承、第四角接触球轴承过盈配合，并通过轴承压盖安装在所述结构框架中。

所述驱动组件通过蜗杆箱上的预留孔与所述结构框架进行螺钉连接，所述回转轴与所述惯组进行螺钉连接，所述编码器通过螺钉固定在所述结构框架的一端，所述电磁失电制动器通过螺钉固定在所述结构框架的另一端。

下面对本发明做进一步的说明。

本发明提供了一种应用于飞行器惯组的高精度转位锁紧机构，如图1、图2、图3、图4、图5所示，分为三部分：驱动部分、连接部分、锁紧部分。

其中，所述驱动部分包括步进电机1、联轴器2、蜗杆箱3、蜗杆5、蜗轮9、第一角接触球轴承4、第二角接触球轴承6、轴承压盖7及编码器16。

所述连接部分包括第一结构外壳8、结构框架10、轴承压盖11、第二结构外壳12、控制电路板13、第三结构外壳14、回转轴15、第三角接触球轴承17、第四角接触球轴承20、第四结构外壳21。

所述锁紧部分为一个电磁失电制动器19，具体的，所述电磁失电制动器19包括磁轭组装22、弹簧23、绕组24、衔铁25、摩擦片26及外部机械结构27。

所述步进电机1的输出轴通过所述联轴器2与蜗轮副中的所述蜗杆5连接，通过蜗轮副中所述蜗轮9与所述蜗杆5的啮合带动与所述蜗轮9同轴销接的所述回转轴15转动；所述回转轴15的两端轴肩与所述第三角接触球轴承17和所述第四角接触球轴承20过盈配合并通过各自的所述轴承压盖11安装在所述结构框架10中。所述回转轴15与惯组18通过螺钉接口连接在一起，所述回转轴15在涡轮副的作用下转动，同时带动所述惯组18沿中心线回转；所述回转轴15的两端分别与所述编码器16(例如光电编码器)和所述电磁失电制动器19连接。所述编码器16通过螺钉固定于所述结构框架10的左端，所述编码器16的输入轴与所述回转轴15的左端同轴连接，便于反馈所述回转轴15和所述惯组18的转动角度等信息，所述第二结构外壳12通过螺钉固定在所示结构框架10上，同时所述控制电路板13通过螺钉固定在所述第二结构外壳12上，用于实现所述步进电机1、所述编码器16及所述惯组18等的电连接及控制；所述第一结构外壳8和所述第四结构外壳21通过螺钉固定在所述结构框架10上，用于保护所述惯组18的工作环境；所述第三结构外壳14通过螺钉固定在所述结构框架10上，用于保护所述编码器16的工作环境。所述电磁失电制动器19利用所述外部机械结构27通过螺钉固定于所述结构框架10的右端，所述电磁失电制动器19的输入轴与所述回转轴15的左端同轴连接。所述电磁失电制动器19加电后，所述绕组24产生磁场，将所述衔铁25吸回，同时所述衔铁25压缩固定在所述磁轭组装22内的所述弹簧23。失电时，所述绕组24放电，所述弹簧23将所述衔铁25弹出，所述衔铁25在所述摩擦片26上产生制动转矩，从而达到失电制动并锁紧所述回转轴15的目的；所述电磁失电制动器19通过所述外部机械结构27与所述结构框架10实现螺纹连接固定。

所述驱动部分通过所述蜗杆箱3上的预留孔与所述连接部分中的所述结构框架10进行螺钉连接。所述连接部分中的所述回转轴15通过过盈配合与所述驱动部分中所述编码器16及所述锁紧部分中的所述电磁失电制动器19同轴连接，而所述编码器16及所述电磁失电制动器19则通过其各自预留孔与连接部分中的所述结构框架10进行螺钉连接。同时，所述回转轴15与所述结构框架10通过所述第三角接触球轴承17和所述第四角接触球轴承20过盈配合，并通过配套的所述轴承压盖11连接在一起。所述控制电路板13则通过螺钉与所述第二结构外壳12连接，便于所述步进电机1、所述编码器16、所述电磁失电制动器19可与所述控制电路板13进行电连接，同时结构外壳组件(包括第一结构外壳8、第二结构外壳12、第三结构外壳14、第四结构外壳21)通过螺钉与所述结构框架10连接，这样，所述驱动部分和所述锁紧部分就通过连接部分形成了一个整体结构。

本发明提供的一种应用于飞行器惯组的高精度转位锁紧机构的原理图如图6所示。所述步进电机1通过蜗轮副中的所述蜗杆5和所述涡轮9带动所述回转轴15，从而使连接在所述回转轴15上的所述惯组18沿回转中心转动，同时采用所述编码器16对所述惯组18的转动角度进行闭环调节，并在转动到指定位置后通过所述电磁失电制动器19进行锁紧，进而将所述惯组18在某一核心方位轴上的误差分离出来并进行补偿，达到旋转调制的目的，提高飞行器的制导精度。

即本发明采用步进电机-蜗轮蜗杆-回转轴-编码器-电磁失电制动器的配合使用方案，使单轴转位锁紧机构旋转调制的标定精度大大提高，同时使整个惯性导航系统的尺寸和质量得以减小，为飞行器向轻小型化方向发展提供了技术支持。由于采用蜗轮副带动回转轴转动，故该机构不但传动比大，具有自锁功能，而且可以将步进电机进一步细分，因此基本可以忽略步进电机少量丢步对转位机构精度的影响。回转轴与高精度角接触球轴承、电磁失电制动器配合使用，提高了转位机构的稳定性，大幅降低了惯组的晃动量，并且解决了在高低温环境下结构的卡死问题。该机构选用高精度的角接触球轴承、回转轴和编码器，并配合采用电磁失电制动器进行定位锁紧，具有较高的回转精度和定位精度。安装之后对该机构进行一定时间的反复跑合试验，对相应的传动机构进行磨合，可进一步保证使用过程中机构运动的顺畅性和稳定性。

一种具体的应用方案中，所述步进电机1采用42BYG020G型号的四相步进电机；所述编码器16选择20位编码器，分辨率优于5″；机构中的角接触球轴承均选择P4角接触球轴承719XXC系列；所述电磁失电制动器19的锁紧力矩为3Nm，转位锁紧机构上的蜗杆、蜗轮、轴承等均采用601EF航天润滑脂进行润滑。高精度转位锁紧机构整体结构材质采用超硬铝合金7075材料，总质量仅为4.8Kg，负载大于5Kg，外形尺寸规格为φ500mm×200mm，经过长时间跑和测试表明，惯组回转的转动速率范围为5～30°/s，能够实现360°连续回转，且重复定位精度优于10″,在指定位置的锁紧精度优于10″，能够满足高精度飞行器及武器装备的使用性能要求。

本发明实施例提供的一种应用于飞行器惯组的高精度转位锁紧机构至少包括如下技术效果：

本发明与之前的技术相比，解决了转位机构不能自锁、系统复杂、质量大、可靠性不高、加工装配困难、易引入较大误差等问题，且能够大幅提升惯性导航系统的姿态指向及制导精度，为获得轻小型高精度的飞行器及相应装备提供了技术支持。

最后所应说明的是，以上具体实施方式仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照实例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。