一种飞轮安装件

技术领域

本发明涉及安装件领域。更具体地，涉及一种飞轮安装件。

背景技术

飞轮是航天器姿态控制系统中的惯性执行部件，飞轮高速旋转产生的陀螺力矩，可以作为较正星体姿态偏差的控制力矩，大型飞轮所产生的陀螺力矩，具有稳定星体的作用，能够实现卫星星体的被动控制。可实现星体静止的卫星一般采用一组三个相互正交或多个斜装的飞轮，实现三轴稳定。此外某些飞轮还可以作为航天器的姿态变化敏感元件，需要多个相对安装精度高的飞轮才能实现对星体姿态的敏感。

综上所述，飞轮组内的各飞轮的安装精度，及飞轮安装件的刚度和抵抗由于振动产生的弹性形变的能力，直接影响了姿态控制和姿态敏感的精度。而现有技术中一般采用多个安装件安装飞轮组，具有使用的安装件重量重，各飞轮间相对安装精度较低的缺点，且在振动环境下会由于多个结构件弹性变形而影响飞轮间的相对安装精度

发明内容

为解决上述问题的至少一个方面，本发明提供一种飞轮安装件，以解决以往利用多个安装件安装飞轮组时，安装件重量重、各飞轮间相对安装精度较低，以及在振动环境下多个结构件弹性变形从而影响飞轮间的相对安装精度的问题。

为达到上述目的，本发明采用以下技术方案：

一种飞轮安装件，包括呈桁架式结构的安装架体，所述安装架体包括：

位于安装架体顶部的由上横梁杆件构成的呈对称设置的第一安装面以及第二安装面；

所述第一安装面和第二安装面被配置为飞轮的安装配合面；

所述飞轮安装件还包括有位于安装架体底部的由下横梁杆件构成的第三安装面；以及

位于所述第一安装面以及第二安装面与所述第三安装面之间的竖梁杆件；

所述第三安装面被配置为与卫星星体装配的安装配合面。

此外，优选地方案是，所述安装架体的材质为硅铝十镁。

此外，优选地方案是，所述第一安装面的外形结构和第二安装面的外形结构均呈四边形的安装面；

所述第一安装面包括有与所述第三安装面连接固定的第一连接角部；

所述第二安装面包括有与所述第三安装面连接固定的第二连接角部。

此外，优选地方案是，所述第一连接角部以及第二连接角部与所述第三安装面的连接处均设置有倒角或者加强筋。

此外，优选地方案是，所述竖梁杆件位于所述第一安装面的剩余角部以及第二安装面的剩余角部与所述第三安装面之间。

此外，优选地方案是，所述第一安装面以及第二安装面上设置有带有凸台结构的安装孔。

此外，优选地方案是，所述第三安装面上设置有固定孔。

此外，优选地方案是，所述第一安装面和第二安装面的厚度为4mm。

此外，优选地方案是，所述竖梁杆件的横截面为三角形、T形或者L形。

此外，优选地方案是，所述第一安装面以及第二安装面与所述第三安装面之间还设置有斜梁杆件，所述斜梁杆件与竖梁杆件的交汇处呈蹼状结构。

本申请的有益效果如下：

针对现有技术中存在的技术问题，本申请提供一种飞轮安装件，实现了在一个结构件上为两个相对位置精度要求高的飞轮提供安装基准的功能；同时采用桁架结构，合理分配结构重量，具有刚度高、质量轻的优点；在竖梁杆件和斜梁杆件的交汇处设计扇形蹼状结构，有利于提高增材制造的工艺性，有效减轻飞轮安装件的总体重量，提高批量生产的一致性。解决了现有技术中利用多个安装件安装飞轮组而产生的安装件重量重、各飞轮间相对安装精度较低，以及在振动环境下多个结构件弹性变形从而影响飞轮间的相对安装精度的问题。此外，本发明不仅可用于两个飞轮的安装，多个飞轮相对位置的安装也在本发明的启发范围内。

附图说明

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。

图1示出本发明实施例所提供的飞轮安装件的结构示意图。

图2示出本发明实施例所提供的飞轮安装件的另一方向的结构示意图。

图3示出本发明实施例所提供的竖梁杆件以及斜梁杆件的几种截面示意图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解的是，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

还需要说明的是，在本申请的描述中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

为克服现有技术存在的缺陷，本发明的实施例提供一种飞轮安装件，结合图1所示，所示飞轮安装件包括呈桁架式结构的安装架体，所示安装架体包括：

位于安装架体顶部的由上横梁杆件1构成的呈对称设置的第一安装面2以及第二安装面3；

所述第一安装面2和第二安装面3被配置为飞轮的安装配合面；

位于安装架体底部的由下横梁杆件4构成的第三安装面5；以及

位于所述第一安装面2以及第二安装面3与所述第三安装面4之间的竖梁杆件6；

所述第三安装面5被配置为与卫星星体装配的安装配合面。

卫星一般安装一组三个相互正交或多个斜装的飞轮来实现三轴稳定从而实现卫星星体的被动控制，在现有技术中，每个飞轮均需要利用安装件安装在卫星星体之上，而采用多个安装件安装飞轮会产生安装件总体重量重、各飞轮间相对安装精度较低，以及在振动环境下多个安装件弹性变形从而影响飞轮间的相对安装精度的问题。而本发明所提供的飞轮安装件包括有第一安装面2和第二安装面3，可分别安装一个飞轮，实现了在一个结构件上为两个相对位置精度要求高的飞轮提供安装基准，具有精度高、刚度强、质量轻的优点。

在一个具体地实施例中，所述飞轮安装件为桁架式金字塔结构，采用硅铝十镁材料通过增材打印技术制造成型，硅铝十镁是铸造铝合金，因具有良好的工艺性，且密度小，抗蚀性良好，从而其铸件在航空、仪表及一般机械中得到相当广泛的应用，例如汽车发动机的缸盖、进气歧管、活塞、轮毂、转向助力器壳体等。故在本实施例中飞轮安装件的材质选用硅铝十镁，使得所述飞轮安装件重量轻且抗腐蚀性良好。

在一个实施例中，所述第一安装面2和第二安装面3上各安装有一个飞轮，即本发明所提供的飞轮安装件可同时安装两个飞轮。所述第一安装面2和第二安装面3为方形安装面，所述第一安装面2有一角与所述第三安装面5相交，即图1所示出的第一连接角部7,；所述第二安装面3也有一角与所述第三安装面5相交，即图1所示出的第二连接角部8。所述第一连接角部7和第二连接角部8呈对称设置。

在一个实施例中，为了确保连接刚性，在所述第一连接角部7以及第二连接角部8和所述第三安装面5的连接处均设置有大倒角，或者倒圆、加强筋等其他结构形式的刚度加强结构，对此本发明不做限制。

在一个具体示例中，为了保证所述飞轮安装件的结构效率，保证所述飞轮安装件的结构刚度，在所述第一安装面2的剩余角部与所述第三安装面5之间以及第二安装面3的剩余角部与所述第三安装面5之间均设置有所述竖梁杆件6，通过所述竖梁杆件6来保证所述飞轮安装件的稳定性的同时还在一定程度上降低了所述飞轮安装件的总体质量。

在一个实施例中，所述第一安装面2以及第二安装面3的各个角部上均设置有安装孔10，所述安装孔10用于飞轮与所述第一安装面2以及第二安装面3之间的装配，在本实施例中，所述飞轮通过型号为M5的螺钉与所述第一安装面2以及第二安装面3结合固定从而装配于所述飞轮安装件上。为了保证飞轮安装的精度，如图2所示，在所述第一安装面2以及第二安装面3的背面通过增材打印技术直接打印出与所述安装孔位置对应的直径为11mm凸台11，为螺钉提供8mm的安装深度。本领域几首人员应当理解的是，本实施例中对于螺钉的型号以及凸台11的尺寸仅作为示例性说明，在实际应用中应根据飞轮的型号等因素对螺钉的型号以及凸台11的尺寸进行相应的调整，对此本发明不做限制。

在一个具体示例中，所述第三安装面5作为与卫星星体装配的安装配合面需在合适的位置设置有与卫星星体装配用的固定孔40，用于将所述星轮安装件装配于卫星星体之上。

在一个实施例中，为了在保证所述飞轮安装件刚度的同时使得所述飞轮安装件的总体质量尽量的小，所以将所述第以一安装面2以及第二安装面3的厚度设置为4mm。

在一个具体示例中，为了提高所述飞轮安装件的提高结构效率，并在保证刚度的同时，降低飞轮安装件的总体质量，所述竖梁杆件6选用横截面为三角形的杆件，或者T型、L型等其他刚度高的杆件。

在一个实施例中，由于所述竖梁杆件6中长度最长的一根竖梁杆件60的支撑刚度相对较弱，为了进一步提高飞轮安装件的整体结构刚度，在该竖梁杆件60的两侧各设置一根斜梁杆件9，构成稳定的三角形结构，保证了飞轮安装件的稳定性。在所述最长的竖梁杆件60以及两根斜梁杆件9的交汇处采用增材打印技术进行加工成型时易造成粘连，因粘连后多余材料难以去除，会导致每件飞轮安装件的多余材料去除状态不同，每件飞轮安装件的质量、刚性等指标不尽相同难以控制。故为了避免粘连问题的出现，如图2所示，在所述最长的竖梁杆件60以及两根斜梁杆件9的交汇处设有扇形蹼状结构，使得每件飞轮安装件的多余材料去除状态近似，从而控制一批支架飞轮安装件的质量、刚性等指标的一致性。为了提高所述飞轮安装件的提高结构效率，并在保证刚度的同时，降低飞轮安装件的总体质量，所述斜梁杆件9选用横截面为三角形的杆件，或者T型、L型等其他刚度高的杆件，对此本发明不做限制。

在一个实施例中，所述飞轮安装件采用增材打印技术直接打印成型，所述第一安装面2、第二安装面3以及第三安装面5需采用数控机床进行加工完成，通常采用四轴或者五轴的数控加工机床，以第三安装面5为基准，第一安装面2以及第二安装面3一次装卡加工成型，通过数控精度保证第一安装面2和第二安装面3之间的、第一安装面2与第三安装面5之间的以及第二安装面3与第三安装面5之间的相对角度。其中，上述角度的具体数值会根据飞轮的型号等因素发生改变，对此本发明不做限制。

在一个实施例中，在对所述第一安装面2、第二安装面以及第三安装面5进行加工前应对所述飞轮安装件进行退火去应力，加工分多层加工，每加工一层均需对平面度进行检测，根据平面度的检测结果进行修正补偿。同时，应采用专用的加工支撑工装，提高加工时飞轮安装件的刚度，减少飞轮安装件因切削力产生的变形对加工精度的影响。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。