專利名稱：一種航天器用新型飛輪支架結(jié)構(gòu)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種支撐機(jī)構(gòu)，具體是一種航天器用新型飛輪支架結(jié)構(gòu)。
背景技術(shù)：
隨著航天技術(shù)的發(fā)展，運(yùn)載工具的能力限制與航天器重量日益增大的矛盾日益突出，結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)已成為航天器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)發(fā)展的必然趨勢(shì)之一，飛輪支架結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)需求也隨之產(chǎn)生。反作用飛輪、動(dòng)量輪及力矩補(bǔ)償輪等是航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的重要組成部分，可統(tǒng)稱為飛輪，其工作過程中對(duì)振動(dòng)噪聲非常敏感，要求飛輪支架必須具有很好的力學(xué)性能。傳統(tǒng)的飛輪支架往往是根據(jù)經(jīng)驗(yàn)設(shè)計(jì)，多沿用以往型號(hào)的設(shè)計(jì)方案，鮮有重大改動(dòng)。在兩個(gè)設(shè)計(jì)約束存在矛盾時(shí)，原有解決方案單一，均是犧牲重量的情況下確保力學(xué)性能滿足要求，設(shè)計(jì)方法趨于保守，多是在原有設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上修改局部尺寸或增減加強(qiáng)筋來實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)意圖，設(shè)計(jì)的飛輪支架笨重且構(gòu)型復(fù)雜，工藝復(fù)雜，制造難度大。
經(jīng)對(duì)現(xiàn)有技術(shù)的文獻(xiàn)檢索發(fā)現(xiàn)，目前還沒有用于航天器用新型飛輪支架結(jié)構(gòu)，飛輪支架的設(shè)計(jì)約束主要包括兩個(gè)方面一是要提高支架力學(xué)性能保證飛輪能夠經(jīng)受發(fā)射過程振動(dòng)噪聲的考驗(yàn)；二要實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)的輕量化設(shè)計(jì)，節(jié)省整星資源。為此，如何提供一種質(zhì)量輕、制造容易、成本較低的性能優(yōu)異的飛輪支架結(jié)構(gòu)，成為業(yè)內(nèi)亟待解決的問題。有必要進(jìn)行飛輪支架的優(yōu)化設(shè)計(jì)，充分引入先進(jìn)設(shè)計(jì)理念，獲得了合理的飛輪支架設(shè)計(jì)。

發(fā)明內(nèi)容
針對(duì)上述需求，本發(fā)明的目的是提供一種航天器用新型飛輪支架結(jié)構(gòu)，本發(fā)明具有質(zhì)量輕、制造容易、成本較低等特點(diǎn)，以解決現(xiàn)有支架性能不佳、質(zhì)量重、結(jié)構(gòu)復(fù)雜的技術(shù)問題。本發(fā)明是通過如下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的，本發(fā)明所述航天器用新型飛輪支架結(jié)構(gòu)包括第一安裝部件、主承力結(jié)構(gòu)、第二安裝部件，第二安裝部件作為飛輪支架結(jié)構(gòu)的底座，第二安裝部件與主承力結(jié)構(gòu)連接，主承力結(jié)構(gòu)與第一安裝部件連接，第一安裝部件、主承力結(jié)構(gòu)、第二安裝部件采用一體化成型技術(shù)，其特征在于，所述第一安裝部件為中心直徑漸變的中空?qǐng)A環(huán)體；所述第一安裝部件、主承力結(jié)構(gòu)、第二安裝部件均采用鑄鎂合金鑄造而成，或采用整塊鋁合金材料2A14T6 —體化加工而成；所述第一安裝部件，其一面采用圓形法蘭面，另一面采用圓環(huán)狀結(jié)構(gòu)，，所述圓形法蘭面，其與飛輪相配合。所述圓形法蘭面，其直徑尺寸為90 100mm，可依具體情況調(diào)整；所述主承力結(jié)構(gòu)，其采用若干支撐腿結(jié)構(gòu)；所述支撐腿結(jié)構(gòu)，其包括第一支撐腳、第二支撐腳、第三支撐腳、第四支撐腳；所述第一支撐腳、第二支撐腳分別與圓形法蘭面平行且與所述第二安裝部件互相垂直，所述第三支撐腳、第四支撐腳與所述第二安裝部件之間的夾角為60 80度；所述第一支撐腳、第二支撐腳、第三支撐腳、第四支撐腳，其的截面為(10 30)mmX (30 60)_ ；所述第二安裝部件，其為長方體，所述第二安裝部件上設(shè)有若干規(guī)則排列的安裝孔，所述安裝孔為4個(gè)均布的08. 5mm圓孔，圓孔大小及所在節(jié)圓大小均可根據(jù)情況調(diào)節(jié)；本發(fā)明用來為反作用飛輪、動(dòng)量輪及力矩補(bǔ)償輪等提供安裝支撐。本發(fā)明的第一安裝部件一端設(shè)有圓形法蘭面，第一安裝部件的圓形法蘭面與飛輪相配合，主承力結(jié)構(gòu)包括第一支撐腳、第二支撐腳、第三支撐腳、第四支撐腳，第一安裝部件通過第一支撐腳、第二支撐腳、第三支撐腳、第四支撐腳與第二安裝部件連接，第一支撐腳、第二支撐腳與圓形法蘭面相平行，第三支撐腳、第四支撐腳采用傾斜設(shè)計(jì)，根據(jù)實(shí)際使用條件的不同，可以靈活調(diào)節(jié)支撐腿的截面形狀以實(shí)現(xiàn)所需性能，第二安裝部件采用長方體，其上設(shè)有若干規(guī)則排 列的安裝孔。由于采用了以上的技術(shù)方案，使得本發(fā)明相比于現(xiàn)有技術(shù)，具有以下的優(yōu)點(diǎn)和積極效果首先，本發(fā)明所提供的航天器用新型飛輪支架結(jié)構(gòu)，在設(shè)計(jì)過程中充分考慮反作用飛輪、動(dòng)量輪及力矩補(bǔ)償輪等星上運(yùn)動(dòng)部件的使用環(huán)境要求，對(duì)與第一安裝部件、主承力結(jié)構(gòu)、第二安裝部件三部分的設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，對(duì)主承力結(jié)構(gòu)進(jìn)行拓?fù)鋬?yōu)化和參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)，使該型支架具有力學(xué)性能優(yōu)異、質(zhì)量輕、結(jié)構(gòu)簡單、制造成本低的優(yōu)點(diǎn)。其次，本發(fā)明的航天器用新型飛輪支架結(jié)構(gòu)在設(shè)計(jì)過程中充分考慮適應(yīng)多種反作用飛輪、動(dòng)量輪及力矩補(bǔ)償輪等星上運(yùn)動(dòng)部件的安裝接口要求，只要對(duì)與第一安裝部件進(jìn)行適應(yīng)性修改，就可以滿足不同航天器的安裝使用要求，同時(shí)不會(huì)造成力學(xué)性能的下降或質(zhì)量的增加，具有較高的通用性，應(yīng)用前景廣闊。經(jīng)過模態(tài)、振動(dòng)等試驗(yàn)證明，本發(fā)明的一種航天器用新型飛輪支架結(jié)構(gòu)達(dá)到了力學(xué)性能優(yōu)異、質(zhì)量輕、結(jié)構(gòu)簡單、制造成本低的目的，只要對(duì)各尺寸進(jìn)行適應(yīng)性，能實(shí)現(xiàn)對(duì)多種型號(hào)反作用飛輪、動(dòng)量輪及力矩補(bǔ)償輪等星上運(yùn)動(dòng)部件的承載，從而提高了該型支架結(jié)構(gòu)的適應(yīng)性。


圖I是本發(fā)明的航天器用新型飛輪支架結(jié)構(gòu)的示意圖；圖2是本發(fā)明的航天器用新型飛輪支架結(jié)構(gòu)安裝飛輪后的示意圖。圖中第一安裝部件1，主承力結(jié)構(gòu)2，第二安裝部件3，第一支撐腳4，第二支撐腳5，第三支撐腳6，第四支撐腳7，飛輪8。
具體實(shí)施例方式下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的實(shí)施例作詳細(xì)說明本實(shí)施例在以本發(fā)明技術(shù)方案為前提下進(jìn)行實(shí)施，給出了詳細(xì)的實(shí)施方式和具體的操作過程，但本發(fā)明的保護(hù)范圍不限于下述的實(shí)施例如圖1，本實(shí)施例包括第一安裝部件I、主承力結(jié)構(gòu)2、第二安裝部件3，第二安裝部件3作為飛輪支架結(jié)構(gòu)的底座，第二安裝部件3與主承力結(jié)構(gòu)2連接，主承力結(jié)構(gòu)2與第一安裝部件I連接，第一安裝部件I、主承力結(jié)構(gòu)2、第二安裝部件3采用一體化成型技術(shù)，采用鑄鎂合金鑄造而成，或采用整塊鋁合金材料2A14T6 —體化加工而成，第一安裝部件I為中心直徑漸變的中空?qǐng)A環(huán)體；第一安裝部件1，其一面采用圓形法蘭面，另一面采用圓環(huán)狀結(jié)構(gòu)，圓形法蘭面的直徑尺寸為9(Tl00mm，主承力結(jié)構(gòu)2包括第一支撐腳4、第二支撐腳5、第三支撐腳6、第四支撐腳7，采用若干支撐腿結(jié)構(gòu)，第一支撐腳4、第二支撐腳5，其分別與圓形法蘭面平行且與第二安裝部件3互相垂直，第三支撐腳6、第四支撐腳7分別與第二安裝部件3之間的夾角為6(T80度，第一支撐腳4、第二支撐腳5、第三支撐腳6、第四支撐腳7的截面為(1(T30)mmX (30^60)mm,第二安裝部件3為長方體，上設(shè)有若干規(guī)則排列的安裝孔，安裝孔為4個(gè)均布的C>8. 5mm圓孔,圓孔大小及所在節(jié)圓大小均可根據(jù)情況調(diào)節(jié)；如圖2，本發(fā)明用來為反作用飛輪、動(dòng)量輪及力矩補(bǔ)償輪等提供安裝支撐。本發(fā)明的第一安裝部件I 一端設(shè)有圓形法蘭面，第一安裝部件I的圓形法蘭面與飛輪相配合，主承 力結(jié)構(gòu)2包括第一支撐腳4、第二支撐腳5、第三支撐腳6、第四支撐腳7，第一安裝部件I通過第一支撐腳4、第二支撐腳5、第三支撐腳6、第四支撐腳7與第二安裝部件3連接，第一支撐腳4、第二支撐腳5與圓形法蘭面相平行，第三支撐腳6、第四支撐腳7采用傾斜設(shè)計(jì)，根據(jù)實(shí)際使用條件的不同，可以靈活調(diào)節(jié)支撐腿的截面形狀以實(shí)現(xiàn)所需性能，第二安裝部件3采用長方體，其上設(shè)有若干規(guī)則排列的安裝孔。本發(fā)明采用結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)理念及輕量化設(shè)計(jì)理念，制造一種力學(xué)性能優(yōu)異、質(zhì)量輕、結(jié)構(gòu)簡單、制造成本低的飛輪支架結(jié)構(gòu)，可以為多種反作用飛輪、動(dòng)量輪及力矩補(bǔ)償輪等星上運(yùn)動(dòng)部件提供安裝支撐。
權(quán)利要求
1.一種航天器用新型飛輪支架結(jié)構(gòu)，包括第一安裝部件、主承力結(jié)構(gòu)、第二安裝部件，第二安裝部件作為飛輪支架結(jié)構(gòu)的底座，第二安裝部件與主承力結(jié)構(gòu)連接，主承力結(jié)構(gòu)與第一安裝部件連接，第一安裝部件、主承力結(jié)構(gòu)、第二安裝部件采用一體化成型技術(shù)，其特征在于，所述第一安裝部件為中心直徑漸變的中空?qǐng)A環(huán)體。
2.如權(quán)利要求I所示的航天器用新型飛輪支架結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述第一安裝部件、主承力結(jié)構(gòu)、第二安裝部件均采用鑄鎂合金鑄造而成。
3.如權(quán)利要求I所示的航天器用新型飛輪支架結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述第一安裝部件，其一面采用圓形法蘭面，另一面采用圓環(huán)狀結(jié)構(gòu)，所述圓形法蘭面，其與飛輪相配合。
4.如權(quán)利要求3所示的航天器用新型飛輪支架結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述圓形法蘭面，其直徑尺寸為9(Tl00mm。
5.如權(quán)利要求I所示的航天器用新型飛輪支架結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述主承力結(jié)構(gòu)，其米用若干支撐腿結(jié)構(gòu)。
6.如權(quán)利要求5所示的航天器用新型飛輪支架結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述支撐腿結(jié)構(gòu)，其包括第一支撐腳、第二支撐腳、第三支撐腳、第四支撐腳，所述第一支撐腳、第二支撐腳分別與圓形法蘭面平行且與所述第二安裝部件互相垂直，所述第三支撐腳、第四支撐腳與所述第二安裝部件之間的夾角為60 80度。
7.如權(quán)利要求6所示的航天器用新型飛輪支架結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述第一支撐腳、第二支撐腳、第三支撐腳、第四支撐腳，其的截面為(10 30)mmX (30 60)mm。
8.如權(quán)利要求I所示的航天器用新型飛輪支架結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述第二安裝部件，其為長方體，所述第二安裝部件上設(shè)有若干規(guī)則排列的安裝孔，所述安裝孔為4個(gè)均布的C>8. 5mm圓孔，圓孔大小及所在節(jié)圓大小均可調(diào)節(jié)。
全文摘要
本發(fā)明公開一種航天器用新型飛輪支架結(jié)構(gòu)，第一安裝部件、主承力結(jié)構(gòu)、第二安裝部件三個(gè)部分。該型飛輪支架采用結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)理念設(shè)計(jì)而成，在獲得比原有設(shè)計(jì)性能更優(yōu)的前提下實(shí)現(xiàn)了飛輪輕量化。該型飛輪支架不僅為反作用飛輪、動(dòng)量輪及力矩補(bǔ)償輪等運(yùn)動(dòng)部件提供穩(wěn)固的安裝基礎(chǔ)，保證各單機(jī)在衛(wèi)星發(fā)射段的安全性和軌道運(yùn)行時(shí)的可靠性，還能滿足控制分系統(tǒng)飛輪(或反作用動(dòng)量輪及力矩補(bǔ)償輪)工作的導(dǎo)熱需求和力學(xué)條件，具有質(zhì)量輕、結(jié)構(gòu)簡單，制造成本低的優(yōu)點(diǎn)，具有較高的通用性。
文檔編號(hào)F16F15/315GK102720801SQ201210203930
公開日2012年10月10日 申請(qǐng)日期2012年6月19日 優(yōu)先權(quán)日2012年6月19日
發(fā)明者周徐斌, 王萌, 陶炯鳴, 顧亦磊 申請(qǐng)人:上海衛(wèi)星工程研究所