CN103023198A

CN103023198A - 一种微小型一体化飞轮结构

Info

Publication number: CN103023198A
Application number: CN2011102898222A
Authority: CN
Inventors: 许辰; 王欣利; 孙丹; 姜宁翔; 刘胜忠; 丁宪鸣
Original assignee: SHANGHAI AEROSPACE CONTROL ENGINEERING INSTITUTE
Current assignee: SHANGHAI AEROSPACE CONTROL ENGINEERING INSTITUTE
Priority date: 2011-09-27
Filing date: 2011-09-27
Publication date: 2013-04-03

Abstract

本发明公开了一种微小型一体化飞轮结构，其包括轴承部件、电机组件、飞轮外壳组件、控制电路板、支架，轴承部件、电机组件、控制电路板分别与飞轮外壳组件相连接，飞轮外壳组件置于支架上。与现有技术相比，其优点和有益效果是：实现了反作用飞轮的小型化和机电一体化，经过试验验证，能够满足深空探测航天器的使用要求。

Description

一种微小型一体化飞轮结构

技术领域

本发明涉及航天器飞轮技术，尤其是用于深空探测航天器使用的微小型一体化用飞轮。

背景技术

火星探测器携带具有转动部件的有效载荷工作时，会对飞行器姿态产生干扰，影响飞行器姿态稳定性和对地精度，而利用反作用飞轮可以实现对飞轮输出力矩的精确控制，实现对平台干扰力矩精确补偿的功能。火星探测器对星载设备要求的特点是抗辐照指标要求低于地球轨道卫星，但是对设备的工作温度范围要求高于地球轨道卫星。为了保持探测器稳定对地定向、实现姿态机动，故采用飞轮作为姿控的主要执行部件。

与传统的卫星相比，火星探测器具备体积小、质量轻、控制精度高、工作温度范围广等特点。探测器采用的飞轮在角动量、功耗、体积、重量和精度等方面均有较高的技术指标要求。飞轮主要用于深空探测航天飞行器平台对干扰力矩的精确补偿，以便实现对航天器姿态的精确控制。

目前，卫星用反作用飞轮投入实用的都是大质量平台(1000kg及以上)的卫星用反作用飞轮，每颗卫星使用反作用飞轮的数量至少在3台以上，飞轮的单台质量都最少在8kg以上，角动量一般在8Nms以上，这些飞轮的性能和质量均超出了微小卫星平台的需求，无法用于100kg级别的探测器。另外目前飞轮对工作温度范围的要求普遍在-10℃～+55℃，主要是因为轴承在低于-10℃温度条件下其性能大大降低有可能导致飞轮不起旋，而深空探测飞行器由于距离太阳远，太阳电池板能提供的星上能源有限，所以其热控无法保证星上所有设备-10℃以上的工作环境温度，而且深空探测飞行器还可能面临类似“火影区”这样的长时间无太阳光照的超低温情况，因此现有的飞轮在温度适应性上也达不到要求。

发明内容

本发明的目的在于提供一种微小型一体化飞轮结构，它能够在恶劣环境温度条件下起旋工作，能够有效地实现飞轮轻量化、低功耗。

为了达到上述发明目的，本发明是通过以下的技术方案实现的，一种微小型一体化飞轮结构，其结构要点是：包括轴承部件、电机组件、飞轮外壳组件、控制电路板、支架，轴承部件、电机组件、控制电路板分别通过螺钉与飞轮外壳组件相连接，飞轮外壳组件置于支架上。飞轮外壳组件包括上壳体、下壳体、壳体盖，飞轮的上、下壳体相互独立，其中飞轮的轴承部件和电机组件置于上壳体内，控制电路板置于下壳体内，结构紧凑。

所述的轴承组件包括两个轴承、支撑轴、内隔套、外隔套、储油器、轴套、两个轴承端盖，支撑轴置于两个轴承孔内，内、外隔套设于两个轴承之间，储油器置于内、外隔套之间，轴套设于两轴承外径上，两个轴承端盖分别设于两个轴承的外侧并通过螺钉与轴套连固。轴承组件采用小型化、大载荷容量、摩擦力矩小的轴承。

所述的电机组件包括电机外转子/飞轮轮体为一体、内转子、磁钢、电机定子、电磁线圈、传感器，磁钢置于电机外转子上，在输出转动惯量的同时也起到了电机转子的作用。电机的定子是无铁芯的空心杯圆筒状结构，电磁线圈绕在电机的定子上，由电磁线圈和高强度环氧树脂灌注而成，传感器设于电机定子上。电机外转子/飞轮轮体为一体化结构，使整体结构微小型。

本发明采用微小型机电一体化飞轮结构，与现有技术相比，其优点和有益效果是：

1、飞轮采用微小型机电一体化结构设计，其整机质量仅为1.08Kg，最大外形尺寸为：106mm×77mm×114mm。与以往型号的飞轮结构相比，该结构更为紧凑和实用：省去了线路盒壳体的质量，便于飞轮的调试及装配，改善电路的电磁环境。飞轮能在-50℃～+50℃恶劣环境温度条件下能够起旋工作；实现飞轮轻量化、低功耗。

2.飞轮采用小型直流无刷电机驱动，电机由转子，定子和霍尔器件组成。为满足火星探测器小型化和轻量化的要求，飞轮的轮体和电机转子设计成一体，外转子/轮体的内侧圆弧安装了磁钢，在输出转动惯量的同时也起到了电机转子的作用。与传统的飞轮相比，该结构具有惯量质量比高、旋转精度高、系统刚度高和结构紧凑等特点；为有效地提高电机的功率质量比，电机的定子的结构是空心杯圆筒状结构，由电磁线圈和高强度环氧树脂灌注而成。定子无铁芯质量轻，电磁干扰小；电机采用霍尔器件作为位置传感器，三个霍尔器件呈30°角装在电机定子中。与传统飞轮使用的光电式编码器相比，霍尔器件体积更小，寿命更长，输出的信噪比也小。

3.轴承组件的小型化设计：轴承组件作为飞轮重要的支承部件，具有高精度、大载荷容量、摩擦力矩小而均匀、高刚度、高可靠性及长寿命等特点。轴承组件选用代号为C136018JK微型角接触滚动轴承，保持架采用多孔含油保持架，其材料选择为多孔聚酰亚胺，经过高压浸油和甩油，含油率控制在13％左右。轴承的润滑方式为油润滑，润滑油采用4122号高低温仪表油，其性能已经达到了美国MIL.L27694A的规格要求，具有很好的低温性能，充分保证轴承的寿命。整个轴承组件的质量仅有200克，是传统飞轮轴承组件质量的25％。飞轮能够在-50℃低温条件下贮存24h后正常启动，能够在-20℃～+50℃温度范围内稳定工作。

附图说明

以下将结合附图和实施例对本发明作进一步说明。

图1是本发明微小型一体化飞轮结构示意图；

图2是本发明飞轮的电机组件结构示意图；

图3是图2的俯视图；

图4是本发明飞轮的轴承组件示意图；

图5是本发明飞轮的轴承组件的预紧力计算图。

图中：

壳体盖1、上壳体2、下壳体3、控制电路板4、支架5；

电机组件10、电机外转子/飞轮轮体为一体11、内转子12、磁钢13、电机定子14、电磁线圈15、传感器16；

轴承部件20、轴承21、支撑轴22、内隔套23、储油器24、外隔套25、轴套26、轴承端盖27。

具体实施方式

如图1所示，是本发明微小型一体化飞轮结构示意图，包括轴承部件20、电机组件10、飞轮外壳组件、控制电路板4、支架5，飞轮外壳组件置于支架5上。飞轮外壳组件包括壳体盖1、上壳体2、下壳体3，飞轮的上、下壳体2、3相互独立，其中飞轮的轴承部件20和电机组件10置于上壳体2内，控制电路板4置于下壳体3内，由于电路板与飞轮转动部分相互隔离，因此元器件不会受到电磁干扰。结构紧凑。整机的质量为1.08Kg，一介固有频率为180Hz。飞轮外壳组件的材料是LY12铝合金，表面经过黑色阳极氧化处理，有效的防止空间辐射。上壳体2与壳体盖1之间装有O型密封圈，目的是减小轮体在高速旋转时的风阻。支架5采用ZM5镁合金铸造而成，由于铸件的阻尼系数高，它对飞轮起到了支撑与保护的作用。使飞轮的结构更为紧凑，刚性更高。

如图2和图3所示，是本发明电机组件结构示意图。该飞轮电机组件10包括电机外转子/飞轮轮体为一体11、内转子12、磁钢13、电机定子14、电磁线圈15、传感器16，电机组件10通过螺钉与飞轮上壳体2连接。采用直流无刷电机驱动。飞轮的轮体是电机的外转子，电机转子采用内、外转子的双转子结构，作为磁路的一部分，外转子/轮体的内侧圆弧面固定了磁钢13，在输出转动惯量的同时起到电机外转子的作用。为了有效地提高电机的功率质量比，电机的磁钢选用高性能稀土永磁磁钢-2∶17烧结钐鈷永磁体，转子材料选用软磁材料-电工纯铁DT4，具有很高的磁导率。飞轮的主要零件进行了物理模型优化，经过计算机仿真计算，在转速为3400转/分钟时，所有转动部件对于中心轴的转动惯量是：284270.73克·平方毫米，输出角动量是0.1牛·米秒。

电机的定子14是无铁芯的空心杯圆筒状结构，电磁线圈15绕在电机的定子14上，由电磁线圈15和高强度环氧树脂灌注而成，消除了永磁电机的齿槽力矩。由于电机定子14不存在铁芯，运行时磁阻比较均匀，电机可以达到较低的蠕动转速且调速范围宽；电感较小，电机响应速度较快；不存在铁心损耗，电机损耗较小。为了适应反作用飞轮驱动电机在零转速附近有良好的工作特性和低的损耗，，应尽量减小电机电阻，降低电机功耗的目的。电机每极每相的槽数相对较少，电机端部重叠部分就少，减小了电机气隙，提高了电机气隙磁密，因此电机用铜量也得到降低；考虑到线圈15的散热，定子底座采用铝合金结构，并与托架通过螺钉连接。

电机采用霍尔器件作为位置传感器16，三个霍尔器件呈30°角装在电机定子14的槽中，装的角度公差控制在5′以内，对电机的转速控制更为精准。霍尔传感器16送出的脉冲信号，并按指令控制飞轮旋转。

该电机的参数是：

最大外形尺寸：φ74mm×35.5mm 每相线圈数：4

极对数： 8 相电阻：2.8Ω

气隙： 0.5mm 反电势系数：0.037V/(r/min)

电机外转子/飞轮轮体为一体化结构，使整体结构微小型。

如图4和图5所示，是本发明微小型一体化飞轮的轴承组件示意图，该飞轮的轴承组件20包括两个轴承21、支撑轴22、内隔套23、储油器24、外隔套25、轴套26和两个轴承端盖27，支撑轴22置于两个轴承21孔内，内、外隔套23、25装于两个轴承21之间，储油器24置于内、外隔套23、25之间，轴套26装于两轴承外径上，两个轴承端盖27分别装于两个轴承21的外侧通过螺钉与轴套26连固，轴承组件20通过螺钉与上壳体2连接。整个组件的质量仅为200克，最大尺寸是：φ42×40.5。该轴承组件选用C136018JK微型角接触滚动轴承102，单个轴承的技术参数见表1。轴承采用“背对背”安装方式，使电机转子在悬臂端具有良好的刚性，同时使飞轮转动部分的重心始终位于两个轴承的连线的中点处。

表1单个轴承的技术参数

内径：	8mm	额定静载荷：	129kN
				外径：	22mm	额定动载荷：	238kN
轴承宽度：	7mm	极限转速：	26000r/min

考虑到微小型一体化飞轮的最高转速是4000r/min，轴承102的直径和转速乘积大于2.5×10⁵mm.r/min，故轴承组件采用油润滑。轴承102的润滑油采用4122号高低温仪表油，该润滑油具有优良的粘温性能和低温性能，在100℃高温环境下其运动粘度不小14mm²/S，在-55℃低温环境下其运动粘度不大于250mm²/S，能够充分保证轴承在深空探测环境下的寿命。轴承的保持架选用多孔含油保持架，其材料选择为多孔聚酰亚胺，经过高压浸油和甩油，使其含油率控制在13％左右。两个轴承102的中间装有一个储油器24，其材料为多孔聚酰亚胺YS10-03，通过离心或蒸发使润滑油流进轴承，使轴承内部形成比较饱和的油膜。通过保持架与供油装置使轴承有一个适当的弹性流体动力膜和良好的边界润滑来保证轴承的寿命。通过试验摸底和整星深冷真空试验检验，飞轮能够在-50℃低温条件下贮存24h后起旋，能够在-20℃～+50℃温度范围内正常工作。

由于轴承组件20选用的是成对角接触球轴承21，为了使其处于工作的良好状态，必须对轴承21施加预紧力。采用定压预紧的方法施加预紧力。预紧力的大小要与负载大小有关，太大将会引起摩擦力矩增大，飞轮功耗增加，太小虽然摩擦力矩会减小，但将会引起轴承在轴向和径向发生窜动，从而影响到飞轮的在高转速段内的性能指标。为了给轴承组件20施加合理的预紧力，本发明中对轴承组件的预紧力设计进行了以下综合计算(见图5)。

试验振动试验量级为8g，支架的放大系数为k＝1.7(随机振动时的支架的最大放大倍数)，转动体质量为m＝0.54kg，因此轴承组件最大轴向载荷：F_A＝K×m×G＝73.44N(式1)。

(1)轴承径向载荷：Fr＝5.4N，接触角：α＝15°，结合(式1)中F_A＝73.44N，可以得出最小轴向预紧力：Fa0＝1.7×Fr×tanα+0.5F_A＝39.179N。

(2)预紧力系统的内外隔套的高度差δ计算：由接触角α＝15°，滚动体直径D_w：4mm，滚动体数量Z：7个，δ由

\frac{0.00436}{D_{W}^{1 / 3} \cdot Z^{2 / 3} \cdot \sin^{5 / 3} α} \cdot {F_{a}}^{2 / 3}

可得：＝0.03mm。

(3)轴承组件的径向预紧力：F_拉＝N1+N2＝F_a0·k_m·2＝27.425N(k_m为钢-钢摩擦系数，经验值一般选取0.35)；折算到弹簧称的拉力G应为：

G＝F_拉/9.8＝2.798kg；

由上述计算结果可知，轴承组件所需要的轴向预紧力是40N，内隔套23和外隔套25之间的高度差应该调整到0.03mm。整个轴系装配完成后，用弹簧称沿径向方向拉动外隔套25，由弹簧称的读数可以得知，轴承组件径向的预紧力应该不小于28N。能够满足了火星探测器力学环境的要求。

Claims

1.一种微小型一体化飞轮结构，其特征在于：包括轴承部件、电机组件、飞轮外壳组件、控制电路板、支架，其中轴承部件、电机组件、控制电路板分别与飞轮外壳组件相连接，飞轮外壳组件置于支架上。

2.如权利要求1所述的微小型一体化飞轮结构，其特征在于：所述的轴承组件包括两个轴承、支撑轴、内隔套、外隔套、储油器、轴套、两个轴承端盖，支撑轴置于两个轴承孔内，内、外隔套设于两个轴承之间，储油器设于内、外隔套之间，轴套设于两轴承外径上，两个轴承端盖分别设于两个轴承的外侧并与轴套相连固。

3.如权利要求1或2所述的微小型一体化飞轮结构，其特征在于：所述的电机组件包括电机外转子/飞轮轮体为一体、内转子、磁钢、电机定子、电磁线圈、传感器，磁钢置于电机外转子上，电机的定子是无铁芯的空心杯圆筒状结构，电磁线圈绕在电机的定子上，传感器设于电机定子上。