CN108052139A - 航天器产品真空热试验中使用的转台系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了航天器产品真空热试验中使用的转台系统，主要包括转台台体部分、电动部分和控制系统，其中，转台台体部分的转台台面与主轴组成转子部分，主轴通过联轴器与电机的电机轴连接，电动部分用于通过电机和角速度传感器组成的闭环控制系统带动转子部分完成对航天器调姿机动情况的模拟；控制系统由PLC、电机驱动器、控温仪和程控电源组成，实现对各电动部件的控制。本发明的转台系统结构简单、可靠性高、易于安装，可在高真空、冷黑背景状态下使用。

Description

航天器产品真空热试验中使用的转台系统

技术领域

本发明属于航天器产品真空热试验技术领域，具体来说，本发明涉及一种可在航天器产品真空热试验中使用的转台系统。

背景技术

在航天领域，航天器产品在轨服役阶段普遍工作于两种或多种环境应力同时作用的耦合环境中，如高真空、冷黑背景、温度交变等。对于部分内部含有转动机构、同时具有较高指向精度要求或力矩输出特性的航天机电产品(如动量轮、控制力矩陀螺等)，在航天器姿态调整的过程中，还要承受航天器调姿机动施加于产品上的反作用力矩。因此，这类产品经常处于真空+冷黑背景+温度交变+反作用力矩的多环境应力综合作用下。但在目前的地面环境试验中，由于综合试验设备的缺失，一般仅在真空热试验设备中考核该类产品对真空+冷黑背景+温度交变环境应力耦合作用的耐受能力。而反作用力矩对航天产品的影响，往往在常温常压的环境下进行考核。目前暂无可同时施加真空+冷黑背景+温度交变+反作用力矩综合环境应力的试验系统。已有的研究结果已经表明，反作用力矩因素对上述机电产品性能的影响不能忽略，且常温常压环境下的试验数据不能完全反应航天产品的在轨工作状况。而美军标810和国军标150A均明确指出：“综合环境试验可能比一系列连续的单个试验更能代表实际环境效应。使用环境中遇到这些条件时，鼓励进行综合环境试验”。可以预见，在航天发展的新阶段，仪器设备将更加复杂和先进，对环境的敏感性将进一步增强，多应力综合作用效应更真实的反映产品在轨工作状态进而验证产品任务可靠性的需求将进一步凸显。为了适应这种发展的需求，避免航天产品在试验过程中考核不充分，不能充分暴露产品设计和制造缺陷，十分需要研制一套能够在真空+冷黑背景+温度交变环境下模拟航天器姿态调整过程，进一步验证航天器调姿机动对航天产品反作用力矩影响的试验设备。

发明内容

本发明的目的在于提供一种能在航天器产品真空热试验条件下使用的转台系统，用于在为试验产品提供高真空、冷黑背景及温度交变等空间环境模拟的同时，模拟航天器姿态调整与变化过程，验证航天器调姿机动对试验产品的反作用力矩影响。

本发明通过如下技术方案实现：

航天器产品真空热试验中使用的转台系统，航天器产品真空热试验中使用的转台系统，主要包括转台台体部分、电动部分和控制系统，其中，转台台体部分是由顶部的转台台面、侧面的转台端盖和转台壳体以及底部的转台底板组成的相对封闭的外壳部分，顶部用于设置受试产品的转台台面与对其支撑的主轴组成转子部分，设置在外壳部分内的电动部分主要包括底部的电机、围绕电机外侧的电机衬套、分别设置在电机上部和底部的电机衬套上端盖、电机衬套下端盖、固定在电机衬套下端盖并与电机轴相连的角速度传感器、粘贴在电机衬套和角度传感器外壁的加热片、以及固定在电机衬套和角速度传感器上的热传感器；转台端盖通过连接工装与电机衬套上端盖固定到一起，转台端盖与转台台面通过主轴承连接，主轴通过联轴器与电机轴连接，外壳部分主要用于对内部器件的保护，电动部分用于通过电机和角速度传感器组成的闭环控制系统带动转子部分完成对航天器调姿机动情况的模拟，并通过加热片和热传感器确保转台关键部件工作在适合温度不受真空热实验低温环境的影响；其中，控制系统由PLC、电机驱动器、控温仪和程控电源组成，PLC为角速度闭环控制的控制器，根据预设角速度与角速度传感器反馈值的误差，向电机驱动器发出相应的脉冲信号最终实现对转台的控制；电机驱动器用于接收PLC的控制信号并驱动电机；控温仪为温度控制的控制器，用于对电机和角速度传感器进行温控控制，在热传感器反馈温度低于预设温度时，控温仪根据误差向程控电源发出相应控制信号并最终实现加热功能，在热传感器反馈温度高于预设温度时，控温仪不工作；程控电源用于接收控温仪的控制信号并向加热片输出热功率。

进一步的，转台台体设置在提供高真空、冷黑背景和温度交变环境的空间环境模拟器中，控制系统置于空间环境模拟器外，两者的电气连接通过空间环境模拟器上的穿舱接插件完成。

优选的，转台台面上布有垂直交叉的T型槽和按100mm×100mm均布的螺纹孔，便于安装受试产品。

优选的，转台上的金属工装，包括转台壳体、电机衬套等，使用兼顾导热性较好、密度较小的铝合金。

优选的，转台壳体及电机衬套外壁涂黑漆，降低转台各部件的表面发射率。

优选的，采用两台同型号电机同轴串联方式，两台电机互为备份，提高转台可靠性，亦可同时工作提供更大的功率和更快的动态响应。

优选的，电机与角速度传感器的保温使用不同的控温回路，确保各个部件均工作在合适的温度范围内。

本发明具有如下的有益效果：

(1)可在高真空、冷黑背景状态下使用：本发明结合真空热试验中的高真空、冷黑环境作出了多项针对性设计，可在高真空、冷黑背景环境下实现精确控制。

(2)结构简单、可靠性高：本发明的转台系统，结构简单、易于安装，关键部件采用冗余设计，可靠性高。

附图说明

图1为本发明的可在航天器产品真空热试验中使用的转台系统的主视图。

其中：1电机；2电机衬套；3电机衬套上端盖；4电机衬套下端盖；5角速度传感器；6加热片；7热传感器；8联轴器；9连接工装；10主轴；11主轴承；12转台台面；13转台端盖；14转台壳体；15转台底板；

图2-1为本发明的可在航天器产品真空热试验中使用的转台系统角速度控制系统方块图；

图2-2为本发明的可在航天器产品真空热试验中使用的转台系统温度控制系统方块图。

其中：16PLC；17电机驱动器；18控温仪；19程控电源。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的一种可在航天器产品真空热试验中使用的转台系统进行详细说明，具体实施方式仅为示例的目的，并不旨在限制本发明的保护范围。

参照图1及图2-1，2-2，图1显示了本发明的可在航天器产品真空热试验中使用的转台系统的主视图，图2-1和图2-2显示了本发明的一种可在航天器产品真空热试验中使用的转台系统的控制系统方块图。根据附图显示可以知晓，本发明的可在航天器产品真空热试验中使用的转台系统，包括电机1、电机衬套2、电机衬套上端盖3、电机衬套下端盖4、角速度传感器5、加热片6、热传感器7、联轴器8、连接工装9、主轴10、主轴承11、转台台面12、转台端盖13、转台壳体14、转台底板15、PLC 16、电机驱动器17、控温仪18、程控电源19。

其中，电机1固定在由电机衬套2、电机衬套上端盖3、电机衬套下端盖4组成的筒形腔体中，角速度传感器5固定在电机衬套下端盖4外侧并与电机1的轴相连，加热片6和热传感器7粘贴在电机衬套2和角速度传感器5的外壁。上述电气部分通过电机衬套上端盖3与连接工装9固定在一起，并通过连接工装9固定到转台端盖13上，并安置于由转台端盖13、转台壳体14和转台底板15组成的筒形腔体中。联轴器8将电机1的轴与主轴9连接，主轴10通过键和螺钉与转台台面12硬连接，同时转台台面12与转台端盖13通过主轴承11实现活动连接。以上各部分组成转台台体置于可实现高真空、冷黑背景环境的空间环境模拟器中，用于实现角速度控制和温度控制的PLC 16、电机驱动器17、控温仪18和程控电源19等控制系统部件则置于空间环境模拟器外部，控制系统与转台台体的电气连接通过空间环境模拟器上的穿舱接插件实现。

本发明的可在航天器产品真空热试验中使用的转台系统的控制流程如下：

其中，角速度控制回路用于按照试验要求为受试航天产品提供合适的转速，模拟受试航天产品在轨工作时随航天器进行调姿机动的情况。PLC 16接收角速度预设信号后，将预设值与角速度传感器5反馈的角速度实测值进行比较，得出误差后经过控制算法运算，将控制指令发送至电机驱动器17，由电机驱动器17驱动电机1带动转台台面12与固定在转台台面12上的受试产品按照预设角速度旋转，完成角速度闭环控制。

其中，温度控制回路用于确保转台台体内部的电机1、角速度传感器5等电气部件工作在合适温度范围内，不受空间环境模拟器中高真空、冷黑背景环境影响。控温仪18接受到温度预设信号后，将预设值与热传感器7反馈的温度实测值进行比较，若预设值低于反馈值，温控回路不工作，若预设值高于反馈值，则控温仪18向程控电源19发送控制指令，由程控电源19向加热片6输送电流，并由加热片6将电能转换为热能，为电机1和角速度传感器5加热，直至热传感器7反馈的温度实测值达到温度预设值。

本发明的一种可在航天器产品真空热环境试验中使用的转台系统能力：负载重量30kg，连续堵转转矩20Nm，峰值堵转转矩60Nm，最大空载转速120rpm，可实现最低转速1°/s的稳定控制，能在真空度优于6.65×10-3Pa和温度低于-150℃的高真空、冷黑背景环境下正常工作。

尽管上文对本发明的具体实施方式进行了详细的描述和说明，但应该指明的是，我们可以对上述实施方式进行各种改变和修改，但这些都不脱离本发明的精神和所附的权利要求所记载的范围。

Claims (8)

1.航天器产品真空热试验中使用的转台系统，航天器产品真空热试验中使用的转台系统，主要包括转台台体部分、电动部分和控制系统，其中，转台台体部分是由顶部的转台台面、侧面的转台端盖和转台壳体以及底部的转台底板组成的相对封闭的外壳部分，顶部用于设置受试产品的转台台面与对其支撑的主轴组成转子部分，设置在外壳部分内的电动部分主要包括底部的电机、围绕电机外侧的电机衬套、分别设置在电机上部和底部的电机衬套上端盖、电机衬套下端盖、固定在电机衬套下端盖并与电机轴相连的角速度传感器、粘贴在电机衬套和角度传感器外壁的加热片、以及固定在电机衬套和角速度传感器上的热传感器；转台端盖通过连接工装与电机衬套上端盖固定到一起，转台端盖与转台台面通过主轴承连接，主轴通过联轴器与电机轴连接，外壳部分主要用于对内部器件的保护，电动部分用于通过电机和角速度传感器组成的闭环控制系统带动转子部分完成对航天器调姿机动情况的模拟，并通过加热片和热传感器确保转台关键部件工作在适合温度不受真空热试验低温环境的影响；其中，控制系统由PLC、电机驱动器、控温仪和程控电源组成，PLC为角速度闭环控制的控制器，根据预设角速度与角速度传感器反馈值的误差，向电机驱动器发出相应的脉冲信号最终实现对转台的控制；电机驱动器用于接收PLC的控制信号并驱动电机；控温仪为温度控制的控制器，用于对电机和角速度传感器进行温控控制，在热传感器反馈温度低于预设温度时，控温仪根据误差向程控电源发出相应控制信号并最终实现加热功能，在热传感器反馈温度高于预设温度时，控温仪不工作；程控电源用于接收控温仪的控制信号并向加热片输出热功率。

2.如权利要求1所述的转台系统，其中，转台台体设置在提供高真空、冷黑背景和温度交变环境的空间环境模拟器中。

3.如权利要求1所述的转台系统，其中，控制系统置于空间环境模拟器外，与转台台体及电动部分的电气连接通过空间环境模拟器上的穿舱接插件完成。

4.如权利要求1所述的转台系统，其中，转台台面上布有垂直交叉的T型槽和按100mm×100mm均布的螺纹孔，便于安装受试产品。

5.如权利要求1所述的转台系统，其中，转台上的金属工装，使用兼顾导热性较好、密度较小的铝合金制造。

6.如权利要求1所述的转台系统，其中，转台壳体及电机衬套外壁涂黑漆，降低转台各部件的表面发射率。

7.如权利要求1所述的转台系统，其中，采用两台同型号电机同轴串联方式，两台电机互为备份。

8.如权利要求1-7任一项所述的转台系统，其中，电机与角速度传感器的保温使用不同的控温回路，确保各个部件均工作在合适的温度范围内。