[发明专利]磁悬浮飞轮齿轮锁紧机构

说明书

技术领域

本发明属于航天器技术领域，特别涉及一种适用于磁悬浮飞轮的齿轮锁紧机构。

背景技术

惯性执行机构是各类卫星、空间站等航天器平台进行姿态控制所普遍采用的核心执行机构，磁悬浮飞轮即是其中重要的一类。航天器变轨时，为防止飞轮的转子对航天器系统进行干扰，需对转子进行锁紧，入轨工作时，还需解除原有的锁紧状态。锁紧机构是磁悬浮飞轮中的关键技术，对可靠性、体积、重量、功耗等都有严格要求。

要实现锁紧机构的锁紧和解锁运动，最直观的办法是采用记忆合金。但记忆合金需要通以大电流、功耗特别大，而且使用寿命短，安全系数低，不能满足高可靠、低功耗、重复锁紧、解锁的设计要求。

1986年2月法国发射的“SPOT4”卫星所采用的气动锁紧机构，依靠钢丝绳勒紧碳纤维压缩气囊将飞轮抱紧，通过火工品斩断钢丝绳实现解锁功能。这种方案的优点是结构简单可靠，缺点是由于钢丝绳是柔性件，在拉升过程中会发生塑性变形，解锁过程中由于钢丝绳产生变形难以回弹，容易发生无法解锁的危险。同时，气囊结构在真空环境中工作，压缩、膨胀过程很难控制，安全系数低。而且只能使用一次，不能重复使用，采用火攻品强制解锁，一旦爆炸解锁，就会产生大量的多余物，影响航天器的安全，这对于磁悬浮飞轮是绝对不能允许的。

发明内容

本发明的目的是：克服现有技术不足，提供一种高可靠、轻质量、低功耗、可重复锁紧的齿轮传动、锁紧机构。

本发明的技术方案是，磁悬浮飞轮齿轮锁紧机构，包括电机驱动装置、右连杆、右主动锁紧齿轮、盖板、4个小齿轮、4个从动锁紧齿轮、左主动锁紧齿轮、底座和左连杆；底座上有10个支撑座，右主动锁紧齿轮、4个小齿轮、4个从动锁紧齿轮和左主动锁紧齿轮安装在底座的支撑座上；右主动锁紧齿轮、左主动锁紧齿轮以及4个从动锁紧齿轮上设有凸缘，用于与飞轮转子内侧轮缘的锁紧槽相配合；盖板紧固在底座上，盖板上开有月牙形凹槽，对各锁紧齿轮起限位作用；右连杆通过定位螺钉分别与右主动锁紧齿轮和电机驱动装置连接；左连杆通过定位螺钉分别与左主动锁紧齿轮和电机驱动装置连接。

所述电机驱动装置包括丝杠、右滑块、左滑块、丝杠齿轮、轴齿轮、电机齿轮、锁紧微动开关、解锁微动开关、电机和机座；所述丝杠采用两段式T型螺纹，左右两端分别为左旋螺纹和右旋螺纹；左滑块、右滑块的内孔螺纹分别和丝杠左旋螺纹、右旋螺纹配合；电机通过由电机齿轮、轴齿轮和丝杠齿轮组成的三级减速机构，带动丝杠旋转。

所述电机齿轮、轴齿轮和丝杠齿轮组成的三级减速装置，其电机减速比为1∶200。

所述右主动锁紧齿轮、4个从动锁紧齿轮和左主动锁紧齿轮采用不锈钢材料。

所述右主动锁紧齿轮、左主动锁紧齿轮以及4个从动锁紧齿轮上的凸缘进行了硫化处理。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明采用电机驱动的齿轮传动、锁紧机构设计，能保证恒定传动比、适用于重载荷传动、结构紧凑，轴向尺寸较小，质量轻，效率高达90％以上，满足系统设计要求。

(2)本发明采用单电机锁紧结构，避免了因为加工、装配形成的误差累积而造成个别锁紧齿轮无法锁紧的问题。

(3)本发明的锁紧机构采用了丝杠、滑块内孔T型螺纹配合结构，在锁紧、解锁过程中，滑块都能实现自锁，和采用弹片抱紧飞轮、利用弹力回弹实现锁紧、解锁相比，提高了安全系数。

(4)本发明各锁紧齿轮的凸缘采用硫化处理，包覆了一层硫化橡胶，这样处理后，一方面可以在飞轮受冲击振动过程中吸收一部份能量，另一方面可以增加锁紧齿轮凸缘和凹槽啮合时的预载荷，增加飞轮锁紧状态的安全系数。

(5)本发明的锁紧齿轮采用不锈钢(1Cr18Ni9Ti)，满足了飞轮带磁环境设计的要求，锁紧齿轮经优化后，厚度只有8mm，质量比较轻，满足设计要求。

附图说明

图1为本发明的结构示意图；

图2为本发明电机驱动装置结构示意图；

图3为本发明的工作流程框图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步说明。

如图1所示，磁悬浮飞轮齿轮锁紧机构，包括电机驱动装置1、右连杆2、右主动锁紧齿轮3、盖板4、4个小齿轮5、4个从动锁紧齿轮6、左主动锁紧齿轮7、底座8、左连杆9和4个定位螺钉10。

底座8上有10个支撑座，右主动锁紧齿轮3、4个小齿轮5、4个从动锁紧齿轮6和左主动锁紧齿轮7安装在支撑座上。各个齿轮的内孔和各支撑座的外圆采用间隙配合，保证各齿轮在支撑座10上能够自由转动。