一种正角度变位行星轮系修形方法
【专利摘要】一种正角度变位行星轮系修形方法，正角度变位行星轮系应用于卫星太阳翼展开驱动机构。正角度变位能够提高在不改变行星齿轮传动包络尺寸的条件下，提高行星齿轮的输出精度、输出刚度和输出力矩，从而整体提高行星齿轮传动的性能。正角度变位行星轮系修形方法包括了建立理论三维模型、计算理论承载情况、制定修形方案、优化设计修形参数、修形制造、齿轮修形检测、装配测试及对比步骤。在卫星太阳翼展开驱动机构正角度变位行星轮系运用该修形方法，解决了驱动机构输出精度较低、输出刚度弱、传动噪声大的问题，满足了卫星太阳翼展开的使用要求。
【专利说明】一种正角度变位行星轮系修形方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种行星轮系修形方法，特别是一种正角度变位行星轮系修形方法，用于正角度变位行星轮系修形设计及制造，属于齿轮设计制造【技术领域】。
【背景技术】
[0002]在航天器驱动组件中常用的动力源为步进电机和直流伺服电机，常用的减速器多为行星齿轮和谐波减速器，常用的传动机构多为中心轴传动。随着大型桁架、机械臂及伸展臂等承担的载荷越来越大，负载转动惯量越来越大，常用的谐波减速器的减速比、输出力矩等以无法满足要求，因此需要行星齿轮减速器结合谐波减速器一同使用，达到减小减速器体积、提高减速器输出力矩的目的。
[0003]正角度变位行星轮系应用于卫星太阳翼展开驱动机构。角度变位能够提高在不改变行星齿轮传动包络尺寸的条件下，提高行星齿轮的输出精度、输出刚度和输出力矩，从而整体提高行星齿轮传动的性能。角度变位行星齿轮的精密加工制造和修形技术是保证行星齿轮传动获得最大承载能力和传动精度的重要条件，对其发展具有推动作用。目前，还没有出现针对正角度变位行星轮系的修形方法的发明创造。
[0004]现有的齿轮修形方法仅针对单对齿轮进行，修形方法分为齿廓修形及齿向修形，具体的修形参数多数都停留在理论计算及经验公式基础上，对于复杂行星轮系的研究，没有现成的计算公式及虚拟仿真辅助设计方法指导修形加工。
【发明内容】
[0005]本发明的技术解决问题是:克服现有技术的不足，提供了一种正角度变位行星轮系修形方法，实现了复杂行星轮形的修形加工，减少齿轮的啮入、啮出冲击，改善载荷分布，减少振动和噪音。提高齿轮的承载能力和使用寿命。
[0006]本发明的技术解决方案是:一种正角度变位行星轮系修形方法，所述正角度变位行星轮系包括I个太阳轮、η个行星轮、I个输出内齿轮和I个固定内齿轮，每种齿轮均为正角度变位齿轮，太阳轮、输出内齿轮和固定内齿轮均与行星轮啮合，太阳轮、输出内齿轮和固定内齿轮之间不存在啮合关系，所述η大于等于3，步骤如下:
[0007](I)利用三维设计软件对正角度变位行星轮系进行三维建模，得到正角度变位行星轮系的理论模型；
[0008](2)利用有限元分析软件步骤(I)中得到的理论模型，将正角度变位行星轮系运行时的输入转速和输入力矩作为有限元分析软件计算的输入参数，计算正角度变位行星轮系中存在啮合关系的齿轮之间的接触应力及每个齿轮的载荷分布情况；具体为:
[0009]将每个行星轮沿齿向方向分为两部分，行星轮的一部分与输出内齿轮啮合，构成第一啮合组件，行星轮的另一部分与太阳轮和固定内齿轮啮合，构成第二啮合组件，计算第一哨合组件中行星轮与输出内齿轮之间的接触应力以及行星轮与输出内齿轮的载荷分布情况，并计算第二啮合组件中行星轮与太阳轮以及行星轮与固定内齿轮之间的接触应力，同时计算行星轮、太阳轮和固定内齿轮的载荷分布情况；
[0010](3)选取行星轮为修形对象，采用齿向修形的方法设计正角度变位行星轮系修形方案，所述修形方案包括第一啮合组件修形方案和第二啮合组件修行方案，所述修行方案由修行曲线、修行长度和修行量确定；
[0011]将第一啮合组件修形方案和第二啮合组件修行方案的修形曲线均设定为抛物线形，修形长度均设定为行星轮半齿宽长度，修形量的初始值均为经验值，经验值的取值范围为:2um ?20um ；
[0012](4)利用步骤(3)中确定的正角度变位行星轮系修形方案对第一啮合组件和第二啮合组件中的行星轮进行模拟修形，并计算修行后的第一啮合组件和第二啮合组件中存在啮合关系的齿轮之间的接触应力及每个齿轮的载荷分布情况；
[0013]若计算得到的第一啮合组件和第二啮合组件中存在啮合关系的齿轮之间的接触应力及每个齿轮的载荷与步骤(2)中计算得到的第一啮合组件和第二啮合组件中存在啮合关系的齿轮之间的接触应力及每个齿轮的载荷相比均降低10%或以上，则步骤(3)中确定的正角度变位行星轮系修形方案为最终修形方案，进入步骤(5)；
[0014]否则步骤(3)中确定的正角度变位行星轮系修形方案不是最终修形方案，分别调整第一啮合组件修行方案和第二啮合组件修行方案中的修形量，重复步骤(3)?步骤(4)，直至计算得到的第一啮合组件和第二啮合组件中存在啮合关系的齿轮之间的接触应力及每个齿轮的载荷与步骤(2)中计算得到的第一啮合组件和第二啮合组件中存在啮合关系的齿轮之间的接触应力及每个齿轮的载荷相比均降低10%或以上；此时步骤(3)中确定的正角度变位行星轮系修形方案为最终修形方案；
[0015](5)根据步骤(4)中确定的正角度变位行星轮系修形方案，确定磨齿砂轮的运动曲线，并利用磨齿砂轮及机床对行星轮进行修形，所述磨齿砂轮与设计行星轮的齿形轮廓互补；
[0016](6)对步骤(5)中的修形完成后的行星轮进行齿轮检测，得到实际修形量与理论修形量之间的差别，从而确定修形加工的精度；
[0017](7)将η个修形完成后的行星轮与I个太阳轮、I个输出内齿轮和I个固定内齿轮进行装配，得到修行后的正角度变位行星轮系，利用实际载荷对修行后的正角度变位行星轮系进行测试，将未修形的正角度行星轮系与修形完成的正角度行星轮系继续对比，计算正角度行星轮系修形量的大小。
[0018]所述步骤(I)中的三维设计软件为ProE。
[0019]所述步骤(2)中的有限元分析软件为Abaqus。
[0020]本发明与现有技术相比的有益效果是:
[0021](I)本发明针对啮合齿轮采用有限元分析的方法，解决了修形设计及加工过程中方案及参数选择的问题，节约了设计制造成本；
[0022](2)本发明针对复杂行星轮系采用逐对啮合关系分解分析的方法，简化了分析计算的难度，更有针对性的确定修形方案，节省了修形方案制定时间；
[0023](3)本发明的修形方案是针对正角度变位齿轮行星轮设计的，修形曲线考虑了正角度变位对齿形的影响，与传统修形方案相比，修形精度有了大幅度提高；
[0024](4)考虑到行星轮系中行星轮同时与两个内齿轮啮合，传统修形方法只针对单对啮合齿轮进行修形设计，不能满足该行星轮修形设计的要求。本发明的仿真和具体修形时将一个齿轮分为两半去完成，解决了该行星轮修形方案设计难题，达到了同时满足行星轮的两对啮合关系修形设计的要求；
[0025](5)修形制造时采用了与行星轮齿廓互补的互补形砂轮，提升了修形制造的加工效率，提闻了修形制造的精度。
【专利附图】
【附图说明】
[0026]图1为3K-1I型行星齿轮传动原理图；
[0027]图2为行星轮修形方案；
[0028]图3为修形砂轮；
[0029]图4为本发明流程图。
【具体实施方式】
[0030]下面结合附图对本发明的【具体实施方式】进行进一步的详细描述。
[0031]图4所示为本发明流程图，由图4可知，本发明提供的一种正角度变位行星轮系修形方法，具体步骤如下:
[0032](I)如图1所示为为3K-1I型行星齿轮传动原理图，由图1可知，该行星轮系为3K-1I行星齿轮传动，利用三维设计软件ProE对正角度变位行星轮系进行三维建模，得到正角度变位行星轮系的理论模型，保存为中间格式文件，作为理论计算的依据。依据方案需求设计参数，技术指标如表1、表2所示，其中表I为3K-1I型行星齿轮减速器的性能指标，表2为3K-1I型行星齿轮传动角度变位计算表，经过计算得到行星轮系中太阳轮、行星轮、输出内齿轮，固定内齿轮4个齿轮的基圆直径、渐开线方程、齿根圆直径、齿顶圆直径、齿根圆角，利用这些建模参数，在三维设计软件ProE中进行单个齿轮的建模；依据行星轮系装配设计参数，利用ProE中装配模块，将建模完成后的各个齿轮导入装配模块，定义装配关系，进行装配；利用三维设计软件ProE对所形成的装配体进行导出，得到中间格式.x_t文件。
[0033]表I
[0034]
序号I主要项目I主要技术指标
1传动比76Γ2
2?I
3βΓ25
4齿数分配Za = 18，Zb = 54，ze = 57, Zc = 19
5输出工作力矩范围彡120Ν.m
6输入工作转速范围O?lOOrpm 7I传动效率I彡70%
8传动运动误差^37
9WM
10重量sS 100g
[0035]表 2
[0036]
名称符号e-c齿轮副b-c齿轮副a-c齿轮副标准中心距a23.75mm21.875mm23.125mm
实际中心距a723.75mm23.75mm23.75mm
中心距变动系数yye = οyb = 1.5ya = 0.5
变位系数和χΣXΣ e = OxEb= 1.885XΣa = 0.5469
变位系数Xxe = +0.25xb ==2.135xa = 0.2969
齿顶高变动系数AyAyee = OAybe = 0.385Ayae == 0.0469
[0037]
名称符号e-c齿轮副b-c齿轮副 a-c齿轮副齿顶高系数haz*hae* = 0.75hab* = 3.52 haa* = 1.25
顶隙变动量cc*- Δ yec = 0.25c*- Δ yec = 0.2031
[0038](2)利用有限元分析软件Abaqus，将行星轮系运行时输入转速、输入力矩作为计算的输入参数，逐对分析啮合齿轮的接触应力及载荷分布情况。将上一步所得到的中间格式文件导入至有限元分析软件中，计算正角度变位行星轮系中存在啮合关系的齿轮之间的接触应力及每个齿轮的载荷分布情况；具体为:
[0039]将每个行星轮沿齿向方向分为两部分，行星轮的一部分与输出内齿轮啮合，构成第一啮合组件，行星轮的另一部分与太阳轮和固定内齿轮啮合，构成第二啮合组件，计算第一哨合组件中行星轮与输出内齿轮之间的接触应力以及行星轮与输出内齿轮的载荷分布情况，并计算第二啮合组件中行星轮与太阳轮以及行星轮与固定内齿轮之间的接触应力，同时计算行星轮、太阳轮和固定内齿轮的载荷分布情况；
[0040]为简化计算需对模型进行处理，删除对计算没有影响的模型特征。对参加啮合齿轮进行网格划分，将啮合轮齿进行适当的分割，在齿轮对上布置合理的节点，采用C3D8I单元类型，其中行星轮由于同时与两个内齿轮啮合，在计算时将每个行星轮在齿宽方向上取中点分割为两部分进行。按输入转速152rpm,最大输入扭矩23Nm,工作时间20h设定计算的边界条件。利用Abaqus分析模块进行有限元计算，分析完成后对计算结构进行数据处理，最终得到各对啮合齿轮上的接触应力及载荷分布情况。其中:对行星轮c与太阳轮a齿轮副进行接触分析，齿轮发生了一定的偏载，接触印痕区沿轴向偏向输出段。此时齿面载荷分布系数为5.154，齿轮传递误差峰峰值为4.31um;对固定内齿轮b与行星齿轮c齿轮副进行接触分析，齿轮发生了一定的偏载，接触印痕区沿轴向偏向输出段。此时齿面载荷分布系数为1.3313，齿轮传递误差峰峰值为35.56um ;对行星轮c与输出内齿轮e齿轮副进行接触分析，齿轮发生了一定的偏载，接触印痕区沿轴向偏向输入段。此时齿面载荷分布系数为
1.8063，齿轮传递误差峰峰值为29.41um。
[0041](3)通过对各对啮合齿轮接触应力理论计算结果的分析，选取行星轮为修形对象，采用齿向修形的方法设计行星轮系修形方案。所述修行方案由修行曲线、修行长度和修行量确定；将第一啮合组件修形方案和第二啮合组件修行方案的修形曲线均设定为抛物线形，修形长度均设定为行星轮半齿宽长度，修形量的初始值均为经验值，经验值的取值范围为:2um ?20um ；
[0042]如图2所示,将行星轮在齿宽方向上分为两部分,分别为左齿轮、右齿轮。其中Ab为修形长度，取值为半齿宽17mm。Λ s为修形量，依据经验值，取值15um，修形曲线选择为抛物线，方程为 f (X) = (-4.Δ s/Ab.2) X2 ；f (x) = (4.Δ s/Δb.2) X2,坐标系建立于Ab/2 处。
[0043](4)利用步骤(3)中确定的正角度变位行星轮系修形方案对第一啮合组件和第二啮合组件中的行星轮进行模拟修形，并计算修行后的第一啮合组件和第二啮合组件中存在啮合关系的齿轮之间的接触应力及每个齿轮的载荷分布情况；
[0044]若计算得到的第一啮合组件和第二啮合组件中存在啮合关系的齿轮之间的接触应力及每个齿轮的载荷与步骤(2)中计算得到的第一啮合组件和第二啮合组件中存在啮合关系的齿轮之间的接触应力及每个齿轮的载荷相比均降低10%或以上，则步骤(3)中确定的正角度变位行星轮系修形方案为最终修形方案，进入步骤(5)；
[0045]否则步骤(3)中确定的正角度变位行星轮系修形方案不是最终修形方案，分别调整第一啮合组件修行方案和第二啮合组件修行方案中的修形量，重复步骤(3)?步骤(4)，直至计算得到的第一啮合组件和第二啮合组件中存在啮合关系的齿轮之间的接触应力及每个齿轮的载荷与步骤(2)中计算得到的第一啮合组件和第二啮合组件中存在啮合关系的齿轮之间的接触应力及每个齿轮的载荷相比均降低10%或以上；此时步骤(3)中确定的正角度变位行星轮系修形方案为最终修形方案；
[0046]依据制定的修形方案,优化设计修形参数。按照制定的修形方案，依据修形经验选定修形量参数，建立修形后正角度行星轮系的精确模型，利用有限元分析软件Abaqus，分析计算修形后的各对啮合齿轮上的接触应力及载荷分布情况，计算结果如表3所示，表3为传递误差及齿面载荷分布系数对比。从表中数据可以明显看出，修形方案后的齿轮偏载问题得到明显解决，尤其是接触印痕区域分布更为均匀化，所以齿面载荷分布系数降低，达到设定要求。而且经过修形，可以降低齿轮的传递误差，从而降低该齿轮组的振动冲击激励。故选定修形量Δ s为15um。
[0047]表3
[0048]传递误差峰峰值U m 齿面栽荷分布系数最大接般应力Vi P a
齿轮对修形前’4,31 35.56 29.41Tl54 1.3313 1.80632078 ! 3800 6543"
參形后 2.79 I 35.55 32.362.6562 [ 1.1475 1.65781473 I 3522 5994
[0049](5)根据步骤(4)中确定的正角度变位行星轮系修形方案，确定磨齿砂轮的运动曲线，并利用磨齿砂轮及机床对行星轮进行修形，所述磨齿砂轮与设计行星轮的齿形轮廓互补；
[0050]根据优化的修形参数，定制修形砂轮及机床参数。依据修形方案，采用与设计齿形轮廓互补的磨齿砂轮进行修形，如图3所示，通过对齿廓参数的计算，利用砂轮修整器及数控程序修整砂轮外形至理论形状。依据修形量参数，设定砂轮的运动曲线，砂轮运动曲线即为修形曲线。砂轮修形时，与齿轮齿槽对刀，对刀完成后沿齿向方向按修形曲线运动，进行修形，一个齿槽修形完成后，旋转齿轮单齿角度，进入下一齿槽的修形，直至全部齿槽修形完成。
[0051](6)修形完成后，对步骤(5)中的修形完成后的行星轮进行齿轮检测，得到实际修形量与理论修形量之间的差别，从而确定修形加工的精度。
[0052](7)将η个修形完成后的行星轮与I个太阳轮、I个输出内齿轮和I个固定内齿轮进行装配，得到修行后的正角度变位行星轮系，利用实际载荷对修行后的正角度变位行星轮系进行测试，将未修形的正角度行星轮系与修形完成的正角度行星轮系继续对比，计算正角度行星轮系修形量的大小。
[0053]我国某型号卫星太阳翼展开驱动机构的行星轮系，经过测试表明，应用了本发明修形后，驱动机构性能有大幅提升，满足任务的指标要求，有效保证的太阳翼的展开。
【权利要求】
1.一种正角度变位行星轮系修形方法，所述正角度变位行星轮系包括I个太阳轮、η个行星轮、I个输出内齿轮和I个固定内齿轮，每种齿轮均为正角度变位齿轮，太阳轮、输出内齿轮和固定内齿轮均与行星轮啮合，太阳轮、输出内齿轮和固定内齿轮之间不存在啮合关系，所述η大于等于3，其特征在于步骤如下: (1)利用三维设计软件对正角度变位行星轮系进行三维建模，得到正角度变位行星轮系的理论模型； (2)利用有限元分析软件步骤(I)中得到的理论模型，将正角度变位行星轮系运行时的输入转速和输入力矩作为有限元分析软件计算的输入参数，计算正角度变位行星轮系中存在啮合关系的齿轮之间的接触应力及每个齿轮的载荷分布情况；具体为: 将每个行星轮沿齿向方向分为两部分,行星轮的一部分与输出内齿轮哨合，构成第一啮合组件，行星轮的另一部分与太阳轮和固定内齿轮啮合，构成第二啮合组件，计算第一啮合组件中行星轮与输出内齿轮之间的接触应力以及行星轮与输出内齿轮的载荷分布情况，并计算第二啮合组件中行星轮与太阳轮以及行星轮与固定内齿轮之间的接触应力，同时计算行星轮、太阳轮和固定内齿轮的载荷分布情况； (3)选取行星轮为修形对象，采用齿向修形的方法设计正角度变位行星轮系修形方案，所述修形方案包括第一啮合组件修形方案和第二啮合组件修行方案，所述修行方案由修行曲线、修行长度和修行量确定； 将第一啮合组件修形方案和第二啮合组件修行方案的修形曲线均设定为抛物线形，修形长度均设定为行星轮半齿宽长度，修形量的初始值均为经验值，经验值的取值范围为:2um ?20um ； (4)利用步骤(3)中确定的正角度变位行星轮系修形方案对第一啮合组件和第二啮合组件中的行星轮进行模拟修形，并计算修行后的第一啮合组件和第二啮合组件中存在啮合关系的齿轮之间的接触应力及每个齿轮的载荷分布情况； 若计算得到的第一啮合组件和第二啮合组件中存在啮合关系的齿轮之间的接触应力及每个齿轮的载荷与步骤(2)中计算得到的第一啮合组件和第二啮合组件中存在啮合关系的齿轮之间的接触应力及每个齿轮的载荷相比均降低10%或以上，则步骤(3)中确定的正角度变位行星轮系修形方案为最终修形方案，进入步骤(5)； 否则步骤(3)中确定的正角度变位行星轮系修形方案不是最终修形方案，分别调整第一啮合组件修行方案和第二啮合组件修行方案中的修形量，重复步骤(3)?步骤(4)，直至计算得到的第一啮合组件和第二啮合组件中存在啮合关系的齿轮之间的接触应力及每个齿轮的载荷与步骤(2)中计算得到的第一啮合组件和第二啮合组件中存在啮合关系的齿轮之间的接触应力及每个齿轮的载荷相比均降低10%或以上；此时步骤(3)中确定的正角度变位行星轮系修形方案为最终修形方案； (5)根据步骤(4)中确定的正角度变位行星轮系修形方案，确定磨齿砂轮的运动曲线，并利用磨齿砂轮及机床对行星轮进行修形，所述磨齿砂轮与设计行星轮的齿形轮廓互补； (6)对步骤(5)中的修形完成后的行星轮进行齿轮检测，得到实际修形量与理论修形量之间的差别，从而确定修形加工的精度； (7)将η个修形完成后的行星轮与I个太阳轮、I个输出内齿轮和I个固定内齿轮进行装配，得到修行后的正角度变位行星轮系，利用实际载荷对修行后的正角度变位行星轮系进行测试，将未修形的正角度行星轮系与修形完成的正角度行星轮系继续对比，计算正角度行星轮系修形量的大小。
2.根据权利要求1所述的一种正角度变位行星轮系修形方法，其特征在于:所述步骤(1)中的三维设计软件为ProE。
3.根据权利要求1所述的一种正角度变位行星轮系修形方法，其特征在于:所述步骤(2)中的有限元分析软件为Abaqus。
【文档编号】F16H1/28GK104214281SQ201410469994
【公开日】2014年12月17日 申请日期:2014年9月15日 优先权日:2014年9月15日
【发明者】龚康, 胡黎明, 赵林, 韩建超 申请人:北京卫星制造厂