小卫星控制力矩陀螺次结构的制作方法

专利名称：小卫星控制力矩陀螺次结构的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及小卫星控制力矩陀螺次结构，属于卫星遥感技术领域。
背景技术：
高分辨率敏捷机动小卫星已成为卫星遥感系统的重要发展方向之一。目前，国际上大多数高分辨率成像对地观测小卫星都是此类具有敏捷姿态机动能力的卫星。高分辨率敏捷卫星成像模式决定了平台必须能提供大范围快速姿态机动能力和快速稳定的姿态动力学特性。为了实现快速姿态机动，除了选择轻小型星上设备，采用紧凑型构型布局设计和整星设计优化，以尽量减小整星转动惯量外，还必须考虑采用大力矩输出的姿态控制执行部件。目前，从控制部件产品来看，常用的动量轮最大输出力矩0. INm 0. 5Nm，不能满足快速姿态机动要求，因此，需要选择具有更大输出力矩的控制部件，控制力矩陀螺具有大力 矩输出能力，为了适应卫星快速姿态机动要求，控制力矩陀螺系统采用金字塔构形，型角36度。根据卫星平台的需求，需要将控制力矩陀螺通过次结构安装于卫星主结构上，这也是此类次结构初次在小卫星上面使用。

实用新型内容本实用新型的目的在于克服现有技术的上述不足，提供小卫星控制力矩陀螺次结构，该小卫星控制力矩陀螺次结构刚度大、体积小、重量轻，提高了次结构在火箭发射等严酷力学环境下的可靠性、安全性，为控制力矩陀螺在轨功能的实现提供良好保障。本实用新型的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的小卫星控制力矩陀螺次结构，由第一支撑面、第二支撑面、第一安装面、第二安装面、第三安装面、连接面和安装底面经一体化铸造成型得到，其中第一支撑面与第二支撑面对称设置在安装底面之上，并分别与第二安装面、第一安装面连接，并为第二安装面、第一安装面提供纵向支撑，第三安装面位于安装底面之上、第一支撑面与第二支撑面之间，连接面连接第一支撑面与第二支撑面，以提高整体结构的刚度，第一安装面、第二安装面与第三安装面用于安装控制力矩陀螺，安装底面用于与卫星连接。在上述小卫星控制力矩陀螺次结构中，第一安装面、第二安装面与第三安装面上设有用于安装控制力矩陀螺的定位销孔和连接螺孔；安装底面四周设有用于连接卫星主结构的连接孔。在上述小卫星控制力矩陀螺次结构中，第一安装面、第二安装面与安装底面之间的夹角为10 50°。在上述小卫星控制力矩陀螺次结构中，安装底面的厚度为5mm 8mm。在上述小卫星控制力矩陀螺次结构中，第一安装面、第二安装面的厚度为IOmm 20mmo在上述小卫星控制力矩陀螺次结构中，第三安装面的厚度为5mm 20mm。[0012]在上述小卫星控制力矩陀螺次结构中，第一支撑面与第二支撑面上均开有减轻孔以减轻次结构质量。本实用新型与现有技术相比的优点在于(I)本实用新型根据卫星平台的需求和控制力矩陀螺的安装要求，设计了安装控制力矩陀螺的新型次结构，该次结构包括三个控制力矩陀螺安装面和一个与卫星的安装底面，以及两个支撑面和一个连接面，上述六个面通过巧妙的结构设计，实现了对控制力矩陀螺和卫星的可靠安装，且该次结构具有刚度大、体积小、重量轻的特点；(2)本实用新型次结构采用整体铸造结合机械加工的形式，更加符合次结构真实的传力路径，可以将次结构基频提高到229Hz，提高了次结构在火箭发射等严酷力学环境下的可靠性、安全性，为控制力矩陀螺在轨功能的实现提供良好保障；(3)本实用新型次结构的设计充分结合小卫星安装空间和总装操作性，所占用的 星上空间资源较少，能更好地适应小卫星紧凑、实用的发展方向；(4)本实用新型通过大量试验对次结构各安装面的角度与厚度进行了优化设计，同时选用铝合金ZL114A材料，进一步提高了次结构的可靠性和稳定性。

图I为本实用新型小卫星控制力矩陀螺次结构外形示意图I ;图2为本实用新型小卫星控制力矩陀螺次结构外形示意图2 ；图3为本实用新型小卫星控制力矩陀螺与其次结构安装示意图；图4为本实用新型小卫星控制力矩陀螺与其次结构组合体鉴定级随机振动试验条件意图；图5为本实用新型小卫星控制力矩陀螺与其次结构安装试验时关心测点示意图。
具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本实用新型作进一步详细的描述本实用新型小卫星控制力矩陀螺次结构采用了有限元拓扑优化技术在限定的设计空间和负载的条件下分析得到次结构设计空间内的主传力路径。根据主传力路径方向，同时考虑支架的加工方式、质量进行合理化设计。如图I、图2所示分别为本实用新型小卫星控制力矩陀螺次结构不同角度的外形示意图，由图可知该新型小卫星控制力矩陀螺次结构为铝合金ZL114A铸造加精加工组合加工制造的，主要有7个特征面组成，第一支撑面I、第二支撑面4、第一安装面5、第二安装面7、第三安装面3、连接面6和安装底面2经一体化整体铸造和精加工组合完成。为了适应控制力矩陀螺的安装要求，提供3个安装面，次结构顶面(第一安装面5、第二安装面7)为次结构提供的控制力矩陀螺的2个安装面，各提供I个定位销孔及4个M6的安装螺孔，前面(第三安装面3)为次结构提供的控制力矩陀螺另一个安装面，位于安装底面2之上、第一支撑面I与第二支撑面4之间，提供I个定位销孔，6个M6的安装螺孔，安装底面2为次结构与卫星结构安装底面，本实施例中第三安装面3和安装底面2的夹角为36°次结构左右两侧面(第一支撑面I、第二支撑面4)对称设置在安装底面2之上，第一支撑面I连接第二安装面7，第二支撑面4连接第一安装面5，第一支撑面I与第二支撑面4分别为第二安装面7与第一安装面5提供纵向支撑。第一支撑面I与第二支撑面4上各开有2个减轻孔以减轻次结构质量，如图2所示，次结构背面(连接面6)主要为次结构的第一支撑面I与第二支撑面4提供连接作用，提高整体结构的刚度。次结构提供的控制力矩陀螺安装面上设有用于安装控制力矩陀螺的定位销孔和连接螺孔，次结构与卫星结构安装面四周设有用于连接卫星主结构的连接孔。第一安装面5、第二安装面7与安装底面2之间的夹角为10 50°，安装底面2的厚度为5mm 8mm,次结构提供的控制力矩陀螺安装面(第一安装面5、第二安装面7)厚度为IOmm 20mm来镶嵌钢丝螺套，次结构提供的控制力矩陀螺安装面(第三安装面3)厚度为5mm 20mm来镶嵌钢丝螺套。如图3所示为本实用新型小卫星控制力矩陀螺与其次结构安装示意图，装配连接时先将控制力矩陀螺12的3个安装面与次结构提供的3个安装面对齐，然后先安装位于顶 面(第一安装面5、第二安装面7)的8个M6螺钉，然后再安装前面(第三安装面3)的6个M6螺钉。这种安装方式，控制力矩陀螺12本体侧筋和下法兰上表面就完全定位了。最后将控制力矩陀螺12及其次结构11装配体通过底部(安装底面2)提供的11个06. 5_安装孔采用11个M6螺钉与卫星结构板实现连接。为了安装控制力矩陀螺方便，将次结构与卫星结构安装底面(安装底面2)靠近次结构提供的控制力矩陀螺安装面(第三安装面3)的区域作适应性结构设计，提供测力扳手的操作空间。本实施例中次结构与卫星结构安装底面(安装底面2)的厚度为8_，次结构提供的控制力矩陀螺安装面(第一安装面5、第二安装面7)厚度为20mm来镶嵌钢丝螺套，次结构提供的控制力矩陀螺安装面(第三安装面3)厚度为14mm来镶嵌钢丝螺套。该次结构需承载的控制力矩陀螺为圆柱体机构，质量为17kg，次结构质量为2. 7kg，载重比为5I。控制力矩陀螺安装后的质心高度为278mm。火箭发射时引起的振动通过与卫星结构板的连接孔传递给次结构，并通过与控制力矩陀螺的安装孔传递给控制力矩陀螺本体。对本实用新型次结构初始方案设计模型进行了有限元拓扑优化设计，可以得到该次机构的主传力路径主要集中在控制力矩陀螺的安装面，中间的材料对整个次机构的基频提高贡献不大。采用有限元技术对新设计的次结构进行分析，控制力矩陀螺及其次结构组合体整体在约40g左右的最大准静态载荷作用下，最大Von Mises应力为103MPa，而铝合金ZL114A的屈服强度为407. IMPa，安全裕度约为3。在把控制力矩陀螺本体作为质量点，即不考虑控制力矩陀螺本体刚度考虑时，支架一阶频率为229Hz，表明次结构本身具有较好的刚度。考虑控制力矩陀螺本体运动频率特性时，即将控制力矩陀螺本体与次结构作为组合体考虑时，组合体一阶频率为113Hz，不会在卫星各个环境中产生动力学耦合。控制力矩陀螺本体与次结构组合体还进行了鉴定级正弦振动试验与鉴定级随机振动试验，试验频段从IOHz到2000Hz，每个方向持续时间120s，试验条件如图4所示，关注测点如图5所示，振动试验中的高速转子法线方向(X方向)为主振型方向，AOlX共振峰出现在112Hz，响应为20g2/Hz ；A01Y共振峰出现在138Hz，响应为10g2/Hz ；A01Z共振峰出现在148Hz，响应为8. 7g2/Hz。分析、试验的结果基本一致，整个组合体动力学特性良好，表明此次结构设计合理。 本实用新型说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
权利要求1.小卫星控制力矩陀螺次结构，其特征在于由第一支撑面(I)、第二支撑面(4)、第一安装面(5)、第二安装面(7)、第三安装面(3)、连接面(6)和安装底面(2)经一体化铸造成型得到，其中第一支撑面(I)与第二支撑面(4)对称设置在安装底面(2)之上，并分别与第二安装面(7)、第一安装面(5)连接，并为第二安装面(7)、第一安装面(5)提供纵向支撑，第三安装面(3)位于安装底面(2)之上、第一支撑面(I)与第二支撑面(4)之间，连接面(6)连接第一支撑面(I)与第二支撑面(4)，以提高整体结构的刚度，第一安装面(5)、第二安装面(7)与第三安装面(3)用于安装控制力矩陀螺，安装底面(2)用于与卫星连接。
2.根据权利要求I所述的小卫星控制力矩陀螺次结构，其特征在于所述第一安装面(5)、第二安装面(7)与第三安装面(3)上设有用于安装控制力矩陀螺的定位销孔和连接螺孔；安装底面(2)四周设有用于连接卫星主结构的连接孔。
3.根据权利要求I所述的小卫星控制力矩陀螺次结构，其特征在于所述第一安装面(5)、第二安装面(7)与安装底面(2)之间的夹角为10 50°。
4.根据权利要求I所述的小卫星控制力矩陀螺次结构，其特征在于所述安装底面(2)的厚度为5_ 8_。
5.根据权利要求I所述的小卫星控制力矩陀螺次结构，其特征在于所述第一安装面(5)、第二安装面(7)的厚度为IOmm 20mm。
6.根据权利要求I所述的小卫星控制力矩陀螺次结构，其特征在于所述第三安装面(3)的厚度为5mm 20mm。
7.根据权利要求I所述的小卫星控制力矩陀螺次结构，其特征在于所述第一支撑面(I)与第二支撑面(4)上均开有减轻孔以减轻次结构质量。
专利摘要本实用新型涉及小卫星控制力矩陀螺次结构，该次结构经整体铸造和精加工组合完成，主要有7个特征面组成，第一支撑面、第二支撑面为次结构提供的控制力矩陀螺安装面，即第一安装面、第二安装面提供纵向支撑，安装底面为次结构与卫星结构安装面，第三安装面为次结构提供的控制力矩陀螺另一个安装面，连接面主要为第一支撑面、第二支撑面提供连接作用，提高整体结构的刚度，本实用新型小卫星控制力矩陀螺次结构刚度大、体积小、重量轻，采用铸造和精加工结合形式，更加符合次结构真实的传力路径，提高了次结构在火箭发射等严酷力学环境下的可靠性、安全性，为控制力矩陀螺在轨的功能实现提供良好保障。
文档编号B64G1/28GK202541847SQ201220117849
公开日2012年11月21日 申请日期2012年3月26日 优先权日2012年3月26日
发明者刘质加, 杨栋, 王全武, 王海明, 高永新 申请人:航天东方红卫星有限公司