一种航天飞行器飞行控制系统及其机电作动系统的制作方法

本发明涉及机电伺服技术领域，特别涉及一种机电作动系统。本发明还涉及一种具有该机电作动系统的航天飞行器飞行控制系统。

背景技术：

机电伺服系统是航天飞行器飞行控制系统的执行子系统，机电伺服系统通过闭环控制模式来完成飞行器姿态控制。

在现有的技术中，由于弹体的驱动一般需要四路机电作动器来完成，也即在同一舱体内需要安装四路独立的机电作动器，并且机电作动器和驱动控制器分开安装在舱体内，四路独立的机电作动器分别为四组独立的个体，在一些狭小舱体内，由于空间狭小，会出现机电作动器很难安装的情况，为了迎合四路机电作动器的安装空间，不得不将舱体的空间增大，导致设备体积、重量大。此外，在现有的技术中，四路机电作动器与驱动控制器之间的信号传递需通过连接电缆以及多对接插件完成，连接电缆只能设置在驱动控制器和机电作动器的结构外，多对接插件以及裸露的连接电缆降低了舵系统的可靠性。

因此，如何避免由于机电作动器所需安装空间较大而导致其不能适应舱体的狭小空间，是本领域技术人员目前所要解决的技术问题。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种机电作动系统，该机电作动系统通过机电作动器和驱动控制器一体化设计以及两路机电作动器双工位集成可以解决四路机电作动器安装所需空间大而不能适应舱体的狭小空间的问题，从而可以提高机电作动系统的集成化程度，极大的减小安装空间。本发明的另一目的是提供一种包括上述机电作动系统的航天飞行器飞行控制系统。

为实现上述目的，本发明提供一种机电作动系统，包括支撑板以及与所述支撑板固接、用以接收上位机控制信号的驱动控制器，位于所述驱动控制器的上、下两侧对称设置有两个用以带动舵面偏转的机电作动器，所述驱动控制器用以根据上位机控制信号控制全部所述机电作动器，且全部所述机电作动器固接于所述支撑板。

优选地，所述驱动控制器包括位于外侧的盖板，所述盖板设有若干个用以供所述驱动控制器与外部设备连接的电连接器插座。

优选地，位于所述支撑板一侧的中间位置设有若干个沿所述支撑板内侧方向开设、用以露出所述电连接器插座的开口槽。

优选地，全部所述机电作动器均包括与所述驱动控制器相连并用以提供动力的驱动装置、与所述驱动装置连接并用以实现转速调节的减速器以及与所述减速器连接并用以传递运动和动力的传动装置。

优选地，所述传动装置具体为滚珠丝杠副。

优选地，所述减速器包括用以与所述驱动装置连接的输入轴，所述驱动装置通过花键与所述输入轴连接。

优选地，所述减速器还包括用以沿其轴向旋转的输出齿轮，所述传动装置包括用以与所述输出齿轮连接的丝杠，所述输出齿轮通过平键与所述丝杠连接。

优选地，所述传动装置还包括用以与所述丝杠配合连接的螺母，所述螺母的外圈设有限制所述螺母旋转运动的限位机构。

优选地，全部所述机电作动器均可拆卸地连接于所述支撑板。

本发明还提供一种航天飞行器飞行控制系统，包括上述任一项所述的机电作动系统。

相对于上述背景技术，本发明针对航天飞行器的不同要求，设计了机电作动系统，在一些狭小舱体内由于空间狭小，会出现机电作动器很难安装的情况，并且用于传递信号的接插件以及裸露的连接电缆降低了舵系统的可靠性，因此，使用一种集成化程度较高以及可靠性较高的机电作动系统很有必要。

具体来说，机电作动系统包括支撑板、驱动控制器以及机电作动器，其中，支撑板用于安装驱动控制器、机电作动器以及用于传递信号的连接电缆，驱动控制器固接于支撑板上，驱动控制器能够接收来自上位机的控制信号，经过处理该控制信号后，驱动控制器能够进一步控制机电作动器带动舵面等目标体进行偏转，位于驱动控制器的上、下两侧对称设置有两个机电作动器，且全部机电作动器固接于支撑板上。这样的设置可以实现机电作动系统双工位集成，双工位机电作动器共用一个安装接口以便于安装并节约安装空间，并且双工位机电作动器与驱动控制部分集成于一体，不仅可以提高机电作动系统的集成化程度，而且可以减少机电作动器与驱动控制器之间的连接电缆和接插件，进而可以提高系统的可靠性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例公开的一种机电作动系统的结构示意图；

图2为图1的右视图；

图3为图1中机电作动器的剖面结构示意图；

图4为图3中滚珠丝杠副结构示意图。

其中：

1-支撑板、11-开口槽、2-驱动控制器、3-机电作动器、4-驱动装置、5-减速器、6-传动装置、61-丝杠、62-锁紧螺母、63-支撑轴承、64-螺母、65-连接螺母、7-作动器壳体、8-杆端轴承。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的核心是提供一种机电作动系统，该机电作动系统通过机电作动器和驱动控制器一体化设计以及两路机电作动器双工位集成可以解决四路机电作动器安装所需空间大而不能适应舱体的狭小空间的问题，从而可以提高机电作动系统的集成化程度，极大的减小安装空间。本发明的另一核心是提供一种包括上述机电作动系统的航天飞行器飞行控制系统。

为了使本技术领域的技术人员更好地理解本发明方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步的详细说明。

需要说明的是，下文所述的“上侧、下侧、左侧、右侧”等方位词都是基于说明书附图所定义的。

请参考图1至图4，图1为本发明实施例公开的一种机电作动系统的结构示意图；图2为图1的右视图；图3为图1中机电作动器的剖面结构示意图；图4为图3中滚珠丝杠副结构示意图。

本发明实施例所提供的机电作动系统具体为电动舵系统，电动舵系统是运用于导弹、无人机、机器人等的伺服作动系统，该系统包括支撑板1、驱动控制器2、机电作动器3、位移传感器以及舵片等，驱动控制器2接收上位机给定的位置指令，经处理后机电作动器3带动舵面等目标体偏转，在目标体偏转同时，通过反馈电位计将舵偏信号实时反馈给驱动控制器2，再传送至上位机，形成闭环控制，从而可以保证舵面在一定响应时间内以一定的精度趋近目标位置。

其中，支撑板1用于安装驱动控制器2、机电作动器3以及用于传递作动器与控制器之间信号的连接电缆，驱动控制器2固接于支撑板1的右侧靠中间的位置，两个机电作动器3分别对称设置于驱动控制器2的上、下两侧，且两个机电作动器3均固接于支撑板1上；当驱动控制器2接收来自上位机的控制信号并经过处理该控制信号后，驱动控制器2能够进一步控制全部机电作动器3以带动舵面等目标体进行偏转，也就是说，驱动控制器2能够同时控制两个机电作动器3。

这样的设置方式可以实现机电作动系统双工位集成，双工位机电作动器通过共用一个安装接口以便于安装并节约安装空间，并且双工位机电作动器与驱动控制部分集成于一体，不仅可以提高机电作动系统的集成化程度，而且可以减少机电作动器3与驱动控制器2之间的连接电缆和接插件。

当然，根据实际需要，上述双工位机电作动器可以设置为同一种作动器，也就是说，两个机电作动器3的所有零部件的类型、结构形式以及连接方式均可以设置为相同，这样的设置便于零件加工，可以在一定程度上降低成本。

此外，双工位机电作动器可以设置为可拆卸地连接于支撑板1上，并且两个机电作动器3之间各自独立设置，这样即可便于机电作动器3的安装和拆卸，有利于保证系统的稳定性；当然，驱动控制器2也可以通过螺钉与支撑板1集成于一体，螺钉连接的形式具体可以参考现有部分的相关技术要求，此处将不再展开。

例如，机电作动器3也可以通过螺钉固定在支撑板1上，当机电作动器3中的零部件发生损坏或者出现故障时，可以通过旋下螺钉来实现机电作动器3的拆卸以便于更换相应的零部件。

当然，根据实际需要，全部的机电作动器3也可以进一步通过销钉实现定位连接，销钉可以沿着垂直于支撑板1的侧壁设置，这样的设置可以限制机电作动器3沿其轴向的位移，从而可以防止机电作动器3执行过程中出现误差以保证机电作动器3运行的精确性与稳定性。

在本发明实施例中，驱动控制器2包括位于外侧的盖板，盖板上设有若干个电连接器插座，驱动控制器2通过电连接器插座与外部设备连接进行电连接，例如，驱动控制器2可以通过电连接器插座与上位机电连接，这样即可实现将上位机的控制信号传送至驱动控制器2。

相应地，位于支撑板1一侧的中间位置设计有若干个镂空结构，该镂空结构具体为开口槽11，该开口槽11与上述电连接器插座对应设置，并且开口槽11沿支撑板1内侧方向开设。这样一来，一方面，开口槽11的设置可以减轻支撑板1的重量；另一方面，开口槽11能够露出驱动控制器2盖板上的电连接器插座，这样即可便于驱动控制器2与上位机等外部设备的连接。

为了优化上述实施例，全部机电作动器3均包括驱动装置4、减速器5以及传动装置6，其中，驱动装置4能够为机电作动器3提供运行动力，减速器5设置于驱动装置4与传动装置6之间，并且与驱动装置4连接，减速器5的作用是可以匹配执行机构所需的转速以及传递转矩，也就是说，使用减速器5的目的是降低转速，增加转矩；传动装置6与减速器5连接并用来传递运动和动力。

此外，机电作动器3还包括作动器壳体7以及杆端轴承8，其中，作动器壳体7位于机电作动器3的外部，作动器壳体7用来保护位于机电作动器3内部的零部件不受污染和损坏，杆端轴承8设于机电作动器3的末端，杆端轴承8可以用来连接外部设备。

根据电动舵系统的实际要求，驱动装置4可以设置为伺服电机，减速器5可以采用齿轮减速机，齿轮减速机具有体积小、传递扭矩大以及传动效率高、耗能低、性能优越的特点。

为了实现将伺服电机的旋转运动转换为直线运动，传动装置6具体可以设置为滚珠丝杠副机构，滚珠丝杠副包括丝杠61、螺母64以及钢球，滚珠丝杠副是在丝杠61与螺母64间以钢球为滚动体的螺旋传动元件，它可将旋转运动转变为直线运动，或者将直线运动转变为旋转运动，且滚珠丝杠副具有精度高、无侧隙、刚性好的特点。

具体地说，减速器5包括输入轴与输出齿轮，输入轴与输出齿轮均能够沿减速器5的轴向转动，减速器5的输入轴与伺服电机的转动轴通过花键连接；相应地，减速器5的输出齿轮通过普通平键与滚珠丝杠副的丝杠61连接。

进一步的，还可以通过设置弹性挡圈来固定平键的位置，从而可以限制平键沿丝杠61的轴向位移，从而可以保证减速器5的输出齿轮与滚珠丝杠副的丝杠61连接的稳定性与可靠性。

当然，根据实际需要，伺服电机与减速器5也可以有其他不同的连接方式，前提是能够满足上述功能，例如，伺服电机与减速器5也可以通过法兰连接，即减速器5设有沿其周向分布的减速器连接法兰，减速器5通过减速器连接法兰与伺服电机连接，相应地，伺服电机也设有电机连接法兰，法兰连接是指包括法兰、垫片以及螺栓三者相互连接作为组合密封结构的可拆连接。

其中，减速器连接法兰与电机连接法兰上设有沿其厚度方向贯穿的连接孔，且减速器连接法兰的连接孔与电机连接法兰的连接孔在型号与数量上相对应，连接孔的设置是用来供螺栓穿过并使伺服电机与减速器5紧密连接。

在上述基础上，滚珠丝杠副还包括与丝杠61配合连接的螺母64，螺母64的外圈设有限位机构，限位机构可以用来限位螺母64的旋转运动。这样一来，电机的正反方向旋转运动能够带动减速器5各级齿轮做正反方向旋转运动，减速器5的输出齿轮与滚珠丝杠副的丝杠61固联，从而可以带动滚珠丝杠副的丝杠61做正反方向旋转，而限位机构限制住了螺母64的旋转运动，故滚珠丝杠副的螺母64作往复直线运动。

此外，滚珠丝杠副还设有锁紧螺母62、支撑轴承63以及连接螺母65。支撑轴承63可以设置为角接触轴承，它采用面对面的安装方式安装在丝杠61上，其一端采用轴肩定位，另一端用锁紧螺母62锁紧，使其轴向固定在丝杠61上，不能发生轴向窜动。连接螺母65的外圈及内孔都可以设置为螺纹结构，螺纹外圈与螺母64配合连接，调整好位置后，通过点胶使其固接。螺纹内孔用于连接机电作动器3的杆端轴承8，杆端轴承8可以作为该机电作动系统与上位机的安装接口，换句话说，机电作动系统可以通过杆端轴承8与上位机的连杆机构连接。

这样一来，上述机电作动系统通过驱动控制器2控制伺服电机，经减速器5带动滚珠丝杠旋转，从而可以实现直线运动的输出，再通过设置位移传感器采集直线输出位置作为闭环控制的反馈信号源，这样即可保持舵回路的动态品质和稳定性，最后通过连杆机构控制舵片偏转。

本发明所提供的一种航天飞行器飞行控制系统，包括上述具体实施例所描述的机电作动系统；航天飞行器飞行控制系统的其他部分可以参照现有技术，本文不再展开。

以上对本发明所提供的航天飞行器飞行控制系统及其机电作动系统进行了详细介绍。本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。