专利名称：一种航天器用新型飞轮支架结构的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种支撑机构，具体是一种航天器用新型飞轮支架结构。
背景技术：
随着航天技术的发展，运载工具的能力限制与航天器重量日益增大的矛盾日益突出，结构优化设计已成为航天器结构设计发展的必然趋势之一，飞轮支架结构的优化设计需求也随之产生。反作用飞轮、动量轮及力矩补偿轮等是航天器姿态控制系统的重要组成部分，可统称为飞轮，其工作过程中对振动噪声非常敏感，要求飞轮支架必须具有很好的力学性能。传统的飞轮支架往往是根据经验设计，多沿用以往型号的设计方案，鲜有重大改动。在两个设计约束存在矛盾时，原有解决方案单一，均是牺牲重量的情况下确保力学性能满足要求，设计方法趋于保守，多是在原有设计的基础上修改局部尺寸或增减加强筋来实现设计意图，设计的飞轮支架笨重且构型复杂，工艺复杂，制造难度大。
经对现有技术的文献检索发现，目前还没有用于航天器用新型飞轮支架结构，飞轮支架的设计约束主要包括两个方面一是要提高支架力学性能保证飞轮能够经受发射过程振动噪声的考验；二要实现结构的轻量化设计，节省整星资源。为此，如何提供一种质量轻、制造容易、成本较低的性能优异的飞轮支架结构，成为业内亟待解决的问题。有必要进行飞轮支架的优化设计，充分引入先进设计理念，获得了合理的飞轮支架设计。
发明内容
针对上述需求，本发明的目的是提供一种航天器用新型飞轮支架结构，本发明具有质量轻、制造容易、成本较低等特点，以解决现有支架性能不佳、质量重、结构复杂的技术问题。本发明是通过如下技术方案实现的，本发明所述航天器用新型飞轮支架结构包括第一安装部件、主承力结构、第二安装部件，第二安装部件作为飞轮支架结构的底座，第二安装部件与主承力结构连接，主承力结构与第一安装部件连接，第一安装部件、主承力结构、第二安装部件采用一体化成型技术，其特征在于，所述第一安装部件为中心直径渐变的中空圆环体；所述第一安装部件、主承力结构、第二安装部件均采用铸镁合金铸造而成，或采用整块铝合金材料2A14T6 —体化加工而成；所述第一安装部件，其一面采用圆形法兰面，另一面采用圆环状结构，，所述圆形法兰面，其与飞轮相配合。所述圆形法兰面，其直径尺寸为90 100mm，可依具体情况调整；所述主承力结构，其采用若干支撑腿结构；所述支撑腿结构，其包括第一支撑脚、第二支撑脚、第三支撑脚、第四支撑脚；所述第一支撑脚、第二支撑脚分别与圆形法兰面平行且与所述第二安装部件互相垂直，所述第三支撑脚、第四支撑脚与所述第二安装部件之间的夹角为60 80度；所述第一支撑脚、第二支撑脚、第三支撑脚、第四支撑脚，其的截面为(10 30)mmX (30 60)_ ；所述第二安装部件，其为长方体，所述第二安装部件上设有若干规则排列的安装孔，所述安装孔为4个均布的08. 5mm圆孔，圆孔大小及所在节圆大小均可根据情况调节；本发明用来为反作用飞轮、动量轮及力矩补偿轮等提供安装支撑。本发明的第一安装部件一端设有圆形法兰面，第一安装部件的圆形法兰面与飞轮相配合，主承力结构包括第一支撑脚、第二支撑脚、第三支撑脚、第四支撑脚，第一安装部件通过第一支撑脚、第二支撑脚、第三支撑脚、第四支撑脚与第二安装部件连接，第一支撑脚、第二支撑脚与圆形法兰面相平行，第三支撑脚、第四支撑脚采用倾斜设计，根据实际使用条件的不同，可以灵活调节支撑腿的截面形状以实现所需性能，第二安装部件采用长方体，其上设有若干规则排 列的安装孔。由于采用了以上的技术方案，使得本发明相比于现有技术，具有以下的优点和积极效果首先，本发明所提供的航天器用新型飞轮支架结构，在设计过程中充分考虑反作用飞轮、动量轮及力矩补偿轮等星上运动部件的使用环境要求，对与第一安装部件、主承力结构、第二安装部件三部分的设计参数进行了优化设计，对主承力结构进行拓扑优化和参数优化设计，使该型支架具有力学性能优异、质量轻、结构简单、制造成本低的优点。其次，本发明的航天器用新型飞轮支架结构在设计过程中充分考虑适应多种反作用飞轮、动量轮及力矩补偿轮等星上运动部件的安装接口要求，只要对与第一安装部件进行适应性修改，就可以满足不同航天器的安装使用要求，同时不会造成力学性能的下降或质量的增加，具有较高的通用性，应用前景广阔。经过模态、振动等试验证明，本发明的一种航天器用新型飞轮支架结构达到了力学性能优异、质量轻、结构简单、制造成本低的目的，只要对各尺寸进行适应性，能实现对多种型号反作用飞轮、动量轮及力矩补偿轮等星上运动部件的承载，从而提高了该型支架结构的适应性。
图I是本发明的航天器用新型飞轮支架结构的示意图；图2是本发明的航天器用新型飞轮支架结构安装飞轮后的示意图。图中第一安装部件1，主承力结构2，第二安装部件3，第一支撑脚4，第二支撑脚5，第三支撑脚6，第四支撑脚7，飞轮8。
具体实施例方式下面结合附图对本发明的实施例作详细说明本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例如图1，本实施例包括第一安装部件I、主承力结构2、第二安装部件3，第二安装部件3作为飞轮支架结构的底座，第二安装部件3与主承力结构2连接，主承力结构2与第一安装部件I连接，第一安装部件I、主承力结构2、第二安装部件3采用一体化成型技术，采用铸镁合金铸造而成，或采用整块铝合金材料2A14T6 —体化加工而成，第一安装部件I为中心直径渐变的中空圆环体；第一安装部件1，其一面采用圆形法兰面，另一面采用圆环状结构，圆形法兰面的直径尺寸为9(Tl00mm，主承力结构2包括第一支撑脚4、第二支撑脚5、第三支撑脚6、第四支撑脚7，采用若干支撑腿结构，第一支撑脚4、第二支撑脚5，其分别与圆形法兰面平行且与第二安装部件3互相垂直，第三支撑脚6、第四支撑脚7分别与第二安装部件3之间的夹角为6(T80度，第一支撑脚4、第二支撑脚5、第三支撑脚6、第四支撑脚7的截面为(1(T30)mmX (30^60)mm,第二安装部件3为长方体，上设有若干规则排列的安装孔，安装孔为4个均布的C>8. 5mm圆孔,圆孔大小及所在节圆大小均可根据情况调节；如图2，本发明用来为反作用飞轮、动量轮及力矩补偿轮等提供安装支撑。本发明的第一安装部件I 一端设有圆形法兰面，第一安装部件I的圆形法兰面与飞轮相配合，主承 力结构2包括第一支撑脚4、第二支撑脚5、第三支撑脚6、第四支撑脚7，第一安装部件I通过第一支撑脚4、第二支撑脚5、第三支撑脚6、第四支撑脚7与第二安装部件3连接，第一支撑脚4、第二支撑脚5与圆形法兰面相平行，第三支撑脚6、第四支撑脚7采用倾斜设计，根据实际使用条件的不同，可以灵活调节支撑腿的截面形状以实现所需性能，第二安装部件3采用长方体，其上设有若干规则排列的安装孔。本发明采用结构优化设计理念及轻量化设计理念，制造一种力学性能优异、质量轻、结构简单、制造成本低的飞轮支架结构，可以为多种反作用飞轮、动量轮及力矩补偿轮等星上运动部件提供安装支撑。
权利要求
1.一种航天器用新型飞轮支架结构，包括第一安装部件、主承力结构、第二安装部件，第二安装部件作为飞轮支架结构的底座，第二安装部件与主承力结构连接，主承力结构与第一安装部件连接，第一安装部件、主承力结构、第二安装部件采用一体化成型技术，其特征在于，所述第一安装部件为中心直径渐变的中空圆环体。
2.如权利要求I所示的航天器用新型飞轮支架结构，其特征在于，所述第一安装部件、主承力结构、第二安装部件均采用铸镁合金铸造而成。
3.如权利要求I所示的航天器用新型飞轮支架结构，其特征在于，所述第一安装部件，其一面采用圆形法兰面，另一面采用圆环状结构，所述圆形法兰面，其与飞轮相配合。
4.如权利要求3所示的航天器用新型飞轮支架结构，其特征在于，所述圆形法兰面，其直径尺寸为9(Tl00mm。
5.如权利要求I所示的航天器用新型飞轮支架结构，其特征在于，所述主承力结构，其米用若干支撑腿结构。
6.如权利要求5所示的航天器用新型飞轮支架结构，其特征在于，所述支撑腿结构，其包括第一支撑脚、第二支撑脚、第三支撑脚、第四支撑脚，所述第一支撑脚、第二支撑脚分别与圆形法兰面平行且与所述第二安装部件互相垂直，所述第三支撑脚、第四支撑脚与所述第二安装部件之间的夹角为60 80度。
7.如权利要求6所示的航天器用新型飞轮支架结构，其特征在于，所述第一支撑脚、第二支撑脚、第三支撑脚、第四支撑脚，其的截面为(10 30)mmX (30 60)mm。
8.如权利要求I所示的航天器用新型飞轮支架结构，其特征在于，所述第二安装部件，其为长方体，所述第二安装部件上设有若干规则排列的安装孔，所述安装孔为4个均布的C>8. 5mm圆孔，圆孔大小及所在节圆大小均可调节。
全文摘要
本发明公开一种航天器用新型飞轮支架结构，第一安装部件、主承力结构、第二安装部件三个部分。该型飞轮支架采用结构优化设计理念设计而成，在获得比原有设计性能更优的前提下实现了飞轮轻量化。该型飞轮支架不仅为反作用飞轮、动量轮及力矩补偿轮等运动部件提供稳固的安装基础，保证各单机在卫星发射段的安全性和轨道运行时的可靠性，还能满足控制分系统飞轮(或反作用动量轮及力矩补偿轮)工作的导热需求和力学条件，具有质量轻、结构简单，制造成本低的优点，具有较高的通用性。
文档编号F16F15/315GK102720801SQ201210203930
公开日2012年10月10日 申请日期2012年6月19日 优先权日2012年6月19日
发明者周徐斌, 王萌, 陶炯鸣, 顾亦磊 申请人:上海卫星工程研究所