本发明涉及宇航飞行器，特别涉及一种中小型卫星上用的小型单框架控制力矩陀螺的构型。
背景技术：
中小型监视卫星是我国在研卫星，具有重量轻、体积小，可快速发射，具备在轨敏捷机动能力等特点。小型单框架控制力矩陀螺作为大力矩输出的惯性单机，搭载后实现了中小卫星在轨敏捷机动；此外，由于运载火箭发射包络尺寸及重量限制，以及单框架控制力矩常常是以多组出现，要求单框架控制力矩陀螺体积小，重量轻，有满足卫星敏捷机动需求的力矩输出能力。
技术实现要素：
本发明解决的问题是中小型卫星在轨敏捷机动问题；为解决所述问题，本发明提供一种小型单框架控制力矩陀螺构型。
一种单框架控制力矩陀螺的构型包括：陀螺基座、陀螺固定架、框架电机、陀螺转子、轮体电机；所述陀螺固定架固定于陀螺基座；所述陀螺转子通过转接架固定在所述陀螺固定架相对两个表面之间，所述轮体电机带动陀螺转子的轮体绕轴转动；所述框架电机输出轴深入到陀螺转子转接件中，带动陀螺转子绕轮体的直径旋转。
进一步，所述陀螺基座的剖面为一直角三角形和与直角三角形共斜边的U型槽；所述陀螺固定架固定于所述U型槽内。
进一步，所述陀螺固定架总体采用U形构型，所述陀螺固定架相对的两个侧壁分布开有第一通孔和第二通孔。
进一步，还包括：第一陀螺转子转接架和第二陀螺转子转接架；所述第一陀螺转子转接件和第二陀螺转子转接件相对设置，将陀螺转子夹紧固定；所述第一陀螺转子转接件一端穿过所述第一通孔，与第一通孔内的第一轴承过盈配合；所述第二陀螺转子转接件一端穿过所述第二通孔，与第二通孔内的第二轴承过盈配合。
进一步，还包括：安装于所述第一通孔远离第二通孔的表面的导电滑环；所述轮体电机的连线在环形支撑架侧面压紧后，从第一陀螺转子转接架的侧孔进入陀螺固定架，连接导电滑环后，由导电滑环接出；最终连接到输入输出器件。
进一步，还包括：安装于所述第二通孔远离第一通孔的表面的框架电机。
进一步，所述框架电机选用陶瓷电机，采用端面固定的形式固定在陀螺固定架上，固定架有伸出项对陶瓷电机进行保护。
进一步，所述轮体电机采用端面固定的形式，电机间隙配合一个环形支撑架，起到辅助支撑的保护作用。
进一步，所述陀螺转子的轮体直接胶粘在轮体电机轴上，所述陀螺转子上设置保护杆对轮体进行保护。
还包括：环形支撑架，所述环形支撑架剖面为U型， 通过侧壁固定联接陀螺转子转接件，底部辅助支撑轮体电机。
本发明的优点包括：
陀螺固定架的U形设计中具有高度的集成性，四个端面分别固定了内转子的两端、导电滑环和框架电机。
陀螺转子转接件直联的框架电机为低速高性能的陶瓷电机，提高了小型控制力矩陀螺的外框转动精度低速器74。
轮体电机采用了集成驱动的盘式电机，并采用胶粘的方式直联了陀螺转子，有效的减小了内转子的体积和重量。
采用陀螺转子转接件端面定位，双端夹紧的转接设计，精巧的设计使得整体安装十分方便。
设计中考虑了多种保护措施，防止了装置可能有的对昂贵器件以及对人的伤害。
整体结构小型化，简约化，轻量化，并能达到要求的力矩输出性能。
附图说明
图1是本发明实施例提供的小型单框架控制力矩陀螺的结构示意图；
图2是本发明实施例提供的小型单框架控制力矩陀螺组成的金字塔构型的示意图；
图3是本发明实施例提供的小型单框架控制力矩陀螺构型中的陀螺基座的结构示意图；
图4是本发明实施例提供的小型单框架控制力矩陀螺构型中的陀螺固定架的结构示意图；
图5是本发明实施例提供的小型单框架控制力矩陀螺构型中的陀螺转子（无轮体）的结构示意图；
图6是本发明实施例提供的小型单框架控制力矩陀螺构型中的轮体的结构示意图；
图7是本发明实施例提供的小型单框架控制力矩陀螺构型中的陀螺转子转接件的结构示意图；
图8是本发明实施例提供的小型单框架控制力矩陀螺构型中的环形支撑架的结构示意图；
图9是本发明实施例提供的小型单框架控制力矩陀螺构型中的轮体电机固定架的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图与实施例对本发明作进一步详细描述。
由背景技术可知：现代空间敏捷中小卫星在轨运行时需要很强的敏捷机动能力，单框架控制力矩陀螺作为能够进行大力矩输出的惯性单机，正好契合了这一要求。
参考图1，本发明提供的单框架控制力矩陀螺的构型包括：陀螺基座8、陀螺固定架2、框架电机5、轮体电机7、轮体3、环形支撑架6；所述陀螺固定架2固定于陀螺基座8；所述轮体3通过转接架固定在所述陀螺固定架2相对两个表面之间，所述轮体电机7与轮体3固定连接，所述轮体电机7带动陀螺转子的轮体3绕轴转动；所述框架电机5输出轴深入到陀螺转子转接件中，带动陀螺转子绕轮体的直径旋转。
对于单个单框架控制力矩陀螺而言，输入力矩包含两部分，一部分是因框架角加速度存在而需要的驱动力矩，另一部分是因框架角加速度存在而需要的驱动力矩：
式中是小卫星相对惯性坐标系的姿态角速度沿控制力矩陀螺输出力矩方向的分量；为沿框架轴方向包含支撑框架和恒速飞轮在内的转动惯量；为框架角加速度。
因角动量方向改变而产生的输出力矩也包含两部分：一部分是由框架角速度产生的进动力矩，另一部分是由星体角速度产生的进动力矩。输出力矩可以表示为：
式中为星体相对惯性坐标系的姿态角速度在沿控制力矩陀螺框架轴方向的分量。
外框转速主要由电机的输出能力决定，在情况下，框架驱动轴输入力矩：
其中为摩擦力矩。
在地面实际应用测试以及实际应用在卫星平台上的单框架控制力矩陀螺是成组的形式，本发明中的小型单框架控制力矩陀螺是以金字塔型构型规划应用在卫星上的，如图2所示。
图3是本发明实施例提供的小型单框架控制力矩陀螺构型中的陀螺基座的结构示意图，陀螺基座为一直角三角形和与直角三角形共斜边的U型槽；所述陀螺固定架固定于所述U型槽内。U型槽相对于竖直面的倾斜角度为54.74度。陀螺各方向的力矩输出性能有所差异，这样设计的好处是，Z轴的控制力矩输出性能更好；在空间任务中金字塔构型Z轴的指向对准空间飞行器坐标框架中最重要的轴上。
如图4所示，陀螺固定架总体采用U形构型，结合参考图1，所述陀螺固定架总体采用U形构型，所述陀螺固定架相对的两个侧壁分布开有第一通孔和第二通孔；第一陀螺转子转接架和第二陀螺转子转接架分别固定于第一通孔和第二通孔；所述第一陀螺转子转接件开有凹槽的一端和第二陀螺转子转接件开有凹槽的一端相对设置，通过所述凹槽将轮体夹紧固定；所述第一陀螺转子转接件一端穿过所述第一通孔，与第一通孔内的第一轴承过盈配合；所述第二陀螺转子转接件一端穿过所述第二通孔，与第二通孔内的第二轴承过盈配合，所述第二陀螺转子转接件穿过第二通孔的一端连接框架电机5。框架电机5选用陶瓷电机，采用端面固定的形式固定在陀螺固定架2上，陀螺固定架5有伸出项对陶瓷电机进行保护。陀螺转子转接件的示意图见图6。
所述第一通孔远离第二通孔的表面安装有导电滑环1（见图1）；所述导电花环套接在第二陀螺转子转接件上，所述轮体电机的连线在环形支撑架上压紧后，从第一陀螺转子转接架的侧孔进入陀螺固定架，连接导电滑环后，由导电滑环接出；最终连接到输入输出器件。
如图5所示为陀螺转子结构示意图，内转子包括轮体3、与轮体电机固定架采用端面固定方式固联的轮体电机7，以及与轮体电机间隙配合的环形支撑架6，环形支撑架对轮体电机进行辅助支撑和保护。如图8所示，所述环形支撑架6的剖视面为U形，所述环形支撑架6的底部有一圆环，轮体电机固定架固定在圆环上方，圆环对轮体电机起到支撑和保护的作用。轮体电机固定架的结构如图9所示。
如图5所示的陀螺转子的轮体，直接胶粘在电机轴上，轮体中孔刮有小的沟槽来存储少量胶水，增强胶粘强度，另外陀螺转子上方也安装了保护杆4（见图1）对轮体进行保护。
综上，本发明解决了中小卫星在轨快速敏捷机动的问题。该小型单框架控制力矩陀螺结构紧凑、质量小，安装方便。由于陀螺外框旋转能够达到较高的精度，所以控制力矩陀螺群整体的力矩输出精度也较高，使整星具备快速准确的机动能力。另外设计中考虑了多种保护措施，不仅有效的提高了整体单机的刚度，而且有效的保护了外部设备以及人员。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。