专利名称：用于飞控系统舵回路的双余度直流无刷伺服电机的制作方法
技术领域：
本实用新型属于航空自动飞行控制技术，涉及对航空飞行控制系统舵回路作动器 电机的改进。
背景技术：
现有的航空飞行控制系统舵回路作动器普遍采用单电机，当电机发生短路或断路 或者绕组匝间短路等故障时，就会因电机故障致使对舵面的操控失效，严重影响飞行安全。
发明内容本实用新型的目的是提出一种共轴双余度直流无刷伺服电机，以解决单电机可 靠性低的问题，保证飞行安全。本实用新型的技术方案是用于飞控系统舵回路的双余度直流无刷伺服电机，包 括由壳体、前端盖、后端盖、转子轴、前轴承、后轴承、传感器组件、后转子磁钢、后定子组件 和第一电机引出线组成的单电机；前端盖和后端盖与壳体通过螺钉连接，转子轴的前端通 过前轴承与前端盖连接，转子轴的后端通过后轴承与后端盖连接，传感器组件安装在后端 盖的内表面上，传感器组件的引出线从后端盖的引线孔引出，后转子磁钢固定在转子轴的 后部，后定子组件安装在壳体内与后转子磁钢对应的位置，第一电机引出线的内端与后定 子组件连接，第一电机引出线的外端通过壳体上的引线孔穿出；其特征在于，壳体的轴向尺 寸延长70 % 90 %，转子轴的轴向尺寸也相应延长70 % 90 %，在转子轴上、后转子磁钢 的前面安装有一个结构和尺寸与后转子磁钢相同的前转子磁钢，在壳体内、后定子组件的 前面安装有一个结构和尺寸与后定子组件相同的前定子组件，前定子组件的安装位置与前 转子磁钢对应，有一个第二电机引出线，它的内端与前定子组件连接，它的外端通过壳体上 的引线孔穿出；由后定子组件和后转子磁钢构成后端电机，由前定子组件和前转子磁钢构 成前端电机，后定子组件的电气零位与前定子组件的电气零位相差15° 16°。本实用新型的优点是使伺服电机具有双余度，当其中一个电机发生故障时，另一 个电机可接替工作，从而解决了单电机可靠性低的问题，保证了舵回路能可靠的运行，大大 提高了电机的可靠性，保证了飞行安全。
图1是本实用新型的结构原理示意图。具体实施过程下面对本实用新型做进一步详细说明。参见图1，用于飞控系统舵回路的双余度直 流无刷伺服电机，包括由壳体1、前端盖2、后端盖3、转子轴4、前轴承5、后轴承6、传感器组 件7、后转子磁钢8、后定子组件9和第一电机引出线10组成的单电机；前端盖2和后端盖 3与壳体1通过螺钉连接，转子轴4的前端通过前轴承5与前端盖2连接，转子轴4的后端 通过后轴承5与后端盖3连接，传感器组件7安装在后端盖3的内表面上，传感器组件7的引出线从后端盖3的引线孔引出，后转子磁钢8固定在转子轴4的后部，后定子组件9安装 在壳体1内与后转子磁钢8对应的位置，第一电机引出线10的内端与后定子组件9连接， 第一电机引出线10的外端通过壳体1上的引线孔穿出；其特征在于，壳体1的轴向尺寸延 长70% 90%，转子轴4的轴向尺寸也相应延长70% 90%，在转子轴4上、后转子磁钢 8的前面安装有一个结构和尺寸与后转子磁钢8相同的前转子磁钢11，在壳体1内、后定子 组件9的前面安装有一个结构和尺寸与后定子组件9相同的前定子组件12，前定子组件12 的安装位置与前转子磁钢11对应，有一个第二电机引出线13，它的内端与前定子组件12连 接，它的外端通过壳体1上的引线孔穿出；由后定子组件9和后转子磁钢8构成后端电机， 由前定子组件12和前转子磁钢11构成前端电机，后定子组件9的电气零位与前定子组件 12的电气零位相差15° 16°。 本实用新型的工作原理是通过前端电机的引出线和后端电机的引出线分别向前 端电机的定子绕组和后端电机的定子绕组输入三相PWM波，前端电机的定子绕组和后端电 机的定子绕组将在各自的气隙中产生各自的旋转磁场，其中前端电机的定子绕组产生的旋 转磁场将对前端电机转子主磁钢产生作用，后端电机的定子绕组产生的旋转磁场将对后端 电机转子主磁钢产生作用，使得前端电机的定子绕组和后端电机的定子绕组对转子轴产生 一个相同方向的旋转力矩，从而驱动电机的转子转动，这就保证了前端电机和后端电机不 但能以热备份的方式同时运转工作，也能以冷备份的方式独立工作，当其中一个电机发生 故障时，另一个电机可接替工作，从而使该电机能可靠的运行。
权利要求用于飞控系统舵回路的双余度直流无刷伺服电机，包括由壳体[1]、前端盖[2]、后端盖[3]、转子轴[4]、前轴承[5]、后轴承[6]、传感器组件[7]、后转子磁钢[8]、后定子组件[9]和第一电机引出线[10]组成的单电机；前端盖[2]和后端盖[3]与壳体[1]通过螺钉连接，转子轴[4]的前端通过前轴承[5]与前端盖[2]连接，转子轴[4]的后端通过后轴承[5]与后端盖[3]连接，传感器组件[7]安装在后端盖[3]的内表面上，传感器组件[7]的引出线从后端盖[3]的引线孔引出，后转子磁钢[8]固定在转子轴[4]的后部，后定子组件[9]安装在壳体[1]内与后转子磁钢[8]对应的位置，第一电机引出线[10]的内端与后定子组件[9]连接，第一电机引出线[10]的外端通过壳体[1]上的引线孔穿出；其特征在于，壳体[1]的轴向尺寸延长70％～90％，转子轴[4]的轴向尺寸也相应延长70％～90％，在转子轴[4]上、后转子磁钢[8]的前面安装有一个结构和尺寸与后转子磁钢[8]相同的前转子磁钢[11]，在壳体[1]内、后定子组件[9]的前面安装有一个结构和尺寸与后定子组件[9]相同的前定子组件[12]，前定子组件[12]的安装位置与前转子磁钢[11]对应，有一个第二电机引出线[13]，它的内端与前定子组件[12]连接，它的外端通过壳体[1]上的引线孔穿出；由后定子组件[9]和后转子磁钢[8]构成后端电机，由前定子组件[12]和前转子磁钢[11]构成前端电机，后定子组件[9]的电气零位与前定子组件[12]的电气零位相差15°～16°。
专利摘要本实用新型属于航空自动飞行控制技术，涉及对航空飞行控制系统舵回路作动器电机的改进。它包括由壳体[1]、前端盖[2]、后端盖[3]、转子轴[4]、前轴承[5]、后轴承[6]、传感器组件[7]、后转子磁钢[8]、后定子组件[9]和第一电机引出线[10]组成的单电机；其特征在于，在转子轴[4]上安装有一个结构和尺寸与后转子磁钢[8]相同的前转子磁钢[11]，在壳体[1]内安装有一个结构和尺寸与后定子组件[9]相同的前定子组件[12]。本实用新型使伺服电机具有双余度，解决了单电机可靠性低的问题，大大提高了电机的可靠性，保证了飞行安全。
文档编号H02K1/27GK201690329SQ20092021827
公开日2010年12月29日 申请日期2009年10月19日 优先权日2009年10月19日
发明者刘淼龙, 拦继强, 高国旗, 黄健 申请人:兰州飞行控制有限责任公司