[发明专利]一种控制力矩陀螺内框架的密封方法

说明书

技术领域

本发明涉及航天器姿态控制技术，尤其是对航天器姿态控制系统的执行机构控制力矩陀螺的内框架实现密封的方法。

背景技术

控制力矩陀螺技术既可以实现大型航天器的姿态控制，又可以实现中小型卫星的敏捷机动。随着近年来我国空间站技术的快速发展，以及国民经济建设对中小型敏捷卫星的需求越来越迫切，控制力矩陀螺已经成为了非常热门的研究领域。

控制力矩陀螺整机由内框架和外框架组成。其中，内框架是一个全密封的高速转动飞轮系统，它为航天器的姿态控制提供所需的角动量。针对控制力矩陀螺产品的特性及需求，对内框架的密封需要具有低漏率、长寿命等特点，它的主要作用有三方面：

首先，由于飞轮转速较高，而在空气中高速转动会产生很大的风阻，所以在地面试验过程中，为了减小风阻，降低功耗，需要对内框架壳体进行密封，然后通过抽气降低壳体内部气压并维持一定的真空度。

其次，良好的壳体密封还可以阻止内框架内部的高速轴承组件润滑油的挥发，从而减少轴承的磨损，延长轴承组件寿命。由于控制力矩陀螺整机寿命也主要取决于该轴承组件的寿命，所以，良好的密封是控制力矩陀螺整机实现长寿命的保证。

另外，内框架内部的轴承、电机等组件均需要在洁净度较高的环境下工作，良好的密封可以防止外界杂质的进入，从而提高产品的可靠性。

传统的飞轮一般是采用O形圈密封方法，这种密封方法漏率较高，难以实现并保持壳体内部长时间较高的真空度；另外由于O形圈的橡胶材料易老化，难以实现飞轮的长寿命密封；而且橡胶材料对高、低温、强辐射等极端环境适应性很差，难以保证密封在极端环境下的可靠性。

所以，针对控制力矩陀螺内框架的性能需求，必须克服传统飞轮密封的缺陷，研究出一种可以实现低漏率、长寿命并且具有良好的环境适应性的密封方法。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种控制力矩陀螺内框架密封方法，能够实现低漏率、长寿命密封，能提高控制力矩陀螺内框架的密封性能。

为解决上述技术问题，本发明是通过以下的技术方案实现的，一种控制力矩陀螺内框架密封方法，其包括如下步骤：

1)确定内框架所需密封部位

包括对接插件安装孔、壳体连接处、抽气孔三个部位密封。

2)各部位采用的密封措施

先对接插件安装孔采用镀金钎焊密封；再对壳体连接处采用合金镀层低温钎焊密封；最后在抽气孔密封时，先用抽气泵将内框架内的空气抽出，然后将阀芯紧固在抽气孔上，此时阀芯上若干层密封圈被压紧，从而实现抽气孔的密封。

3)用氦质谱检漏仪测试控制力矩陀螺内框架的密封漏率，实现了控制力矩陀螺内框架密封效果的定量检验。

本发明采用的方法，与现有技术相比，其优点和有益效果是：

用钎焊密封和密封圈密封相结合的密封方法代替了传统O形圈密封，提高了密封可靠性，具有低漏率、长寿命等优点。采用可重复抽气的方法，实现了内框架气压的可调节性，从而找到飞轮工作的最优气压环境。满足了控制力矩陀螺内框架密封要求和重复抽气调压需求。用氦质谱检漏仪测试，密封后控制力矩陀螺内框架漏率可达5*10-8PaL/s。

附图说明

以下将结合附图和实施例对本发明作进一步的描述。

图1是本发明的控制力矩陀螺内框架结构及需要密封部位示意图；

图2是本发明的接插件安装孔密封示意图；

图3是本发明的壳体连接处密封示意图；

图4是本发明的内框架抽气原理示意图；

图5是本发明的抽气孔密封示意图。

图中：

基座壳体1、顶盖壳体2、飞轮组件3、接插件安装孔4、壳体连接处5、抽气孔6、接插件7、铜带8、支撑环9、、抽气及密封工装10、抽气泵11、传力杆12、抽气孔阀芯13、削边螺纹14、密封圈15。

具体实施方式

参见图1，为本发明的控制力矩陀螺内框架结构及需要密封部位示意图，内框架主要由两个壳体(包括基座壳体1和顶盖壳体2)以及安装在壳体内部的飞轮组件3构成。

需要对内框架上三个位置分别进行密封：接插件安装孔4、壳体连接处5、抽气孔6，以保证控制力矩陀螺内框架的密封效果。

整个密封与抽气流程为：先焊接密封接插件安装孔4-再焊接密封壳体连接处5-后抽气并密封抽气孔6。