[实用新型]一种飞轮安装件

说明书

本实用新型实施例公开了一种飞轮安装件，包括呈桁架式结构的安装架体，安装架体包括：位于安装架体顶部的由上横梁杆件构成的呈对称设置的第一安装面以及第二安装面；所述第一安装面和第二安装面被配置为飞轮的安装配合面；位于安装架体底部的由下横梁杆件构成的第三安装面；以及位于所述第一安装面以及第二安装面与所述第三安装面之间的竖梁杆件；所述第三安装面被配置为与卫星星体装配的安装配合面。所述飞轮安装件可同时安装两个飞轮，解决了现有技术中利用多个安装件安装飞轮组而产生的安装件重量重、各飞轮间相对安装精度较低，以及在振动环境下多个结构件弹性变形从而影响飞轮间的相对安装精度的问题，具有刚度高、质量轻的优点。

技术领域

本实用新型涉及安装件领域。更具体地，涉及一种飞轮安装件。

背景技术

飞轮是航天器姿态控制系统中的惯性执行部件，飞轮高速旋转产生的陀螺力矩，可以作为较正星体姿态偏差的控制力矩，大型飞轮所产生的陀螺力矩，具有稳定星体的作用，能够实现卫星星体的被动控制。可实现星体静止的卫星一般采用一组三个相互正交或多个斜装的飞轮，实现三轴稳定。此外某些飞轮还可以作为航天器的姿态变化敏感元件，需要多个相对安装精度高的飞轮才能实现对星体姿态的敏感。

综上所述，飞轮组内的各飞轮的安装精度，及飞轮安装件的刚度和抵抗由于振动产生的弹性形变的能力，直接影响了姿态控制和姿态敏感的精度。而现有技术中一般采用多个安装件安装飞轮组，具有使用的安装件重量重，各飞轮间相对安装精度较低的缺点，且在振动环境下会由于多个结构件弹性变形而影响飞轮间的相对安装精度

实用新型内容

为解决上述问题的至少一个方面，本实用新型提供一种飞轮安装件，以解决以往利用多个安装件安装飞轮组时，安装件重量重、各飞轮间相对安装精度较低，以及在振动环境下多个结构件弹性变形从而影响飞轮间的相对安装精度的问题。

为达到上述目的，本实用新型采用以下技术方案：

一种飞轮安装件，包括呈桁架式结构的安装架体，所述安装架体包括：

位于安装架体顶部的由上横梁杆件构成的呈对称设置的第一安装面以及第二安装面；

所述第一安装面和第二安装面被配置为飞轮的安装配合面；

所述飞轮安装件还包括有位于安装架体底部的由下横梁杆件构成的第三安装面；以及

位于所述第一安装面以及第二安装面与所述第三安装面之间的竖梁杆件；

所述第三安装面被配置为与卫星星体装配的安装配合面。

此外，优选地方案是，所述安装架体的材质为硅铝十镁。

此外，优选地方案是，所述第一安装面的外形结构和第二安装面的外形结构均呈四边形的安装面；

所述第一安装面包括有与所述第三安装面连接固定的第一连接角部；

所述第二安装面包括有与所述第三安装面连接固定的第二连接角部。

此外，优选地方案是，所述第一连接角部以及第二连接角部与所述第三安装面的连接处均设置有倒角或者加强筋。

此外，优选地方案是，所述竖梁杆件位于所述第一安装面的剩余角部以及第二安装面的剩余角部与所述第三安装面之间。

此外，优选地方案是，所述第一安装面以及第二安装面上设置有带有凸台结构的安装孔。

此外，优选地方案是，所述第三安装面上设置有固定孔。

此外，优选地方案是，所述第一安装面和第二安装面的厚度为4mm。

此外，优选地方案是，所述竖梁杆件的横截面为三角形、T形或者L形。