专利名称：飞行器惯组双轴自标定装置的制作方法
技术领域：
本发明属于惯性导航领域，具体地指一种飞行器惯组双轴自标定装置。
背景技术：
惯性导航系统通常由惯性测量装置、计算机、控制显示器等组成。其中，惯性测量装置包括加速度计和陀螺仪，又称惯性导航组合(简称惯组)。3个自由度陀螺仪用来测量飞行器的3个转动运动；3个加速度计用来测量飞行器的3个平移运动的加速度。捷联式惯性导航系统的结构简单、体积小、维护方便，是通过惯组直接安装在飞行器上以完成制导与导航任务。因此，飞行器惯组是飞行器控制系统的核心，是影响导航精度和使用性能的关键部件。目前飞行器惯组标定过程复杂，需要将飞行器惯组拆卸后，使用第三方专用测试设备上进行标定测试。测试过程复杂，需要人工进行干预。而现有的陆用、船用惯组的单双轴标定装置，其环境适应能力有限，无法在飞行器上使用。从公布的资料来看，陆用、船用惯组的单轴或双轴调制装置中很大部分仅限于理论研究，而且这些装置主要存在以下局限性，制约其在飞行器上的应用。第一，单轴调制装置往往无法单独依靠自身轴系的自由度完成惯组全部参数的标定。第二，现有单轴或双轴调制装置的锁紧、松开可靠性要求相对较低，且自动化程度不高。第三，该类装置中，特别是双轴回转装置中走线方式多采用滑环方式，滑道和触点之间存在相对滑动，在飞行器飞行过程的冲击振动环境下无法保证惯组的可靠工作。
发明内容
本发明的目的就是要克服现有技术所存在的不足，提供一种飞行器惯组双轴自标
定装置。为实现上述目的，本发明所设计的飞行器惯组双轴自标定装置，包括环形结构的基座、安装在所述基座上的外框轴系、安装在所述外框轴系上的内框轴系、与所述内框轴系相连的飞行器惯组、以及安装在所述基座上的自动锁紧装置，其特征在于所述外框轴系包括外框架，所述外框架的纵向两边分为滑动端和锁紧端，所述外框架的滑动端固定连接有外框轴孔转接支架，所述外框轴孔转接支架内设置有顶升螺母，所述顶升螺母的外周通过轴承组件与基座活动配合；所述外框架的锁紧端设置有外框轴、直齿轮副和定齿盘，所述直齿轮副由相互啮合的大齿轮和小齿轮组成，所述大齿轮套接在外框轴上，所述小齿轮与安装在基座上的外框电机相连，所述定齿盘设置在外框轴的内侧端，所述外框轴的外侧端通过外轴端盖安装在基座上；所述内框轴系包括安装在飞行器惯组两侧的内框架，所述两侧的内框架上分别设置有内框轴和内框支撑杆，所述内框轴和内框支撑杆分别通过滚动轴承安装在外框架的横向两边；所述内框支撑杆的外侧端与第一蜗轮相连、所述第一蜗轮与第一蜗杆啮合配合，所述第一蜗杆与安装在外框架上的内框驱动电机相连；
所述自动锁紧装置包括通过角接触轴承安装在基座上的复合螺杆，所述复合螺杆的涡轮端与第二蜗杆啮合配合，所述第二蜗杆与安装在基座上的锁紧电机相连，所述复合螺杆的螺杆端与顶升螺母的内螺纹配合，从而驱动顶升螺母在复合螺杆上直线移动；所述飞行器惯组的纵向两边设置有动齿盘和顶杆，所述动齿盘在锁紧时与所述定齿盘啮合配合，所述顶杆的端面与所述顶升螺母抵接配合。上述方案中，所述内框轴及其对应的轴孔以及所述基座与所述外框架的锁紧端相对的圆周面上均设置有用于确定其转动位置的红外传感器。这样，内、外框轴系的回转运动的位置反馈采取红外传感器的方式闭环控制。优选地，所述内框轴上0°、90°、180°、270°四个位置安装有红外传感器的接收端，所述内框轴在对应的轴孔0°位置安装红外传感器的发射端；所述基座与所述外框架的锁紧端相对的圆周面上0°、90°、180°、270°四个位置安装红外传感器的接收端，所述外框架上对应圆周上的0°位置安装红外传感器的发射端。这样，通过不同位置传感器发出的信号来形成内、外框轴系的回转闭环控制。上述方案中，所述外框架与基座之间设置有限位传感器。这样，在松开和锁紧位置通过安装限位传感器，当锁紧或松开到指定位置时，限位传感器触发形成松开或锁紧位置的闭环控制。上述方案中，所述自动锁紧装置还包括安装在基座上用于防止锁紧电机反转的电磁锁紧机构，所述第二蜗杆的下端为半圆柱形，所述电磁锁紧机构的电磁控制插销在锁紧时与第二蜗杆的半圆柱形下端紧贴配合。这样，在锁紧后通过电磁锁紧机构将电机轴限制在固定的角度范围内，防止因电机在外力作用下反转导致锁紧失效。优选地，所述定齿盘通过第二轴向滚珠轴承支撑在外框架上。这样，定齿盘可以带动外框架旋转，而不会随外框架直线运动。优选地，所述内框轴和外框轴均为可供导线穿过的空心轴。这样，内框到基座之间的电缆采用直接连接而不会产生扭曲和缠绕。上述方案中，所述外框架上分别开设有内框电缆走线槽和惯组电缆走线槽，所述外框轴外侧端的外轴端盖上开设有相对的内框电缆出线孔和惯组电缆出线孔。所述内框轴外侧端的内轴端盖上开设有外框电缆出线孔。这样，双轴回转装置中走线可采用电缆直接连接的方式，而且不会产生扭曲和缠绕，避免采用滑环的不可靠性因素。本发明的有益效果在于I、通过内外框复合运动轴系组成的双轴回转机构实现飞行器惯组自标定过程。通过双轴调制装置可依靠双轴系的自由度完成惯组全部参数的标定。2、本装置自动化程度高，锁紧、松开可靠性较高。飞行器惯组双轴自标定装置在飞行器上安装后，通过地面设备远程控制就可进行飞行器惯组的标定过程。内、外框的回转运动的位置反馈采取红外传感器的方式闭环控制；自动锁紧装置的松开或锁紧采取限位传感器的方式实现闭环反馈控制；自动锁紧装置采取动定齿盘啮合的方式实现可靠锁紧。3、双轴回转装置中走线可采用电缆直接连接的方式，而且不会产生扭曲和缠绕， 避免采用滑环的不可靠性因素。本发明提供的飞行器惯组双轴自标定装置，解决了目前飞行器惯组标定的复杂的过程。由于它不需要单独再提供测试设备和测试间。因此，节省了大量的后勤保证成本。同时，该装置还可以推广到陆用、船用惯性导航领域，具有很大经济效益。
图I为飞行器惯组双轴自标定装置的立体结构示意图。图2为图I的横向剖视结构示意图。图3为图2中外框轴系的滑动端的放大结构示意图。
图4为图2中外框轴系的锁紧端的放大结构示意图。图5为图2中内框轴系的内框轴端的放大结构示意图。图6为图2中内框轴系的内框支撑杆端的放大结构示意图。图7为图I中的自动锁紧装置纵向剖视结构示意图。图8为飞行器惯组双轴自标定装置的电缆线布置结构示意图。
具体实施例方式以下结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细描述。图1、2所示的飞行器惯组双轴自标定装置，包括环形结构的基座4、安装在所述基座4上的外框轴系I、安装在所述外框轴系I上的内框轴系2、与所述内框轴系2相连的飞行器惯组5、以及安装在所述基座4上的自动锁紧装置3。外框轴系I包括外框架I. 1，外框架I. I的纵向两边分为滑动端和锁紧端。结合图3，外框架I. I的滑动端固定连接有外框轴孔转接支架I. 9，外框轴孔转接支架I. 9内设置有顶升螺母I. 6，顶升螺母I. 6的外周通过轴承组件与基座4活动配合。外框轴孔转接支架I. 9上固定设置有与顶升螺母I. 6配合的第一平面滚珠轴承I. 8。外框轴孔转接支架I. 9与基座4之间还设置有垫块I. 12，垫块I. 12上固定设置有与外框轴孔转接支架I. 9配合的第二平面滚珠轴承I. 13。外框轴孔转接支架I. 9和垫块I. 12的内侧均设置有与顶升螺母I. 6配合的第一轴向滚珠轴承I. 7。通过轴向滚珠轴承保证外框架I. I在锁紧和松开过程中沿外框轴I. 2直线运动，还可减小外框架I. I沿着轴向滑动时的摩擦力；第一平面滚珠轴承I. 8保证松开过程中外框架I. I旋转的平稳性，还可减小端面的滑动摩擦。结合图4，外框架I. I的锁紧端设置有外框轴I. 2、直齿轮副I. 3和定齿盘I. 4。直齿轮副I. 3由相互啮合的大齿轮I. 3. I和小齿轮I. 3. 2组成，大齿轮I. 3. I套接在外框轴
I.2上，小齿轮I. 3. 2与安装在基座4上的外框电机I. 5相连，定齿盘I. 4设置在外框轴I. 2的内侧端，外框轴I. 2的外侧端通过外轴端盖I. 10安装在基座4上。定齿盘I. 4通过第二轴向滚珠轴承I. 11支撑在外框架I. I上。外框轴系I的外框电机I. 5采用型号为17HD6404-05N步进电机，通过大齿轮
1.3. I与小齿轮I. 3. 2传动比为I : 12的直齿轮副I. 3来驱动外框架I. I旋转，角度范围-180。 +180。。结合图5和图6，内框轴系2包括安装在飞行器惯组5两侧的内框架2. 1，两侧的内框架2. I上分别设置有内框轴2. 5和内框支撑杆2. 7，内框轴2. 5和内框支撑杆2. 7分别通过滚动轴承2. 6安装在外框架I. I的横向两边。内框支撑杆2. 7的外侧端与第一蜗轮
2.2相连,第一蜗轮2. 2与第一蜗杆2. 3哨合配合,第一蜗杆2. 3与安装在外框架I. I上的内框驱动电机2. 4相连。内框轴2. 5的外侧端设置有内轴端盖2. 8和电缆保护盖2. 10。内框支撑杆2. 7的外侧端与第一蜗轮2. 2固定连接，第一蜗轮2. 2外设置有蜗轮套2. 9，蜗轮套2. 9上同样设置有内轴端盖2. 8。内框轴系2中的滚动轴承2. 6采用深沟球轴承6005P6，其摩擦系数为0. 003。内框轴系2上的第一蜗轮2. 2和第一蜗杆2. 3,传动比为28 : I,内框驱动电机2. 4米用型号为17HD4435-02N步进电机带动蜗轮蜗杆副驱动内框架2. I回转。结合图7，自动锁紧装置3包括通过角接触轴承9安装在基座4上的复合螺杆3. 1，复合螺杆3. I的涡轮端与第二蜗杆3. 2啮合配合，第二蜗杆3. 2与安装在基座4上的锁紧电机3. 3相连，复合螺杆3. I的螺杆端与顶升螺母I. 6的内螺纹配合，从而驱动顶升螺母I. 6在复合螺杆3. I上直线移动。复合螺杆3. I的外侧端设置有螺杆端盖3. 5。自动锁紧装置3还包括安装在基座4上用于防止锁紧电机3. 3反转的电磁锁紧机构3. 4，第二蜗杆3. 2的下端为半圆柱形，电磁锁紧机构3. 4的电磁控制插销3. 4. I在锁紧时与第二蜗杆3. 2的半圆柱形下端紧贴配合。自动锁紧装置3的锁紧电机3. 3采用型号为17HD6404-05N的步进电机。由复合螺杆3. I和第二蜗杆3. 2组成的蜗轮蜗杆副的传动比为28 I，蜗轮蜗杆传动效率为50%。由复合螺杆3. I和外框轴系I的顶升螺母I. 6组成螺纹副，其摩擦系数为0. 3。如图2所示，飞行器惯组5的纵向两边设置有动齿盘5. I和顶杆5. 2，动齿盘5. I在锁紧时与所述定齿盘I. 4啮合配合，顶杆5. 2的端面与顶升螺母I. 6抵接配合。结合图I、图2和图5，内框轴2. 5及其对应的轴孔以及基座4与外框架I. I的锁紧端相对的圆周面上均设置有用于确定其转动位置的红外传感器。内框轴2.5上0°、90°、180°、270°四个位置安装有红外传感器的接收端6，内框轴2. 5在对应的轴孔0°位置安装红外传感器的发射端7。基座4与所述外框架I. I的锁紧端相对的圆周面上0°、90°、180°、270°四个位置安装红外传感器的接收端6，外框架I. I上对应圆周上的0°位置安装红外传感器的发射端7。外框架I. I与基座4之间设置有限位传感器8。结合图2和图8，内框轴2. 5和外框轴I. 2均为可供导线穿过的空心轴。外框架
I.I上分别开设有内框电缆走线槽10和惯组电缆走线槽11，所述外框轴I. 2外侧端的外轴端盖I. 10上开设有相对的内框电缆出线孔12和惯组电缆出线孔13。内框轴2. 5外侧端的内轴端盖2. 8上开设有外框电缆出线孔14。本发明的工作过程飞行器惯组双轴自标定装置在飞行器上安装后，通过地面设备远程控制就可进行飞行器惯组5的标定过程。外框电机I. 5驱动小齿轮I. 3. 2转动，使与小齿轮I. 3. 2啮合的大齿轮I. 3. I转动，从而驱动外框架I. I旋转，角度范围-180° +180°。内框驱动电机2. 4带动由第一蜗轮2. 2和第一蜗杆2. 3组成的蜗轮蜗杆副，驱动内框架2. I回转，角度范围0° 360°。外框轴系I和内框轴系2的复合运动组成飞行器惯组5的双轴回转机构。飞行器惯组5在没有人为干预的情况下，通过双轴回转机构以特定的角速度和特定的回转路径对飞行器惯组5进行旋转调制，最终标定出飞行器惯组5的参数从而实现自标定过程。
外框轴系I和内框轴系2的回转运动的位置反馈采取红外传感器的方式闭环控制。内框轴2. 5和外框轴I. 2的轴孔上0°安装对应的红外传感器的发射端7。在发射端7前安装狭缝光阑控制位 置精度。内框轴2. 5和外框轴1.2上0°、90°、180和270°位置上均分别安装红外信号传感器的接收端6，分别代表不同的位置。接收端6通过加工0. 2mm狭缝控制传感器的敏感范围。当内框轴系2和外框轴系I旋转后，接收端6到达该位置时，探测器会接收到信号并反馈出位置信号。内框轴系2红外的位置反馈精度为±0.429°、外框轴系I红外的位置反馈精度为±0. 255°。自标定完成后，通过自动锁紧装置3保证在飞行过程中的振动冲击环境下，飞行器惯组5与飞行器的可靠捷联。由于复合螺杆3. I和第二蜗杆3. 2组成蜗轮蜗杆副，复合螺杆3. I和顶升螺母I. 6组成螺纹副。蜗轮蜗杆副主要用来驱动螺纹螺杆副，将锁紧电机
3.3的回转运动转换为直线运动，即，通过锁紧电机3. 3带动蜗轮蜗杆副驱动复合螺杆3. I旋转，从而驱动顶升螺母I. 6在复合螺杆3. I上直线移动，并在角接触轴承9的支撑下使顶升螺母I. 6与顶杆5. 2配合，由于内框轴系I与飞行器惯组5固定连接，从而驱动外框架
I.I向外框轴I. 2的方向移动，并最终使外框轴I. 2内侧端的定齿盘I. 4与动齿盘5. I啮合实现锁紧，反之松开。自动锁紧装置3的松开或锁紧通过限位传感器8实现闭环反馈控制。当外框轴系I锁紧或松开到指定位置时，限位传感器8被触发，从而实现锁紧或松开的闭环控制。飞行器惯组5上的电缆线经惯组电缆走线槽11，从惯组电缆出线孔13引出。内框轴系2所用电机的电缆线经内框电缆走线槽10，从内框电缆出线孔12引出。外框轴系I直接从外框电缆出线孔14引出至装置外部。电缆均用聚四氟乙烯薄膜包扎，并且每隔30mm用锦纶细丝进行捆扎，捆扎完后再用胶水对锦纶细丝进行固定。飞行器惯组5和内框轴系2上的电缆虽然均从外框轴系的一端引出，根据回转角度设置的内框电缆出线孔12和惯组电缆出线孔13相对分开，使外框架I. I在-180° +180°范围内旋转时不发生扭曲和缠绕。
权利要求
1.一种飞行器惯组双轴自标定装置，包括环形结构的基座(4)、安装在所述基座(4)上的外框轴系(I)、安装在所述外框轴系⑴上的内框轴系(2)、与所述内框轴系⑵相连的飞行器惯组(5)、以及安装在所述基座(4)上的自动锁紧装置(3)，其特征在于 所述外框轴系(I)包括外框架(I. I)，所述外框架(I. I)的纵向两边分为滑动端和锁紧端，所述外框架(1.1)的滑动端固定连接有外框轴孔转接支架(I. 9)，所述外框轴孔转接支架(1.9)内设置有顶升螺母(I. 6)，所述顶升螺母(1.6)的外周通过轴承组件与基座(4)活动配合；所述外框架(I. I)的锁紧端设置有外框轴(I. 2)、直齿轮副(I. 3)和定齿盘(I. 4)，所述直齿轮副(1.3)由相互啮合的大齿轮(1.3. I)和小齿轮(1.3.2)组成,所述大齿轮(I. 3. I)套接在外框轴(I. 2)上，所述小齿轮(I. 3. 2)与安装在基座(4)上的外框电机(I. 5)相连，所述定齿盘(I. 4)设置在外框轴(I. 2)的内侧端，所述外框轴(I. 2)的外侧端通过外轴端盖(I. 10)安装在基座(4)上； 所述内框轴系(2)包括安装在飞行器惯组(5)两侧的内框架(2. I)，所述两侧的内框架(2. I)上分别设置有内框轴(2. 5)和内框支撑杆(2. 7)，所述内框轴(2. 5)和内框支撑杆(2. 7)分别通过滚动轴承(2. 6)安装在外框架(I. I)的横向两边；所述内框支撑杆(2. 7)的外侧端与第一蜗轮(2. 2)相连，所述第一蜗轮(2. 2)与第一蜗杆(2. 3)啮合配合，所述第一蜗杆(2. 3)与安装在外框架(I. I)上的内框驱动电机(2. 4)相连； 所述自动锁紧装置(3)包括通过角接触轴承(9)安装在基座(4)上的复合螺杆(3. I)，所述复合螺杆(3. I)的涡轮端与第二蜗杆(3.2)啮合配合，所述第二蜗杆(3.2)与安装在基座(4)上的锁紧电机(3.3)相连，所述复合螺杆(3. I)的螺杆端与顶升螺母(1.6)的内螺纹配合，从而驱动顶升螺母(1.6)在复合螺杆(3. I)上直线移动； 所述飞行器惯组(5)的纵向两边设置有动齿盘(5. I)和顶杆(5. 2)，所述动齿盘(5. I)在锁紧时与所述定齿盘(1.4)啮合配合，所述顶杆(5.2)的端面与所述顶升螺母(1.6)抵接配合。
2.根据权利要求I所述的飞行器惯组双轴自标定装置，其特征在于所述内框轴(2.5)及其对应的轴孔以及所述基座(4)与所述外框架(I. I)的锁紧端相对的圆周面上均设置有用于确定其转动位置的红外传感器。
3.根据权利要求2所述的飞行器惯组双轴自标定装置，其特征在于所述内框轴(2.5)上0°、90°、180°、270°四个位置安装有红外传感器的接收端(6)，所述内框轴(2. 5)在对应的轴孔0°位置安装红外传感器的发射端(7);所述基座⑷与所述外框架(I. I)的锁紧端相对的圆周面上0°、90°、180°、270°四个位置安装红外传感器的接收端￠)，所述外框架(I. I)上对应圆周上的0°位置安装红外传感器的发射端(7)。
4.根据权利要求I或2或3所述的飞行器惯组双轴自标定装置，其特征在于所述外框架(I. D与基座⑷之间设置有限位传感器(8)。
5.根据权利要求I或2或3所述的飞行器惯组双轴自标定装置，其特征在于所述自动锁紧装置(3)还包括安装在基座(4)上用于防止锁紧电机(3. 3)反转的电磁锁紧机构(3. 4)，所述第二蜗杆(3.2)的下端为半圆柱形，所述电磁锁紧机构(3.4)的电磁控制插销(3. 4. I)在锁紧时与第二蜗杆(3. 2)的半圆柱形下端紧贴配合。
6.根据权利要求I或2或3所述的飞行器惯组双轴自标定装置，其特征在于所述定齿盘(1.4)通过第二轴向滚珠轴承(I. 11)支撑在外框架(I. I)上。
7.根据权利要求I或2或3所述的飞行器惯组双轴自标定装置，其特征在于所述内框轴(2. 5)和外框轴(1.2)均为可供导线穿过的空心轴。
8.根据权利要求I或2或3所述的飞行器惯组双轴自标定装置，其特征在于所述外框架(I. D上分别开设有内框电缆走线槽(10)和惯组电缆走线槽(11)，所述外框轴(1.2)外侧端的外轴端盖(I. 10)上开设有相对的内框电缆出线孔(12)和惯组电缆出线孔(13)。
9.根据权利要求I或2或3所述的飞行器惯组双轴自标定装置，其特征在于所述内框轴(2. 5)外侧端的内轴端盖(2.8)上开设有外框电缆出线孔(14)。
全文摘要
本发明公开了一种飞行器惯组双轴自标定装置，包括基座、安装在基座上的外框轴系和自动锁紧装置、安装在外框轴系上的内框轴系、与内框轴系相连的飞行器惯组、以及用于确定其转动位置的红外传感器。外框轴系包括外框架，外框架的纵向两边分为滑动端和锁紧端。内框轴系包括安装在飞行器惯组两侧的内框架，两侧的内框架上分别设有内框轴和内框支撑杆，内框轴和内框支撑杆分别通过滚动轴承安装在外框架的横向两边。自动锁紧装置包括通过角接触轴承安装在基座上的复合螺杆，飞行器惯组的纵向两边设有动齿盘和顶杆。本发明通过内、外框轴系自动旋转在飞行器内完成惯组自标定，并通过自动锁紧装置保证飞行器惯组与飞行器的可靠捷联。
文档编号G01C25/00GK102628692SQ20121007766
公开日2012年8月8日 申请日期2012年3月22日 优先权日2012年3月22日
发明者周海, 孙刚文, 曾军高, 李春权, 王亚军 申请人:湖北航天技术研究院总体设计所
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