CC BY
78
УДК 621.313
B.Л. Басинюк, д-р техн. наук, доц., (4872) 35-19-59,
Е.И. Мардосевич, канд. техн. наук, зав. сектором (4872) 35-19-59 (Беларусь, Минск, Государственное научное учреждение «Объединенный институт машиностроения НАН Беларуси»), Г.Ф. Ковальчук, ген. директор,
C.С. Папина, зав. отделением, (4872) 35-19-59, В.Г. Ломако, зав. сектором, (4872) 35-19-59
(Беларусь, Минск, Конструкторское бюро точного электронного машиностроения - сборочного оборудования Государственного научно-производственного объединения «Планар»), А.Я. Григорьев, д-р техн. наук, зав. лабораторией (4872) 35-19-59 (Беларусь, Гомель, Государственное научное учреждение «Институт механики металлополимерных систем им. В. А. Белого»)
ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУИРОВАНИЯ И ПРИМЕНЕНИЯ АВТОМАТИЗИРОВАННЫХ ЭЛЕКТРОПРИВОДОВ ПРЯМОГО ДЕЙСТВИЯ В СОСТАВЕ ТЕХНИКИ ДЛЯ ЭКСТРЕМАЛЬНЫХ УСЛОВИЙ
Рассмотрены вопросы конструирования узлов автоматизированных электроприводов прямого действия спецтехники, функционирующей, в частности, в условиях экстремальных температур, характерных для ряда применений в условиях открытого космоса. Показано, что в ряде случаев конструктивные решения, основанные на использовании упругоподатливых элементов, обеспечивают сохранение гарантированных зазоров и натягов подшипниковых узлов электродвигателей в широком диапазоне изменения температуры внешней среды.
Ключевые слова: констрирование, привод прямого действия, экстремальные температуры, упругоподатливые элементы.
Автоматизированные электроприводы прямого действия в ряде случаев могут быть эффективно использованы в системах современной технике для экстремальных условий [1]. Вместе с тем, при эксплуатации, например, в условиях открытого космоса вне герметизированных отсеков на них воздействует целый ряд неблагоприятных факторов. Это не только неблагоприятное воздействие ионизирующего и ультрафиолетового излучения, но и в ряде применений значительные перепады температур, варьирующиеся в диапазоне от 170 до 420 ^ При этом высокие требования к массогабаритным характеристикам диктуют необходимость применения в конструкции автоматизированных электроприводов последних достижений в области материаловедения [2, 3]. Однако использование специальных сплавов, керамики и композиционных металлополимерных материалов в механизмах аэрокосмической техники имеет ряд особенностей.
Различие требований к электротехническим, подшипниковым и кор-
пусным компонентам приводов неизбежно приводит к сопряжению деталей из материалов с различными коэффициентами температурного расширения. В нормальных условиях эксплуатации это редко приводит к негативным последствиям. Однако в условиях, когда рабочая температура изделий в течение короткого времени неоднократно изменяется в диапазоне 250 К при воздействии знакопеременных ускорений до 10 g, разница температурных коэффициентов может приводить к существенному изменению рабочих зазоров и натягов сопрягаемых деталей и возможности потери изделиями своей функциональности - от выхода на нештатные режимы работы до заклинивания или саморазборки.
Анализ показывает, что одним из наиболее критичных элементов приводов аэрокосмической техники являются подшипниковые узлы [4]. В этих узлах соблюдение требуемых зазоров и натягов определяет не только работоспособность привода в целом, но и в значительной степени его КПД. Кроме того, подшипниковые узлы, соединяя статор и ротор, являются наиболее нагруженным компонентом привода, находясь под воздействием рабочих осевых, радиальных и тангенциальных сил и внешних динамических нагрузок. По этой причине к подшипниковым узлам предъявляются повышенные требования, и обеспечение их надежности является одним из важных направлений конструирования автоматизированных электроприводов техники для экстремальных условий.
Автоматизированные электроприводы прямого действия
На рис. 1 представлена упрощенная схема двигателя электропривода прямого действия, разработанного для научной аппаратуры космической техники, функционирующей в условиях открытого космоса [5, 6]. Одним из путей комплексного решения проблемы, связанной с согласованием температурных деформаций деталей его подшипниковых узлов является использование упругоподатливых компенсационных систем, создаваемых разрезными элементами на крышках привода и полимерными демпфирующими вставками из полисульфона. Такое решение обеспечивает сохранение в сопрягаемых деталях привода гарантированных зазоров и натягов во всем диапазоне рабочих температур.
Конструктивно привод состоит из корпуса 1 с расположенным внутри статором, ротора 2, крышек 3, 4 и подшипниковых узлов 5, 6. Ротор выполнен из равномерно расположенных на полом валу редкоземельных магнитов. Полый вал, передающий создаваемый приводом вращающий момент на исполнительные механизмы аппаратуры, базируется на подшипниках качения 5 и 6, закрытых крышками 3 и 4 из алюминиевого сплава. В радиальном направлении подшипники демпфируются полимерными элементами 7 и 8, размещенными на внутренних торцевых плоскостях крышек. На крышках
выполнены фасонные прорези 9, образующие внутреннюю упругоподатли-вую систему, компенсирующую разность радиальных температурных деформаций стального подшипника и дюралевой крышки. Прорези 10 образуют на крышках внешнюю упругую систему, компенсирующую разность деформаций корпуса 1 крышек 3,4. Корпус и крышки соединяются шпильками с гайками 11. Цифрой 12 на схеме обозначен формируемый системой внешних и внутренних упругих элементов условно жесткий кольцевой элемент.
Рис. 1. Общая схема электропривода прямого действия научной аппаратуры космической техники
Предварительный расчет упругоподатливых элементов подшипникового узла привода
Для того чтобы при максимальной разности температур в сопряжении наружных колец подшипника и внутренних поверхностей крышек не возник зазор, в упругоподатливых элементах должен быть создан предварительный натяг 8 (см. рис. 1), который должен обеспечить надежное крепление подшипника, не создавая его чрезмерной радиальной нагрузки. При этом необходимо, чтобы податливость упругих элементов обеспечила работу двигателя вне зоны резонансных радиальных колебаний ротора.
В условиях температурных деформаций величина натяга может значительно изменяться. На рис. 2 представлены зависимости изменения разности диаметров Ай цилиндрических сопрягаемых поверхностей подшипникового узла в зависимости от их номинальных размеров й в различных
диапазонах изменения температур АТ. Область «А» соответствует сопряжению подшипник и крышки, а область «Б» - соединению крышек со статором.
Анализ представленных на рис. 2 данных показывает, что в диапазоне выбранных по конструктивным соображениям размеров сопрягаемых деталей разность диаметров внешнего кольца подшипника и посадочной поверхности крышки (зона «А») достигать величины более 0,3 мм. При повышении температуры наблюдаемые изменения соответствуют увеличению натяга, поскольку алюминиевый сплав, из которого изготавливаются крышки, имеет больший по сравнению со стальной наружной обоймой подшипника коэффициент линейного расширения, а при понижении - к уменьшению натяга.
Рис. 2. Зависимость разности диаметров А< от величины < и разности температур АТ
В зоне «Б», соответствующей сопряжению крышек со статором, максимальная разность диаметров достигает 0,54 мм. Возникающие при этом деформации элементов конструкции приводят к дополнительной нагрузке шпилек на срез или изгиб, причем при осевом сжатии крышек и статора проанализировать напряженно-деформированное состояние системы становится достаточно трудно.
В нормальных условиях сборки и эксплуатации величина предварительного натяга в сопряжении наружного кольца подшипника и отверстия должна составлять
2
§1 - 3 А<. (1)
Для исключения проскальзывания наружного кольца подшипника
109
относительно посадочной поверхности крышки при воздействии отрицательных температур необходимо обеспечить дополнительный натяг 82, величина которого может быть
82 ~(0,15...0,20)Д^. (2)
Суммарная величина 8 = 81 +82 может обеспечиваться путем соответствующего уменьшения диаметра посадочной поверхности корпуса под подшипник на величину 8 .
Как можно видеть величина суммарного натяга рассматриваемого сопряжения в среднем на 20 % выше, чем это требуется для его работы в нормальных условиях. Без соответствующих изменений конструкции это затрудняет сборку изделия, а при эксплуатации может привести к разрушению крышки или заклиниванию подшипника. Именно для предупреждения этой возможности в конструкции крышки выполнены прорези (рис. 3, а), выполняющие роль упруго пластических элементов, обеспечивающих сохранение гарантированных натягов, предупреждающих чрезмерное обжатие внешнего кольца подшипника и компенсирующих ее деформации в радиальном направлении.
Рис. 3. Пример исполнения крышки высокомоментного двигателя с подшипниковым узлом, содержащим упругоподатливые элементы (а) и зависимость жесткости радиально-упругих элементов от числа постоянных магнитов ротора привода (б)
Требуемую жесткость упругоподатливой системы можно оценить следующим образом. Принимая во внимание свойства материала и геометрические размеры крышки, величина усилия ее деформации за счет натяга
не должна превышать величину Рн = 1,0 + 1,5 кН. Учитывая это, максимальное значение радиальной жесткости Сдтах) упругих элементов может быть определено как:
Р 1 10 з
СР(тах) = (067 н02)дй = —-3 - 3,6 • 106, Н/м . (3)
v } (0,67 + 0,2)Ай 0,28 -10-3
Наличие упругопластичных элементов неизбежно снижает жесткость системы Ср . Для предотвращения резонансных явлений необходимо, чтобы в диапазоне угловых скоростей ротора привода (а = 0...100 рад/с) не возникали колебания на оборотных и кратных им
частотах /^ (/^ « 0...17 Гц) вращения ротора. Зависимость Ср от числа постоянных магнитов км, расположенных по окружности ротора, представлена рис. 3, б.
Исключение резонансных колебаний, не связанных с функционированием двигателя в рассматриваемой конструкции, обеспечивается за счет установки полимерных демпфирующих элементов, размещенных на внутренних торцевых плоскостях крышек (позиции 7, 8 на рис. 1). При этом необходимо принять во внимание, что использование этих элементов приводит к изменению характеристик упругоподатливой системы. В конечном итоге ее жесткость зависит от геометрических размеров и формы демпфирующих элементов, а также модуля упругости полимерного материала. Как показал практический опыт проектирования обсуждаемой конструкции, наиболее удобно оптимизировать ее параметры с использованием программных средств трехмерного моделирования.
Пример применения автоматизированного электропривода прямого действия в конструкции наземной и бортовой научной аппаратуры космической техники
По условиям эксплуатации многие узлы трения орбитальной техники - зубчатые передачи и подшипники антенных платформ, петли люков, резьбовые соединения, замковые механизмы и контактные уплотнения работают вне герметизированных отсеков. Трение в этих узлах происходит при воздействии целого ряда неблагоприятных факторов космического пространства (ФКП). В таких условиях механизмы трения и изнашивания существенно отличаются от наземных, что не позволяет использовать традиционные (наземные) решения для обеспечения требуемых характеристик и параметров надежности узлов трения.
С момента первых запусков космических аппаратов этой проблеме уделялось самое пристальное внимание. Однако в наземных условиях невозможно провести адекватные по совокупности действующих ФКП испытания триботехнических материалов. Во-первых, очень трудно подобрать условия испытаний, идентичные условиям эксплуатации, и, во-вторых, не
все ФКП известны и могут быть воспроизведены. По этим причинам невозможно обойтись без проведения натурных исследований [7, 8], для чего необходимо решение целого комплекса задач, основной из которых является разработка испытательной аппаратуры [9-11] для наземных имитационных испытаний и испытаний в условиях открытого космоса.
Разработанные для реализации этой задачи приборы предназначены для проведения испытаний по двум геометрическим схемам контактирования образцов: диск-палец (индентор) (рис. 4, а) и вал - конформный вкладыш (рис. 4, б). На рис. 4, в приведена схема прибора (трибометра) для проведения испытаний по схеме диск - палец. Испытуемый материал, изготавливается в виде диска 1 или наносится на него в виде покрытия. С каждой стороны к диску прижимаются по три индентора 2, которые имеют плоскую или сферическую форму торцов. Требуемая нагрузка Р создается упругими элементами 3, попарно соединяющими инденторы, расположенные на противоположных сторонах диска. Каждая пара инден-торов находится на разных расстояниях от центра диска г. Значения нормальной нагрузки и возникающих при вращении диска сил трения регистрируются тензометрическими балками 4. Вращение диска 2 осуществляется двигателем 5.
Рис. 4. Схемы испытаний материалов на трение и износ, используемые в космическом эксперименте: а - диск-палец (индентор); б - вал-конформный вкладыш; в - кинематическая схема бортового
трибометра
Р
//////у
б
Н
Основной особенностью разработанных приборов является использование в них рассмотренного выше синхронного безколлекторного двигателя с возбуждением от редкоземельных постоянных магнитов и цифровым управлением. Преимуществом данного типа привода для целей эксперимента является возможность реализации с его помощью нескольких схем и методик триботехнических испытаний, осуществление которых обычно требует применения различных по своей конструкции приборов. Привод обеспечивает работу прибора в условиях действия ФКП при температурах от 170 до 420 К и вакууме до 0,01 Ра.
При проведении испытаний управляемыми параметрами являются: нагрузка Р; угловая скорость вращения а ; угловая координата перемещений ф; закономерность изменения а и ф во времени ?. В процессе проведения испытаний осуществляется контроль коэффициентов трения, температуры и износ каждого индентора.
Поскольку инденторы расположены на разных расстояниях от центра вращения диска 1 и к каждому из них может быть приложена различная нагрузка, то один эксперимент позволяет получить данные при трех различных значениях Р и скоростях V для шести видов испытуемых материалов.
Для постановки космического эксперимента по исследованию перспективных материалов узлов трения НАН Беларуси и ГНПО «Планар» совместно с ИПМех РАН и НПО им. С.А. Лавочкина были разработаны и изготовлены два типа технологических образцов приборов бортовой трибометр и модуль подшипников скольжения (см. рис. 4, в и рис. 5). Первый из них в большей мере ориентирован на решение научных задач, а второй - для испытаний перспективных материалов узлов трения космической техники.
Рис. 5. Модуль подшипников скольжения
113
Общая схема планируемого проведения эксперимента может быть представлена в виде, показанном на рис. 6. В соответствии с данной схемой, наряду с бортовыми исследованиями планируется проведение наземных экспериментов по расширенной программе, которая предусматривает реализацию полнофакторного эксперимента (при всех возможных нагру-зочно-скоростных параметрах), регистрацию целого ряда дополнительных параметров (измерение раздельного износа диска и инденторов, трибоаку-стической эмиссии, работы выхода электронов и др.) и проведение постэкспериментальных исследований образцов, включающих изучение морфологии частиц износа и следов трения, микрорентгеноспектрального и рентгеноструктурного анализа и многих других современных методов изучения поверхностных слоев твердых тел.
Рис. 6. Схема космического эксперимента по исследованию триботехнических свойств материалов: 1с, 1е - задаваемые параметры испытаний; Ее, Ее - внешние факторы воздействия; Ос, Ое, Ое+ - измеряемые параметры. Индексы «с», «е» относятся к бортовому и наземному экспериментам соответственно
Наземные испытания проводятся по двум схемам. Первая схема основана на максимальном приближении к условиям работы бортового три-бометра, т.е. имитационные испытания - в криовакуумной камере, а вторая - предполагает проведение исследований в нормальных наземных условиях. Целью проведения наземных исследований являются:
- расширение параметрической базы эксперимента, т. е. дополнение результатов космического эксперимента данными, полученными в ходе наземных испытаний;
- оценка влияния факторов космического пространства на трибо-технические характеристики антифрикционных и износостойких материалов.
Анализ результатов исследований показывает следующее (рис. 7):
- для компонентов подвижных узлов приводов прямого действия из алюминиевых сплавов и сталей разность изменения линейных размеров
в диапазоне от -112 до +180 °С может достигать 0,05.. .0,5 мм;
- компенсация изменения линейных размеров может быть достигнута путем введения в конструкцию опор упругоподатливых элементов, параметры жесткости которых подбираются из условий допустимой нагрузки, надежности фиксации неподвижных соединений и резонансных частот колебаний;
- выбор жесткостных параметров должен осуществляться с учетом вынужденных колебаний, возникающих при функционировании двигателя;
- в конструкцию компонентов с упругоподатливыми элементами необходимо введение демпфера, позволяющего исключить возникновение резонансных явлений, связанных с внешними источниками возбуждения колебаний.
ПОТЕНЦИАЛЬНЫЕ ОБЛАСТИ ПРИМЕНЕНИЯ ПРОГРАММНО-УПРАВЛЯЕМЫХ АВТОМАТИЗИРОВАННЫХ ЭЛЕКТРОПРИВОДОВ ПРЯМОГО ДЕЙСТВИЯ
— С
¡8 = с
—-I
< з
2 ы
|1 > 5 е
Ы —
с <
и а
и с
5 >
- с
< Ы
— с
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА АВИАЦИОННАЯ ТЕХНИКА МОБИЛЬНАЯ ТЕХНИКА СПЕЦИАЛЬНАЯ ТЕХНИКА ОБОРУДОВАНИЕ
• 1 1
1 ' 1 1 г 1 1 1 1 А X
с с
1 <
= 2 ~ —
= с _ —
£ 2
и "
5 I
2 И ~ —
с
и X
- ч
2 т
йí
< к
Р- и
и I 3 =£
м ы
Э|
и к
к §
Е С ш Е
и и г Э
щ _
3 5
I 5
из ^
1С О
С Ь
О
1с
О
йэ
у а II
м м
2 -с
3 = ш -а
2 I 11 2 В
I я
< о
- Я,
I -
и I
С
5 -с
с
5 и Н
> 12 н м у.
с и
2 * и -а I К _с
а щ Я С
Ц £
< 2 — -
^ У ** с
-о й С
2 С 0
и х Я
~ ^ =
и ^ -
я С
£1 о я
в ^ II
с X
н и И К ш _
С -С - =
< I
< В
2 ?
-С с.
2 н
С и
5 а
и Ь
= *
С -С
— щ
£ £
С 2
и §
II
< 5 х й
И = ^
й я
я <
I®
~ и
с н
Я и
У
Я и 3 и 3 X
£5
с и
г. щ
¡1 = X
И £ -С С т -
К Ь
„ с
£ Я
Я
< £
-с ^ I 3
.с с
м ^
е I
ё в
Н Щ - <
¡1 IN
м и ~
х я и а Н ^
Ш <
- X
ц я
^ а
1&
= С
^
С х
= г ~ |
^ X
II 2 5
— м
I я
-С С I 1С
и С §8
с?
У х
1с н 5 3
М
с К
С £
Рис. 7. Области применения программно-управляемых приводов
прямого действия
В целом опыт и результаты исследований разработанных автоматизированных электроприводов прямого действия может быть успешно использован для создания приводных систем различного назначения в авиационных и наземных мобильных средствах, в том числе робото-технических, применяемых, например в МЧС, или работающих в условиях высоких широт.
Список литературы
1. Программно-управляемые приводы прямого действия и мотор редукторы для экстремальных космических и наземных условий эксплуатации в мобильной технике и оборудовании различного назначения / П.А. Витязь [и др.] // Четвертый Белорусский космический конгресс: материалы конгресса: в 2 т. (27-29 октября 2009 года, Минск). Минск: ОИПИ НАН Беларуси, 2009. Т. 1. С. 84-88.
2. Басинюк В.Л., Мардосевич Е.И. , Макаревич Г.В. Композиционные материалы на основе оксидокерамики для аэрокосмических приводных систем: материалы конгресса (28-30 окт. 2003 г., Минск). Минск: ОИПИ НАН Беларуси, 2003. С. 68-70.
3. Цеев Н.А. , Козелкин В.В. , Гуров А. А. Материалы для узлов сухого трения, работающих в вакууме. М.: Машиностроение, 1991.
4. Особенности создания из композитных материалов приводов для экстремальных температурных условий / Басинюк В. Л. [и др.] // Четвертый Белорусский космический конгресс: материалы конгресса: в 2 т. (27-29 октября 2009 года, Минск). Минск: ОИПИ НАН Беларуси, 2009. Т. 1. С. 6973.
5. Электродвигатель: пат. РБ № 11707 № а 20071143; заявл. 19.09.2007; опубл. 22.12.2008 // Афщыйны бюл. / Вынаходства. Карысныя мадэль Прамысл. узоры. Дзярж. пат. ведамства Рэсп. Беларусь. 2008.
6. Электромагнитный линейный привод: пат. РБ № 10359 № а 20060484; заявл. 23.05.2006; опубл. 30.12.2007 // Афщыйны бюл. / Вынаходства. Карысныя мадэль Прамысл. узоры. Дзярж. пат. ведамства Рэсп. Беларусь. 2007.
7. Имитатор трения / Н. Е. Богорад [и др.] // Современные методы и средства измерения внешнего трения: Сб. научных трудов. М: НИИ ФТРИ, 1977. С. 8-10.
8. Ярош В.М., Моишев А.А., Броновец М.А. Исследование материалов на трение и износ в открытом космическом пространстве и на орбите вокруг Луны // Трение и износ, 2003. Т. 24. № 6. С. 626-635.
9. Мышкин Н.К., Григорьев А.Я., Броновец М.А. Разработка оборудования для выполнения космического эксперимента «Материал-Трение // Труды Второго белорусского космического конгресса. Минск, 25-27 октября 2005 г. С. 50-54.
10. Наземные и бортовые испытания материалов на трение в космосе / Н.К. Мышкин [и др.] // Информатика. 2007. № 3. С. 41-50
11. Испытания материалов на трение в космосе / Н.К. Мышкин [и др.] // Инженерн. механика, 2010. № 1 (43). С. 9-15.
V.L. Basiniuk, A.I. Mardasevich, S.S. Papina, V.G. Lomako, G.F. Kovalchuk, A^. Grigoriev,
DESIGN FEATURES AND APPLICATIONS AUTOMATIC ELECTRIC Problems of design of direct drive units operating in extreme temperature conditions including open space is discussed. It is shown that design solutions based on using resilient flexible elements allow to save guarantied preloading or gaps between units in a wide range external temperature conditions.
Key words: design; direct drive; extreme temperature conditions; resilient flexible
elements
Получено 18.10.11
