[發明專利]一種基于屈曲梁的雙穩態電磁舵機及控制方法

有效

• 申請號: 201610850630.7
• 申請日: 2016-09-26
• 公開（公告）號: CN106394873B
• 公開（公告）日: 2017-07-28
• 發明（設計）人: 敬子建;徐明龍;張豐;馬國亮
• 申請（專利權）人: 西安交通大學
• 主分類號: B64C13/50
• 分類號: B64C13/50
• 代理公司: 西安智大知識產權代理事務所61215
• 代理人: 何會俠

技術領域

本發明屬于舵機技術領域，具體涉及一種基于屈曲梁的雙穩態電磁舵機及控制方法。

背景技術

近年來隨著航空航天領域的迅速發展，人們對舵機的性能要求越來越高，舵機逐漸向著結構緊湊、體積小，質量輕的方向發展。采用液壓、氣動驅動的舵機控制機構往往存在結構復雜、質量及體積大等缺點。而傳統電動舵機則需要加減速裝置，設備復雜，質量大。

發明內容

為了解決上述現有技術存在的問題，本發明的目的在于提供一種基于屈曲梁的雙穩態電磁舵機及控制方法，在高頻驅動條件下，能夠快速響應并雙向驅動負載，提供了斷電鉗位的功能；能夠斷電后位置保持并實現雙向大角度控制。

為了達到上述目的，本發明采用如下技術方案：

一種基于屈曲梁的雙穩態電磁舵機，包括電磁驅動裝置1、屈曲梁控制裝置2、與屈曲梁控制裝置2相連接的第一舵片3和第二舵片4，所述電磁驅動裝置1和屈曲梁控制裝置2安裝于外殼5內；所述電磁驅動裝置1包括第一鐵芯1-2，纏繞于第一鐵芯1-2上的第一線圈1-1，第二鐵芯1-4，纏繞于第二鐵芯1-4上的第二線圈1-5，以及位于第一鐵芯1-2與第二鐵芯1-4之間的兩端并排放置的第一銜鐵1-3和第二銜鐵1-6；所述屈曲梁控制裝置2包括并排放置的第一屈曲梁2-1及第二屈曲梁2-2，第一屈曲梁2-1及第二屈曲梁2-2控制端通過轉軸安裝于端部固定裝置2-3，第一屈曲梁2-1及第二屈曲梁2-2尾部通過轉軸安裝于尾部固定裝置2-4；第一屈曲梁2-1及第二屈曲梁2-2中部有用于安裝第一銜鐵1-3和第二銜鐵1-6的槽；安裝后的屈曲梁控制裝置2位于電磁驅動裝置1中部，且屈曲梁控制裝置2和與電磁驅動裝置1相互垂直。

所述第一線圈1-1及第二線圈1-5繞法相同，第一銜鐵1-3及第二銜鐵1-6采用相同極性的永磁鐵，且N極和S極的朝向相同。

所述基于屈曲梁的雙穩態電磁舵機的控制方法，首先，安裝時，通過端部固定裝置2-3及尾部固定裝置2-4向第一屈曲梁2-1及第二屈曲梁2-2施加軸向預壓力，使其處于屈曲狀態；開始作動時，向第一線圈1-1及第二線圈1-5通電，通電后產生磁場對分別固定在第一屈曲梁2-1及第二屈曲梁2-2內的第一銜鐵1-3及第二銜鐵1-6產生方向相反的作用力，從而實現失穩屈曲狀態的切換。

和現有技術相比，本發明具有如下優點：

1)由于屈曲狀態屬于穩態，因此不需要施加外界能力即可保持當前狀態，而屈曲梁受壓屈曲后存在方向相反的兩個屈曲狀態，因此該舵機可以控制每個舵片輸出方向相反兩個偏轉角。因此本發明在控制舵片偏轉時只需要在切換兩個偏轉角時通電，而在舵片保持目前狀態持續輸出偏轉角時無需通電。不但實現了斷電后位置保持，而且具有能耗低的特點。

2)本發明只采用兩個屈曲梁作為舵片控制機構，因此機構簡單，便于實現小體積輕量化設計。不但極大降低了加工和裝配的難度，而且為小型飛行器節省了寶貴的內部空間。

附圖說明

圖1為本發明結構示意圖。

圖2為本發明電磁驅動裝置及屈曲梁控制裝置三維示意圖。

圖3為本發明電磁驅動裝置示意圖。

圖4為本發明屈曲梁控制裝置示意圖。

圖5為本發明屈曲梁裝配后屈曲狀態示意圖。

圖6為線圈繞法及銜鐵朝向示意圖。

具體實施方式

以下結合附圖和具體實施方式對本發明作進一步詳細說明。

如圖1、圖2、圖3和圖4所示，本發明一種基于屈曲梁的雙穩態電磁舵機，電磁驅動裝置1、屈曲梁控制裝置2、與屈曲梁控制裝置2相連接的第一舵片3和第二舵片4，所述電磁驅動裝置1和屈曲梁控制裝置2安裝于外殼5內；所述電磁驅動裝置1包括第一鐵芯1-2，纏繞于第一鐵芯1-2上的第一線圈1-1，第二鐵芯1-4，纏繞于第二鐵芯1-4上的第二線圈1-5，以及位于第一鐵芯1-2與第二鐵芯1-4之間的兩端并排放置的第一銜鐵1-3和第二銜鐵1-6；所述屈曲梁控制裝置2包括并排放置的第一屈曲梁2-1及第二屈曲梁2-2，第一屈曲梁2-1及第二屈曲梁2-2控制端通過轉軸安裝于端部固定裝置2-3，第一屈曲梁2-1及第二屈曲梁2-2尾部通過轉軸安裝于尾部固定裝置2-4；第一屈曲梁2-1及第二屈曲梁2-2中部有用于安裝第一銜鐵1-3和第二銜鐵1-6的槽；安裝后的屈曲梁控制裝置2位于電磁驅動裝置1中部，且屈曲梁控制裝置2和與電磁驅動裝置1相互垂直。