CN101708778B - 一种磁悬浮陀螺飞轮 - Google Patents

Abstract

一种磁悬浮陀螺飞轮，可作为卫星等航天器的三自由度姿态控制执行机构和二自由度姿态敏感器，主要由飞轮转子、轴向磁轴承、径向磁轴承、保护轴承、位移传感器、密封罩、安装轴、底座、电机等部件组成。采用磁悬浮轴承对飞轮转子进行五自由度悬浮，并由电机驱动飞轮转子绕转轴旋转，输出轴向自由度控制力矩；由轴向磁轴承控制飞轮转子绕壳体x轴或y轴扭转，输出径向二自由度控制力矩；并能够敏感航天器相对于惯性空间的二自由度姿态角速率。本发明集航天器的三自由度姿态执行机构和二自由度姿态敏感器与于一身，减小了航天器姿态控制系统的体积，减轻了姿态控制系统的重量，特别适合卫星等航天器的姿态控制系统应用。

Description

一种磁悬浮陀螺飞轮

技术领域

本发明涉及一种磁悬浮陀螺飞轮，用于卫星等航天器姿态控制系统中，同时进行三自由度姿态控制并敏感航天器二自由度角速率。

背景技术

姿态控制系统是卫星等航天器的重要子系统，其姿控性能直接影响了航天器的性能，同时，随着卫星技术的发展，航天器对姿态控制系统体积小、重量轻、寿命长、功耗低、可靠性高、功能集成的需求也越来越强烈。姿态控制系统由姿态敏感机构和姿态控制执行机构两部分组成，如三轴稳定卫星就需要三自由度角速率敏感机构和三自由度动量交换机构。飞轮是航天器最主要的惯性姿态控制执行机构，按照姿控系统指令，提供合适的控制力矩，校正航天器的姿态偏差，或完成某种预定的姿态调整。目前作为航天器姿态控制系统执行机构的飞轮，一般仍旧采用机械轴承支承，这就从根本上限制了飞轮转速的提高，因此为了达到所需的角动量，就不得不增加飞轮重量，增大体积。另外，机械轴承存在机械磨损、不平衡振动不可控和过零摩擦力矩大等问题，严重影响了飞轮的使用寿命以及航天器姿态控制的精度和稳定度。随着磁轴承技术的发展，磁悬浮飞轮技术研究受到了各国的普遍重视。磁悬浮飞轮具有高转速、长寿命、低振动、低功耗等优点，在航空航天等领域有着广泛的应用前景。基于洛仑兹力原理的磁轴承是磁悬浮轴承的一种，它具有轴承力与控制电流成线性关系的特点，采用洛仑兹力磁轴承的磁悬浮飞轮有利于提高其控制精度。

航天器姿态敏感机构一般采用陀螺仪对航天器相对于惯性空间的角位置或角速度进行检测，目前航天器采用的陀螺仪一般为动力调谐陀螺或光纤陀螺。21世纪初，加拿大Bristal宇航有限公司研制出一种挠性陀螺飞轮的产品，该装置不但具备三轴动量的控制能力，而且可同时测量航天器2个轴的角速率，起到姿态敏感器的作用。正是陀螺飞轮的这一多用途能力，显著降低了航天器姿态控制系统的重量、体积、功耗和成本。该陀螺飞轮装置采用自旋转子通过一种新型的“回转式挠性框架”悬挂系统与驱动轴连接，但由于其自旋转子为机械转子，因为机械磨损、不平衡振动等因素，难免影响其姿态控制与姿态敏感精度及使用寿命；同时，挠性陀螺飞轮本质为姿态敏感器，其主要功能在于姿态敏感，其作为姿态执行机构的姿态调整能力较弱。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服了现有磁悬浮飞轮只能作为姿态执行机构不能作为姿态敏感机构的问题，提供一种磁悬浮陀螺飞轮。

本发明的技术解决方案是：磁悬浮陀螺飞轮，由静止部分和转动部分组成，静止部分包括：轴向磁轴承的定子部分、密封罩、径向磁轴承的定子部分、上保护轴承、锁紧螺母、电机的定子部分、位移传感器、安装轴、底座和下保护轴承；转动部分包括：轴向磁轴承的转子部分、径向磁轴承的转子部分、飞轮转子和电机的转子部分；轴向磁轴承的转子部分安装于飞轮转子的轮缘处，电机的转子部分安装于飞轮转子的轮毂处，径向磁轴承的定子部分由径向磁轴承定子端盖和径向磁轴承定子底座两部分组成，其中径向磁轴承定子端盖连接于飞轮转子上，径向磁轴承定子底座固定于飞轮转子上，安装轴安装于底座上，下保护轴承、径向磁轴承的定子部分、上保护轴承和锁紧螺母由下往上依次套装于安装轴上，由锁紧螺母进行预紧，轴向磁轴承的定子部分、电机的定子部分、密封罩、位移传感器均安装于底座上，底座位于陀螺飞轮最底部。

所述的轴向磁轴承的定子部分由四组相同的绕组组成，四组绕组在轴向磁轴承的定子部分的沿圆周90°分度。。

本发明输出三自由度姿态控制力矩的原理是：磁悬浮陀螺飞轮通过底座固定于航天器载体上，采用磁悬浮轴承对飞轮转子进行五自由度悬浮，从而使飞轮转子成为自由转子，并由电机驱动飞轮转子绕转轴旋转以进行轴向单自由度航天器姿态控制；由轴向磁轴承控制高速旋转的飞轮转子旋转轴绕壳体x轴或y轴扭转，从而输出绕壳体x轴或y轴转动的二自由度姿态控制力矩；本发明敏感航天器两自由度姿态角速率的原理是：利用基于洛仑兹力原理的磁悬浮轴承的轴承力与控制电流的线性关系特性，当航天器相对于惯性空间转动时，磁悬浮陀螺飞轮的静止部分由于固定于航天器上，也会相对于惯性空间转动，而陀螺飞轮转子由于高速旋转时的定轴性，相对于惯性空间静止，此时，位移传感器会检测出飞轮转子相对于静止部分的偏转角，并通过施加控制力矩使飞轮转子进动以跟随陀螺飞轮静止部分相对于惯性空间的运动；由于转子进动角速率与控制电流成正比，因此由轴向及扭转控制磁轴承的控制电流即可确定航天器的姿态角速率；同时由于轴向及扭转控制磁轴承定子由四组可分别控制的绕组组成，可以分别控制飞轮转子绕壳体x轴或y轴转动的自由度，因此，可以跟踪航天器绕壳体x轴或y轴转动的二自由度姿态角速率。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)与现有的磁悬浮飞轮相比，磁悬浮陀螺飞轮可以输出三自由度姿态控制力矩，并能敏感航天器二自由度姿态角速率，而磁悬浮飞轮仅能进行单自由度姿态控制；

(2)与加拿大研制的挠性陀螺飞轮相比，磁悬浮陀螺飞轮转子为磁悬浮支承，定转子间没有摩擦，由于飞轮转子的动力学特性的优势，其角速率检测精度的潜力比挠性陀螺飞轮精度更高，同时由于磁悬浮陀螺飞轮本质是姿态控制执行机构，兼有姿态敏感机构的功能，而挠性陀螺飞轮本质是姿态敏感机构，兼有姿态执行机构的功能，因此，磁悬浮陀螺飞轮输出三自由度姿态控制力矩的性能比挠性陀螺飞轮更好。

附图说明

图1为本发明的一种磁悬浮陀螺飞轮结构简图；

图2为本发明的一种磁悬浮陀螺飞轮轴向磁轴承定子部分示意图；

图3为本发明的一种磁悬浮陀螺飞轮坐标示意图；

图4为本发明的一种磁悬浮陀螺飞轮输出径向姿态控制力矩示意图；

图5为本发明的一种磁悬浮陀螺飞轮输出径向姿态控制力矩的控制方法原理框图；

图6为本发明的一种磁悬浮陀螺飞轮检测航天器姿态角速率的原理框图；

图7为本发明的一种磁悬浮陀螺飞轮的位移传感器检测飞轮转子位移的结构示意图。

具体实施方式

如图1所示，本发明由静止部分和转动部分组成，静止部分包括：轴向磁轴承1的定子部分、密封罩2、径向磁轴承3的定子部分、上保护轴承4、锁紧螺母5、电机7的定子部分、位移传感器8、安装轴9、底座10和下保护轴承11；转动部分包括：轴向磁轴承1的转子部分、径向磁轴承3的转子部分、飞轮转子6和电机7的转子部分；飞轮转子6的轮缘处安装轴向磁轴承1的转子部分，飞轮转子6的轮毂处安装电机7的转子部分，位于轴向轴承1的转子部分径向内侧，径向磁轴承3的转子部分由径向磁轴承定子端盖13和径向磁轴承定子底座12两部分组成，其中径向磁轴承定子端盖13连接于飞轮转子6中部，位于电机7的转子部分内侧上方，径向磁轴承定子底座12固定于飞轮转子6上，位于径向磁轴承定子端盖13的下方；安装轴9安装于底座10上，位于底座10的径向中心位置，下保护轴承11、径向磁轴承3的定子部分、上保护轴承4和锁紧螺母5由下往上依次套装于安装轴9上，其中径向磁轴承3的定子部分位于下保护轴承11与上保护轴承4之间，由锁紧螺母5进行预紧，密封罩2、轴向磁轴承1的定子部分、电机7的定子部分、位移传感器8沿径向由外向内安装于底座9上，密封罩2位于底座10的最外部，其内侧依次是轴向磁轴承1的定子部分和电机7的定子部分，均通过螺钉固定于底座9上，位移传感器8安装于底座10的中部，位于安装轴9径向外侧，底座10位于陀螺飞轮最底部。

图2为本发明的轴向磁轴承定子部分示意图，定子部分由四组相同的绕组11’、12’、13’和14’镶嵌于聚酰亚胺骨架15’上组成，四组绕组在轴向磁轴承1的定子部分的沿圆周90°分度，可分别对四组绕组的电流进行控制，从而实现轴向平动及扭转自由度控制，定子部分的坐标轴定义如图中所示。

图3为本发明的磁悬浮陀螺飞轮坐标示意图，其中陀螺飞轮的X轴与Y轴坐标与轴向磁轴承的定子部分的坐标重合，绕X轴、Y轴和Z轴的转角分别为α、β和θ。磁悬浮陀螺飞轮可输出的三自由度姿态控制力矩分别为由电机升降速控制输出Z向力矩，通过轴向磁轴承控制使飞轮转子的旋转主轴偏转，从而输出X向和Y向力矩；磁悬浮陀螺飞轮敏感的姿态角速率为敏感航天器绕X轴和Y轴扭转的角速率

和

图4为本发明的磁悬浮陀螺飞轮输出三自由度姿态控制力矩示意图。磁悬浮陀螺飞轮输出轴向自由速控制力矩如图4(a)所示，飞轮转子旋转主轴方向不变，转速由Ω₁升速至Ω₂时，角动量由

变化至

输出角动量 $\mathrm{\Δ}\stackrel{\→}{H}(\mathrm{\Δ}\stackrel{\→}{H}={\stackrel{\→}{H}}_2-{\stackrel{\→}{H}}_1)$ 的方向与

和

相同，输出轴向自由度控制力矩。磁悬浮陀螺飞轮输出径向二自由度控制力矩如图4(b)所示，按照卫星姿态控制系统给定的姿态控制指令

和

磁悬浮飞轮转子旋转主轴绕x轴或y轴偏转α和β角度，转子角动量由初始的

变化为

按照矢量求和的方法，磁悬浮陀螺飞轮可以输出沿径向x方向或y方向控制力矩。

图5为本发明的磁悬浮陀螺飞轮输出径向姿态控制力矩的控制方法原理框图，由于飞轮转子为高速转子，具有进动性的陀螺效应，当有作用力矩垂直于H矢量方向作用于飞轮转子上时，飞轮转子将产生进动运动，本发明中使陀螺飞轮输出径向姿态控制力矩的控制方法正是基于陀螺效应的进动特性。具体实施方法为：当需要飞轮转子以某一角速率

或

运动时，由陀螺技术方程 $\left\{\begin{array}{c}H\stackrel{\·}{\mathrm{\β}}=P_x\\ -H\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}=P_y\end{array}\right.,$ 可计算出分别所需的磁轴承扭转力矩P_y或P_x，由于磁轴承的力作用点确定，即可以确定出磁轴承控制力F的大小： $\left\{\begin{array}{c}{F}_x=\frac{P_y}{l_x}\\ F_y=\frac{P_x}{l_y}\end{array}\right.,$ 其中F_x、F_y分别为轴向轴承在x轴和y轴的轴承力，l_x、l_y分别为轴向轴承沿x轴和y轴距离转子质心的径向长度；

从而由基于洛仑兹力原理磁轴承的轴承力与控制电流的关系方程：F＝BLI，确定出所需的磁轴承控制电流I，其中B为轴向磁轴承转子部分产生的磁场强度，L为轴承线圈有效长度。

图6为本发明的磁悬浮陀螺飞轮检测航天器姿态角速率的原理框图，当航天器相对惯性空间有姿态角变化时，由于陀螺飞轮的静止部分经底座固连于航天器上，因此，陀螺飞轮的静止部分将跟随航天器姿态角变化，但由于飞轮转子6为高速转子，具有相对于惯性空间的定轴性，因此飞轮转子6相对于陀螺飞轮静止部分的角位置变化即为航天器相对于惯性空间的角位置变化，即此时陀螺飞轮从原理上为一角位置陀螺仪，可检测航天器的姿态角位置。但由于磁悬浮陀螺飞轮的飞轮转子与陀螺飞轮静止部分的间隙很小，因此由位移传感器8检测转子位移计算出当前姿态转角(表达式为：

其中a、b为位移传感器8两侧探头的当前检测值，a₀、b₀为当飞轮转子6位于平衡位置时位移传感器8两侧探头的检测值，l为位移传感器8与飞轮转子6轴向中心线的跨距，如图7所示)，并由轴向磁轴承1产生力矩使飞轮转子6进动跟随航天器的姿态转角，由于进动角速率与轴承力成线性关系，且洛仑兹力轴承的轴承力与控制电流成线性关系，因此由轴向磁轴承1的控制电流与航天器姿态角速率成线性关系，即由轴向磁轴承1的控制电流可确定航天器的姿态角速率。

图7为磁悬浮陀螺飞轮的位移传感器检测飞轮转子位移的结构示意图，由位移传感器8的检测值可计算飞轮转子6与陀螺飞轮静止部分的转角，具体计算方法为：设位移传感器8两侧探头的当前检测值分别为a、b，当飞轮转子6位于平衡位置时位移传感器8两侧探头的检测值为a₀、b₀，位移传感器8与飞轮转子6轴向中心线的跨距为l，则当前飞轮转子6与陀螺飞轮静止部分的转角为：

根据此转角，陀螺飞轮将产生进动力矩，通过检测进动力矩的控制电流可以完成对航天器姿态角速率的检测。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims (2)

1.一种磁悬浮陀螺飞轮，由静止部分和转动部分组成，其特征在于：静止部分包括：轴向磁轴承(1)的定子部分、密封罩(2)、径向磁轴承(3)的定子部分、上保护轴承(4)、锁紧螺母(5)、电机(7)的定子部分、位移传感器(8)、安装轴(9)、底座(10)和下保护轴承(11)；转动部分包括：轴向磁轴承(1)的转子部分、径向磁轴承(3)的转子部分、飞轮转子(6)和电机(7)的转子部分；轴向磁轴承(1)的转子部分安装于飞轮转子(6)的轮缘处，电机(7)的转子部分安装于飞轮转子(6)的轮毂处，径向磁轴承(3)的转子部分由径向磁轴承定子端盖(13)和径向磁轴承定子底座(12)两部分组成，其中径向磁轴承定子端盖(13)连接于飞轮转子(6)上，径向磁轴承定子底座(12)固定于飞轮转子(6)上，安装轴(9)安装于底座(10)上，下保护轴承(11)、径向磁轴承(3)的定子部分、上保护轴承(4)和锁紧螺母(5)由下往上依次套装于安装轴(9)上，由锁紧螺母(5)进行预紧，密封罩(2)、轴向磁轴承(1)的定子部分、电机(7)的定子部分、位移传感器(8)沿径向由外向内安装于底座(10)上，底座(10)位于陀螺飞轮最底部。

2.根据权利要求1所述的一种磁悬浮陀螺飞轮，其特征在于：所述的轴向磁轴承(1)的定子部分由四组相同的绕组组成，四组绕组沿轴向磁轴承(1)的定子部分的圆周90°分度。

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