CN101977815B - 用于改变航天器飞行姿态的致动装置 - Google Patents

Abstract

一种用于改变航天器飞行姿态的致动装置，包括将电能转换为一飞轮(1)的机械旋转能的一可逆转换链。该电能存储于一电容性元件(4)中，其可为一超级电容器。该致动装置还包括一电功率转换器(5)，一方面，其被连接至该电容性元件，并在另一方面，其将被连接至该航天器的电源总线。该转换器能够补偿损耗以使得该致动装置的总能量保持不变。

Description

用于改变航天器飞行姿态的致动装置

本发明涉及一种致动装置，其适用于改变航天器的飞行姿态，所述航天器例如一卫星。

背景技术

地球的空间观测任务所涉及的限制在逐渐增多。特别作了多种尝试来使曝光量和图像分辨率最大化。为此，能够迅速倾斜图像捕获工具的瞄准线具有重大益处。换而言之，应当能够简单且快速地旋转卫星，以改变其飞行姿态。特别地，这能够增加卫星轨道外的视域，并提高立体曝光能力。

然而，很长一段时间，迅速改变卫星飞行姿态的这种需求受到用于此类任务的致动装置性能的限制，即反作用轮。据此观点，回转致动器的应用象征了重要的一步，因为其能够增大卫星飞行姿态改变的能力，同时限制了卫星平台的质量和能量消耗的增长。

然而，回转致动器具有一些缺陷，这是因为此类制动器产生的输出转矩是旋转的陀螺转矩。该特征尤其使得卫星围绕一固定轴的旋转以及该卫星飞行姿态的控制算法复杂化。

在一种公知的方式中，反作用轮装置包括一电动机，其中定子固定在该卫星平台上，并且其中转子可旋转地连接至一飞轮。该飞轮能够增加转子的惯性，并且当电动机在转子上产生一转矩时，在该卫星平台上的相反方向产生一反作用转矩。对于目前可用的大多数反作用轮来说，以此方式可产生的最高转矩低于1N.m(牛顿×米)。这尤其可应用于能够安装在重量小于1吨的小卫星上的所有反作用轮。然而，对于飞行姿态高度改变的卫星来说，当卫星的质量为几百公斤时，需要达到为5至10N.m量级的转矩，并当卫星的质量大于1吨时，需要几十N.m的转矩。

易于由反作用轮所引起的转矩限制归因于转子加速或减速所需的非常高的电能。根据上述应用，此电能可达到几千瓦特(kW)。这样，能够产生的最大转矩被该卫星的电力供应系统所能供应的最大电能所固定。此外，在反作用轮装置的一般设计中，在制动转子的过程中，能量在发动机电子控制设备中损耗。该能量损失还体现了卫星飞行姿态改变能力的重大限制。

这些限制中的一些限制被文献US 2007/0023580的公开内容所排除，该文献描述了一种动力动量传递系统，该系统位于至少两个用于控制航天器飞行姿态的反作用轮之间。在该系统中，每个轮都包括由一电动-发电机所驱动的飞轮，所述电动-发电机被连接至一可逆电力源。该电动-发电机能够在所述两个轮之间传输动能，或产生电能。当需要转矩时，即需要例如当第二轮被制动时加速第一轮，一功率调节器连接这两个运转，从而第一轮的电动-发电机运转在电动机状态，且第二轮的电动-发电机运转在发电机状态。由第二轮的电动-发电机产生的电能然后被传输至第一轮的电动-发电机。在该系统中，所产生的剩余电能在一辅助电阻器中被消耗掉，并且无法由所述调节器提供的部分电能是由所述航天器的电力供应总线(或“电源总线”)提供的。

然而，例如在文献US 2007/0023580中描述的系统包括多个其他的限制。首先，从一个轮至另一轮的动能传输使用了两个中间电子控制系统。这导致来自于这两个电子控制系统的能效损失的积累，以及涉及这两个从动能至电能和电能至动能的同步转换的能效损失的积累，或反之亦然。

另一个缺点在于，在运转过程中相连接的两个轮所可能产生的剩余电能，通过在一电阻器中消耗而损失。此外，当需要同时加速所有的轮时，这是航天器用最大转矩旋转时经常发生的情况，在这些轮之间不可能进行能量传输且必须由航天器的电源总线提供高电能。由航天器的电源总线提供的该电能，以及，随后易于由所述系统生成的转矩，又相应地受到传统航天器电力供应系统通带的限制。这种高功率的短暂状态可能会干扰其他装载于航天器上的有用设备的运转，而且还可能减少所装载使用的电池的寿命。

为了防止此限制，可以使用一组至少四个轮，而非三个轮，以控制航天器沿三个轴的飞行姿态，并使用冗余来产生能量储备，所述能量储备将根据所要实施的操作来设计。该能量储备因所有轮的高速运转产生，还将这些轮布置成使这四个轮的的运动动量的总和为零。该运动动量的零增加是可能的，这归因于这些轮的运动冗余。一个轮的运动动量的一部分可传输给另一个轮，从而在所有方向上产生期望的转矩，而无需使用来自于航天器电源总线的额外电能。

因此，第一个缺点在于，相对于所需轮的最低数量来说，该系统总是需要一额外的反作用轮。

此解决方案的第二个缺点在于，一些轮连续运转在相对较高的转速下。由于不可避免的飞轮的平衡缺陷可能会减少这些轮的寿命。然而，这些振动对于装载的光学设备的瞄准线的稳定性是不利的。

最后，用于所有反作用轮的电功率调节系统相当于额外的中央电子设备，这是一种增加的故障源。因此，有必要使其成双，但这会进一步增加系统的复杂度。

此外，还已知使用例如超级电容器的电能存储元件，将机械能可逆地转化为电能。该电能存储元件具有优于电池的优势，即具有较短的充放电响应时间以及较长的使用寿命。

例如，文献FR99 13631描述了一种动能存储装置，该装置包括两个在一直线上的且反向旋转的飞轮，所述飞轮在非常高的速度下旋转，并且每个飞轮都连接至一电动-发电机。该电动-发电机在电动机模式下运转，以在相反方向加速飞轮，以便存储由该装置接收的动能形式的能量，以及该电动-发电机在发电机模式下运转，以通过减速飞轮来重新获得电能。此文献公开了使用超级电容器来提供短暂的高电力请求所需的电能，这能够限制飞轮的使用以减慢电力请求的变化。该装置的目的是防止飞轮的大量加速或减速，其可能由短暂的高电力需求引起并易于产生寄生转矩，该寄生转矩太高以致于不能通过卫星飞行姿态控制来补偿。因此，这一装置因其属性而限制了易于由飞轮的加速或减速产生的转矩，并且该应用可能因而不能增加航天器的旋转能力。

文献FR 2 842 144给出了应用超级电容器的另一实例，该实例属于完全不同的应用领域，因为其由用于机动车的电力传输组成。根据FR2 842 144的装置包括一与电动机机械连接的热引擎，以及一与该电动机电连接的超级电容器。该超级电容器被用于在制动过程中重新获得和存储该机动车的电能，并当该机动车速度稳定时恢复该电能，即当电力需求低时，在这种情况下该热电动机被关闭。因此，该超级电容器运转在一低放电功率下，在所描述该应用中，该放电功率一般为充电功率的三分之一。该热电动机被用于高功率需求。因此在非稳定速度的短暂状态下，这一运转方式并不适用于用电力产生高转矩。

因此，没有一个已知的装置能够增加航天器的旋转能力，仍对满足这一需求的新型致动装置有重大需求。

发明内容

为此，本发明提出一种致动装置，其适用于改变航天器的飞行姿态，并且其包括电能转换至机械能的可逆转换链，包括以下述部件：

-布置成围绕至少一个旋转轴旋转的飞轮；

-通过围绕所述飞轮旋转轴的旋转驱动来连接所述飞轮的可逆运转的电动-发电机；

-电连接至电动-发电机的电子控制元件；

-电连接至电子控制元件的电容性电能存储装置；以及

-电功率转换器，一方面，其连接至电容装置，以及另一方面，其将被连接至航天器的电源总线以便通过所述电源总线对电容装置馈电，

利用至少一个表示沿着所述旋转轴生成并传输至所述电子控制元件的转矩的设定值，所述电子控制元件适用于选择使所述电动-发电机运转在电动机模式还是运转在发电机模式，并在电动机模式下，所述电子控制元件适用于调节由电容装置向电动-发电机的电能传输，或在发电机模式下，适用于调节由电动-发电机向电容装置的电能传输，从而致使所述飞轮分别围绕所述旋转轴加速或减速，以适用于在航天器上产生对应于所述设定值的反作用转矩。

因此，根据本发明的该致动装置是基于反作用轮原理。它可以沿固定轴方向生成高转矩。因此，可应用航天器飞行姿态改变的简单控制。特别地，沿相互垂直的旋转轴布置的飞轮可被彼此独立地控制。

另一优点是相对于卫星电力供应系统而言，该类型的装置能够分别传输大功率转矩。在此情况下，卫星电力供应系统的架构可通过最小化短暂的功率请求被简化。

能够制造带有飞轮的该装置，所述飞轮通过滚珠轴承或磁轴承，绕一固定轴保持旋转。

优选地，所述电容性电能存储装置可包括至少一个超级电容器。该电能存储部件具有多个优于通常在卫星上使用的电池的优点，尤其在可传输的瞬时功率、质量、尺寸、寿命和损耗方面。

以此方式，该电容装置提供生成所需转矩所需的功率，甚至在使用较高的转速在非常短的时间内使卫星旋转的较高转速的情况下。为此，可以选择该电容装置从而能够存储大量能量，并在非常高的充放电功率下运转。

特别地，电容装置可能具有高于5000J的电能存储容量，以及高于1000W的充放电功率。

不管何种实施例，所述装置提供了下述优点：

-所述装置可以生成高转矩，所述高转矩可大于3N.m(牛顿×米)，并可达到10N.m。实际上，这些转矩是通过使用电容装置的能量传输而生成的，其可对应于高电流；

-所述装置可以具有一有限的总质量，一般为10至30kg，这对于航天器的总质量限制而言特别有利。实际上，该装置可在每个转轴上仅包括一个单独的飞轮；

-所述装置具有来自于航天器电源总线的能量消耗，在飞轮减速过程中，由于来自飞轮的动能被回收，以电能的形式存储于电容装置中，所以所述能量消耗减少；以及

-所述装置能够获得非常低的振动水平，尤其在曝光过程中，由于该能量基本上可以以电的形式存储在电容装置中，所以在这种情况下飞轮低速运转。

表示所生成转矩的设定值可相当于流入电动-发电机的电流值、由电动-发电机生成的转矩或飞轮的动量变化。

在一优选实施例中，该设定值可对应于流入电动-发电机的电流值，并且所述致动装置还可包括流入所述电动-发电机的所述电流的至少一个测量传感器，并且电子控制元件可适用于根据所述设定值与流入所述电动发电机的所述电流的测量结果之间的偏差调节在电动-发电机和电容装置之间传输的电能。

根据所述装置的一特定实施例，所述电动-发电机为无刷多相同步型电动-发电机。

根据依据本发明致动装置的一特别简单的实施例，所述电子控制元件可适用于通过修改所述电动-发电机在至少一个输入端的周期切换率，来调节在电容装置和电动-发电机之间的电能传输。在这种情况下，该周期切换率可以根据所期望的运转模式，即电动机模式或发电机模式，以及根据流入电动-发电机的电流测量结果和生成期望的转矩所需的电流之间的偏差，以闭环的方式自动地被修改。

这一调节模式能够控制转矩值，所述转矩以一种特别精确的方式被传输至飞轮。

此外，在根据本发明的装置中，通过仅执行低补偿功率级，并且在长于飞行姿态改变持续时间的时间段内，使用航天器的电源总线来补偿能量损失。该能量损失可能由该装置的电阻器和多种形式的摩擦力所致。特别地，由航天器电源总线提供、用于补偿损失的电能至少小于在电动-发电机和电容装置之间传输的电能的大约10倍。以此方式，该致动装置不会干扰装载在航天器上的使用电能的其他设备的电力供应。

为此，根据表示致动装置总能量值且由所述电功率转换器接收的至少一个设定值，所述电功率转换器可适用于控制由航天器电源总线向电容装置的附加电能传输。在本发明的范围内，术语致动装置的总能量表示所述飞轮旋转的动能和存储在电容装置中的电能的总和。

如可行的话，为了进一步增加可生成的转矩值，在对航天器执行一飞行姿态迅速改变之前的一合适时间，可通过航天器电源总线向该电容装置充电。为此，能够预先在电容装置中累计一些电荷量，之后将该电荷量传输至电动-发电机以生成高转矩。还可以执行对称运转来生成通过飞轮减速在一相反方向的高转矩。

本发明还提出了包括多个如上所述的致动装置的致动系统，至少两个所述装置共用一个相同的共用电容性电能存储装置以及一个相同的连接至所述共用电容装置的共用电功率转换器。

在这种情况下，对于该系统的每个致动装置来说，电子控制元件可适用于控制相应电容装置和电动-发电机之间的电能传输，从而每个致动装置的飞轮依照同一个致动装置的电子控制元件接收的设定值，产生一平行于至少一个所述飞轮旋转轴的转矩分量。

仍然在这种情况下，该共用电功率转换器可优选地适用于依照至少一个设定值来控制由航天器电源总线向该共用电容装置的附加电能传输，该设定值表示所述至少两个致动装置的总能量值，所述至少两个致动装置的总能量等于两个制动装置各自的总能量之和。

如可行的话，该共用的电功率转换器还可适用于控制所述附加的电能传输，从而如果所述装置每个都被单独使用的话，那么所述传输等于对致动装置来说被分别控制的附加电能传输的总和。

本发明还提出一种航天器飞行姿态控制系统，其包括至少一个如上所述的致动装置。特别地，该系统可包括至少三个独立的致动装置，每个装置分别与本发明相一致。在这种情况下，这三个致动装置可被布置成用来在三个不同方向独立地生成转矩。

本发明还提出了另一种航天器飞行姿态控制系统，其包括具有至少两个致动装置的致动系统，并具有一个共用的电能存储装置和电功率转换器。

这些飞行姿态控制系统可适用于基于一偏差计算表示围绕致动装置的飞轮的至少一个旋转轴生成的转矩的设定值，所述偏差是指一方面例如航天器绕所述至少一个轴的飞行姿态和/或转速的运动参数，与另一方面对应于所述运动参数的设定值之间的偏差。

最后，本发明提出了一种如上所述飞行姿态控制系统的应用，装载于航天器上，所述航天器将执行绕所述航天器一确定转轴Δ的旋转。根据这一应用，该飞行姿态控制装置的至少一个致动装置的总能量被调节至大于或等于下述表达式的值：

$\frac{1}{2\×\mathrm{\γ}{\left(\mathrm{\Δ}\right)}^2}\×J_{\mathrm{craft}}\left(\mathrm{\Δ}\right)\×{\mathrm{\Ω}}_{\max }^2\×\frac{J_{\mathrm{craft}}\left(\mathrm{\Δ}\right)}{J_{\mathrm{flywheel}}}$

其中J_craft(Δ)、Ω_max和J_flywheel分别为航天器绕所述航天器的确定旋转轴Δ的转动惯量、航天器绕所述航天器的确定旋转轴的最大转速，以及上述该致动装置绕所述飞轮旋转轴的转动惯量。此外，在上述表达式中，γ(Δ)表示一放大系数，根据公式H(Δ)＝γ(Δ)×H_flywheel，该放大系数介于以下两个值之间，一方面易于由致动装置沿方向Δ生成的最大动力动量H(Δ)，和，另一方面易于由致动装置的飞轮沿至少一个旋转轴生成的最大动力动量H_flywheel之间。

附图说明

参考附图，通过以下对实施例的非限制性实例的说明，将示出本发明的其他特征和优点，其中：

-图1是一原理图，示出了装载在卫星上的根据本发明的致动装置的布局；

-图2是根据本发明的致动装置的示意图；

-图3是根据本发明的致动装置中所使用的电动-发电机的特定电连接模式的电气图；

-图4是根据本发明的致动装置的总能量控制模式的逻辑框图；

-图5是根据本发明的致动装置的另一总能量控制模式的原理图；

-图6是根据本发明的致动系统的原理图。

具体实施方式

本发明现将在卫星飞行姿态控制方面进行详细说明，但可以理解的是，可使用类似的方式将本发明应用于其他类型的航天器中。

因此，图1示出了装备有太阳能板101和观测仪器102的卫星100。该仪器可直接装载在卫星平台110上，从而该仪器102的指向P相对于平台110固定。因此，通过修改卫星100的定向来改变方向P，方向P也是指卫星的飞行姿态。在已知的方式下，卫星100装备有连接至太阳能板101的独立自主的电源力供应系统，并且其具体包括一电池组103和主电源箱10。所述箱10在其输出端具有电源接头，该电源接头具有确定的电压，在图中标记为Va，并且例如等于25或50V(伏特)。这些端子的其中一个通常接地到平台110上，并且其他端子通常被称为卫星100的电源总线。各种装载于卫星110的用电仪器连接至电源，该电源位于该卫星的所述电源总线和接地之间。

图1还示出了根据本发明的三个致动装置的示意图，三个致动装置被标记为104并且包括各自的飞轮1。这三个飞轮1被布置成绕各自的轴旋转，这些轴被标记为X，Y和Z，其组成连接至平台110的一正交三面体。每个致动装置104都连接至电源总线并接地，并通过飞轮的加速转矩或减速转矩所带来的反作用力，能够围绕对应飞轮1的旋转轴使卫星100倾斜。一个卫星轨道和飞行姿态的中央计算机，标记为105，被连接至每个致动装置104以传输相同的设定值，例如以电信号的形式传输。该设定值示出了一转矩值，该转矩将由上述致动装置在对应飞轮的轴上生成，并且优选地示出了所述装置包含的总能量值。由此，能够使卫星100倾斜，从而使指向P精确地朝向要拍摄的外部物体，并使平台110在曝光的过程中稳定在所述方向，同时将该装置的总能量保持在下限和上限之间，所述总能量必然且足够能完成此任务。

根据图2，每个致动器104都包括下述组件：飞轮1，电动-发电机2，电子控制元件3和超级电容器4。这些组件相互连接以形成可逆转换链，即将飞轮1的转动动能转换为电能，该电能对应于超级电容器4里所含的电荷。在该转换链的初级侧上，所述超级电容器4电连接至电子元件3的两个端子，并且在该转换链的次级侧上，所述电动-发电机2的定子电连接至电子元件3的另外两个端子。该定子固定在卫星平台110上，并且飞轮1与电动-发电机2的转子组装在一起，一起被驱动旋转。

此外，超级电容器4电连接至电源箱10。更具体地，超级电容器4两个端子的其中一个可接到卫星100的接地上，并且超级电容器4的另一端子通过标记为5的电功率转换器连接至电源总线。

现将通过一个使卫星围绕飞轮1的轴X倾斜的简单示例来描述图2中致动装置的一般操作。对于这一飞行姿态的改变来说，仅使用了其中一个致动装置104，如根据反作用轮原理，所生成的转矩保持与X轴平行。此外，假定在初始状态和最终状态时，卫星和上述致动装置的飞轮各自的转速几乎为零，或者非常低。

该操作特性通常被分为二或三个连续的阶段：卫星绕X轴旋转的加速阶段，卫星在恒定速度下绕X轴的旋转阶段，接着绕同一轴旋转的减速阶段。根据速度变化曲线，通过加速和减速所述飞轮1来实现所述加速和减速阶段，所述曲线是为了在平台110上生成适当的反作用转矩而计算得出的。在中间阶段，飞轮1以几乎恒定的速度旋转。

在该操作的初始阶段，飞轮1低速运转并且超级电容器4被充电，优选地超级电容器4被充电至最大值。在加速阶段，电子控制元件3将超级电容器4的电能传输至在电动机模式下运行的电动-发电机2，以便在飞轮1上生成期望的转矩设定值Cc(t)，并通过反作用力在平台110上生成一相反的转矩-Cc(t)。当飞轮1的速度增加时，超级电容器4所包含的电荷减少并且飞轮1加速所需的电能在增加。

进一步的目的是要简化电子元件并使其工作在低于指定功率的情况下，以便防止在加速阶段能量的过度损耗。为此，包含至少一个如上所述的致动装置的航天器飞行姿态控制系统可适用于计算表示一转矩的设定值，所述航天器飞行姿态控制系统包括至少一个此处描述的致动装置，所述转矩由至少一个致动装置生成，从而使所述航天器绕所述装置飞轮的至少一个旋转轴转动，从而一旦所述飞轮绕所述旋转轴的转速ω的绝对值|ω|变为大于最大值ωmax，则所述转矩设定值的绝对值小于或等于Pmax/|ω|，其中Pmax是一常量。同时，致动装置所请求的最大功率小于Pmax。

在这种情况下，由于设定值不采用超过最大转矩值Cmax的值，由该装置生成的所述转矩设定值的绝对值还可选为小于或等于Cmax和Pmax/|ω|两者之间的较小者，即小于或等于Min(Cmax，Pmax/|ω|)。

优选地，所述转矩设定值的绝对值可选为等于Cmax和Pmax/|ω|两者之间的较小者，即等于Min(Cmax，Pmax/|ω|)，以便最大化转矩设定值以减短加速阶段的持续时间。

当超级电容器4的端子的电压达到下限和/或当飞轮1的速度达到上限时，可能会达到加速上限。在这种情况下，飞轮1不能再被继续加速，并且可切换至具有恒定卫星转速的操作阶段。在该第二阶段过程中，飞轮1和卫星100各自的转速几乎不变，并且由电动-发电机2在飞轮1的轴上施加的转矩几乎为零。

在减速阶段过程中，应用电动-发电机2运转在发电机模式，飞轮1被减速。在这种情况下，电动发动机-发电机2生成一电流，该电流被电子控制元件3转换为电荷，所述电荷被传输至超级电容器4中以便对电容器再次充电。

该减速阶段应用了同样的限制，并且优选地，采用一转矩设定值，其绝对值受与上述为加速阶段所定义的那些值相同的值的限制。

为了获得期望的操作，所述卫星可包括一飞行姿态控制系统，该系统包括至少一个如此处所述的致动装置，并通常包括至少三个该装置。该飞行姿态控制系统因而适用于将包含在至少一个所述致动装置内的总能量调整至一最小值，所述最小值总能量，通过能量传输，能够以预先固定的最大速度Ω_max使卫星绕其旋转轴Δ旋转，所述旋转轴也是固定的。

更具体地，如此处所述包括至少一个致动器的该致动系统被激活，从静止状态(飞轮速度为零)，通过生成卫星旋转所需的动力矩，通过反作用力，达到绕旋转轴Δ的速度Ω_max。该转速以绝对值的形式表示。据此给出以下等式：

J_satellite(Δ)xΩ_max＝γ(Δ)xJ_flywheelxω，

其中J_satellite(Δ)是卫星绕轴Δ的转动惯量，J_flywheel是飞轮绕其自身转轴的转动惯量，ω是使卫星转动的所有飞轮转速中的最大转速，并且γ(Δ)是放大系数，依据下述公式：H(Δ)＝γ(Δ)xH_flywheel，所述放大系数介于以下两个值之间，一方面，易于由致动器沿着方向Δ生成的最大运动动量H(Δ)，和另一方面，易于由致动装置的飞轮沿着至少一个旋转轴生成的最大运动动量H_flywheel之间。卫星绕轴Δ旋转的最终动能，Esat_max，等于¹/₂J_satellitexΩ_max ²。同时飞轮的最终动能等于：

$\frac{1}{2\×\mathrm{\γ}{\left(\mathrm{\Δ}\right)}^2}\×J_{\mathrm{satellite}}\left(\mathrm{\Δ}\right)\×{\mathrm{\Ω}}_{\max }^2\×\frac{J_{\mathrm{satellite}}\left(\mathrm{\Δ}\right)}{J_{\mathrm{flywheel}}}=\frac{1}{\mathrm{\γ}{\left(\mathrm{\Δ}\right)}^2}\×\frac{J_{\mathrm{satellite}}\left(\mathrm{\Δ}\right)}{J_{\mathrm{flywheel}}}\×{\mathrm{Esat}}_{\max }$

该能量最初必定以电的形式存储于至少一个致动系统装置的超级电容器中。根据在卫星任务执行过程中卫星将要旋转至的优先定向，所述能量还可能被分布于飞行姿态控制系统的致动装置中。

作为示例，发明人引用了可应用于制动装置的以下特征，所述制动装置适用于300kg至1吨级别的卫星。

-飞轮1可具有介于350至500mm(毫米)的直径以及介于4至8kg(千克)的质量；

-电动-发电机2可以是无刷多相同步型电动-发电机。可对其进行选择以生成介于3和10N.m之间的转矩。其峰值电功率可能高于500W(瓦特)，尤其是介于500和1000W之间。这一电动机可在市场上买到并且可具有介于5和10kg之间的质量。

-在电容元件4和电动-发电机2之间进行电能传输的过程中，电子控制元件3可具有一高于95％的能量输出；以及

-对于质量介于0.5kg和1.5kg之间电容装置来说，超级电容可能具有高于5000J(焦耳)的电能存储容量，尤其是介于5000和15000J之间。

在这些条件下，可在致动器中存储的最大动力矩可达到25N.m.s至40N.m.s(牛顿×米×秒)，假定此值越大，卫星倾斜的速度将越高。

该电动-发电机2的转子配备有永久磁铁，所述转子与飞轮1旋转连接；定子包括一个或多个绕组。这些绕组各自的电力源与转子的旋转同步切换，所述转子使用了相对于定子的转子角位置传感器。由此，可精确地生成期望的电磁转矩。

在线性操作模式中，传输至运转在电动机模式下的电动-发电机2的电流Im，或由运转在发电机模式下的电动-发电机2所生成的电流Im，实质上正比于分别为发动机或电阻生成的转矩Cm。换而言之：Cm＝Kt×Im，其中Kt为转矩常量。通过公知方式，该常量Kt还涉及电动-发电机2的反电动势E的下述表达式：E＝Kt×ω，其中ω是转子的转速。

表示要生成的转矩的设定值可对应于流入电动-发电机2的电流值Im、由电动-发电机2生成的转矩值Cm、或飞轮1的运动动量的变化值。术语“对应于一参数值的设定值”是指凭借该设定值是该参数值的函数的任意关系，例如，设定值和参数值之间的正比关系。特别地，当该设定值对应于流入电动-发电机的电流值Im时，该致动装置还可包括至少一个所述电流的测量传感器。在这种情况下，电子控制元件，根据该设定值和流入电动-发电机的电流测量值之间偏差，适于调整电动-发电机和电容装置之间传输的电能。

换而言之，为了生成与转矩设定值Cc一致的转矩，电子控制元件3可控制发动机电流Im，使其达到期望值Ic＝Cc/Kt。当Im的测量值等于Ic时，那么所生成的转矩Cm等于该设定值Cc。

根据一特别优选的实施例，一脉冲开关自动导航装置能够交替地在每个定子绕组中，以与转子位置同步的方式，在电动机运转模式下引导电流Im，或在发电机运转模下恢复电流Im。电流Im的测量传感器生成测量值Imm。根据介于测量值Imm和设定值Ic之间的偏差，所述电子控制元件3可在定子绕组输入端传输一周期切换率R。在这种情况下，在电动-发电机2的接线端之间存在的平均电压Vm等于R×Vs，其中Vs是超级电容器4的两个端子间的输出电压。调整该周期率R，从而在电动机模式下，Vm的绝对值大于反电动势E(|Vm|＞E)，以及在发电机模式下，Vm的绝对值小于反电动势E(|Vm|＜E)，同时，Imm的平均值实质上等于Ic。Imm相对于Ic的控制优选地在一闭环中执行，根据两值之间的偏差来调整周期率R。

在图2中以标准的方式指出了上述最重要的物理参数，从而本领域技术人员可再现上述操作。

图3对应于图2，其中电动-发电机2的定子包括三个绕组，分别标记为2a、2b和2c。其给出了在电子元件3内，绕组2a、2b和2c的三相电流电源的可能的连接方式。每个绕组均连接至电路臂的中点，电路臂依次连接至超级电容器4的两个端子。对绕组2a(或2b、或2c)来说，所述电路臂包括上部开关晶体管A(或C、E)，其启用或禁止绕组的电力供应，以及一下部开关晶体管B(或D、F)，其调节周期率R。该开关晶体管控制电极A至F分别连接至微控制器30的输出端，该微控制器在其输入端接收一信号，该信号表示电流测量值Imm和设定值Ic之间的偏差ΔI。

一般，这种电动-发电机2的电源电流的削波控制在晶体管B、D和F的开关频率下操作，这一频率介于20和100kHz(千赫)之间，根据转速ω，晶体管A、C和E的相位转换一般在介于0和1kHz之间的频率间执行。该削波控制电子元件能够以设定值Ic来控制平均电动机电流值Im，所述电流值Im同时同步于与转子位置相关的电动-发电机2的定子绕组的电源电流。

优选地，可以设计超级电容器4，从而使得超级电容器端子处的电压，在装置的整个操作范围内，总是远远高于由电动机在最高速度运转时生成的最大反电动势E。在这些条件下，电子控制元件3不需要由超级电容器4传输的电压Vs的提升阶段，来驱动电动机。在这种情况下，电子元件3被简化。一般来说，电容装置可优选地适用于显示其两个输出端子之间的剩余电压，当飞轮已经从飞轮静止且电容装置包含最大电能的初始状态加速到最大速度后，所述剩余电压高于电动-发电机的反电动势。特别地，在飞轮从初始状态加速至最大速度后，电容装置输出端之间存在的剩余电压可高于电动-发电机的反电动势的2倍。

在飞轮从所述初始状态加速至最大速度后，该电容装置还可适用于显示在其两个输出电压之间的一剩余电压，相比于飞轮静止且电容装置包含最大电能时的初始状态，该剩余电压减少到超过原来的1/2。

此外，在发电机状态，电子控制元件3可使用电动-发电机2的定子绕组的电感来重新对超级电容器4充电，无需在电动-发电机2上装备额外的电压提升设备。

最后，应当指出的是，使用超级电容器能够过滤由致动装置产生的大范围高频电磁干扰，从而有时需要在电子控制元件中加入用于减弱这些干扰效应的过滤器被简化。该过滤示出了根据本发明的致动装置的另一优点。

电动-发电机2和电子控制元件3的能量输出，以及焦耳效应的消散将引起电能的损失。类似地，电动-发电机2和飞轮1的转动过程中产生的摩擦力将引起机械能的损失。基于这些原因，当该损失不能被补偿时，致动装置的总能量将降低，该总能量等于存储在超级电容器4中的电能和飞轮1的转动动能的总和。在这种情况下，功率转换器5的作用是通过卫星电源总线来补偿这些损失，从而使该装置的总能量保持在给定值之间。优选地，由转换器5控制的、来自于卫星电源总线的功率传输具有一时间常数，所述时间常数远长于那些由电子元件3对电动-发电机2进行控制时所涉及的时间常数。换而言之，从卫星电源总线提取出的功率的变化较慢，例如相比于在超级电容器4和电动-发电机2之间传输的电功率的变化，从卫星电源总线提取出的功率的变化要慢大约至少10倍，虽然该致动装置可生成高转矩。事实上，生成该转矩所需的瞬时电功率是从超级电容器4中输出的，而非直接从卫星电源总线输出。这样，不会引起对使用电源总线供电的其他卫星设备的干扰。在这种情况下，这些其他设备可具有一规则且稳定的操作，相比于根据背景技术的装置来说，其显示出根据本发明的致动装置的另一优点。

优选地，利用超级电容器4中所含电荷和/或飞轮1的动能的测量结果，可使用一闭环控制系统来执行该致动装置总能量的控制。依照表示致动装置总能量值的设定值来执行所述控制。该总能量等于¹/₂C.Vs²+¹/₂Jr.ω²，其中C为超级电容器的电容量，Vs为其端子的电压，Jr为绕上述转轴的飞轮的转动惯量，并且ω为飞轮的转速。

应当指出的是，当飞轮低速运转时，总能量可能大约为超级电容器所含的电能¹/₂C.Vs²，从而，在这种情况下，在超级电容器端子处的电压Vs通过等式Vs＝(2E/C)^1/2表示一值，该值表示装置的总能量。

以此方式，根据致动装置总能量的第一控制模式，当飞轮绕其轴的转速同时小于一速度阈值时，表示总能量值的设定值可仅取决于存储于电容元件中的电能值。在这种情况下，所述设定值可优选地等于或正比于电容元件端子处的电压。

图4是一逻辑图，其示出了所述致动装置总能量的所述第一控制模式的实施例。ωt和Vt表示分别对应于电容装置端子处电压Vs的阈值和飞轮转速的阈值。

根据致动装置总能量的第二控制模式，所述设定值可能直接对应于总能量值。在这种情况下，它可优选地正比于所述总能量。

在任意情况下，当致动装置总能量的至少一个表示值低于为该值固定的阈值时，电功率转换器可适用于控制由卫星电源总线输出的一附加的电能。

当致动装置总能量的至少一个表示值高于为该值固定的阈值时，该附加电能的传输可能会被中断。

对于每个控制模式来说，电功率转换器可能包括一低通滤波器，其被布置以便由所述滤波器滤波后的传输控制来执行该附加电能的传输。

此外，为了改变后续已知的卫星飞行姿态，可以以开环方式来控制电容装置的充电，即此处所述的超级电容器4的充电。这能够确保电容装置的充电电平将足够执行所述后续的飞行姿态的改变。为此，该电功率转换器还能适用于接收另一设定值，该设定值对应于一短暂的且注明日期的、由航天器的电源总线传输向电容装置的附加电能的传输序列，并适用于以开环方式控制所述序列的执行。

如上所述，这一电容装置的开环充电可与第一飞行姿态改变操作同时执行。本发明的这一改进特别有利于大量的卫星飞行姿态改变操作的快速序列的情况。所述操作的现有技术，通过操作计划，能够累积在一适当时期卫星操作所需的总能量。此外，电容元件的开环充电可以一种叠加方式或与致动装置总能量的闭环调节同时进行的方式执行。例如，以闭环方式调节总能量的设定值可根据操作计划而改变。

一般来说，根据一时间常数来控制从航天器电源总线输出的附加电能，该时间常数高于，或远远高于，与在电容装置和电动-发电机之间传输的电能相关的任意时间常数，并受到电子控制元件的调节。例如，用于控制卫星飞行姿态的致动装置的通带可能低于1至2Hz(赫兹)，同时致动装置总能量的控制通带可能低于0.1至1Hz。在卫星电源总线处采样的峰值功率例如可能低于50或100W。

为了根据上述任一控制模式控制致动装置的总能量，致动装置还可以包括第一传感器，其被布置以测量电容装置端子处的电压。该第一传感器可以是连接至电容装置两个输出端子的电压表。该第一传感器还被连接以便将在电容装置端子处测得的第一电压测量信号传输至电功率转换器。在这种情况下，该电功率转换器适用于基于所述第一测量信号调节附加电能传输。

致动装置可进一步包括至少一个传感器，其被布置以便测量所述飞轮绕其旋转轴的转速。所述第二传感器可以是与飞轮1相连接的一测速仪。所述第二传感器也被连接以便将第二测量信号传输至电功率转换器，并且当该飞轮转速的绝对值低于速度阈值时，该电功率转换器可适用于仅控制附加电能的传输。

当致动装置包括第一和第二传感器时，电功率转换器可适用于基于一偏差来调整附加电能的传输，所述偏差是指表示致动装置总能量的设定值和基于第一和第二测量信号计算出的对应值之间的偏差。特别地，基于第一和第二测量信号计算出的值可等于、正比于该装置中含有的总能量。

图5示出了上述致动装置总能量的第二控制模式。根据标准应用示出该图的组成，从而该图可直接被本领域技术人员理解。在该图中，Ec和Em分别表示致动装置的总能量的设定值和计算所得值，Cc和Cw分别表示转矩设定值和由飞轮转动过程中产生的摩擦力引起的转矩损失，Vm和ωm分别表示电容装置端子处的电压测量值和飞轮转速的测量值，W表示通过转换器5从卫星的电源总线传输至超级电容器4的附加电能量，以及ΔE(t)是致动器总能量在开环下的调节设定值，t表示时间变量。

在图1所示的卫星飞行姿态控制的情况下，向量转矩设定值沿着三个轴X，Y和Z被分解，并且以上述方式由每个致动装置同时且独立地生成三个转矩分量。根据本发明的第一实施例，这三个致动装置可以是分离且独立的。在这种情况下，它们之间不存在电能或机械能的传输。根据本发明的第二实施例，单个电容装置4和单个功率转换器5可能被这三个致动装置所共用，依照图6所示。

可以理解的是，可对上面具体描述的本发明实施例进行修改或调整，同时至少保留上述的某些优点。这些优点包括：

-不必考虑向航天器请求的操作序列，向航天器主电源系统请求的功率将保持较低级别的量，其低于在飞轮和致动装置的电容装置之间传输的功率；

-在航天器两个连续的倾斜操作之间，当航天器绕每个轴低速运转时，例如处于曝光期间，飞轮也可能运转在低速下。在这种情况下，来自于致动装置的所有能量被包含在一个或多个电容装置中，从而易于由飞轮引起的振动被大大减少或消除；以及

-对装备有此类致动器的航天器的飞行姿态和轨道控制来说，如早于本发明的现有技术所述，根据本发明的致动装置完全可被用作传统的反作用轮。确实能应用于所有的反作用轮操作模式，特别是低转矩精瞄模式，在精瞄阶段中避免速度为零，通过辅助致动器的轮淡化管理，故障模式管理，冗余管理，等等。

Claims (16)

1.适用于改变航天器(100)飞行姿态的致动装置，其特征在于，其包括电能转换至机械能的可逆转换链，包括以下部件：

-布置成围绕至少一个旋转轴旋转的飞轮(1)；

-凭借围绕所述旋转轴的旋转驱动来连接所述飞轮的可逆操作的电动-发电机(2)；

-电连接至所述电动-发电机的电子控制元件(3)；

-电连接至所述电子控制元件的电容性电能存储装置(4)；以及

-电功率转换器(5)，一方面，其连接至所述电容性电能存储装置，以及另一方面，其将被连接至航天器的电源总线以便通过所述电源总线对电容性电能存储装置馈电，

利用至少一个表示沿所述旋转轴生成并传输至所述电子控制元件的转矩的设定值，所述电子控制元件(3)适用于选择使所述电动-发电机(2)运转在电动机模式还是运转在发电机模式，并在电动机模式下，所述电子控制元件(3)适用于调节由所述电容性电能存储装置(4)向所述电动-发电机(2)的电能传输，或在发电机模式下，适用于调节由所述电动-发电机(2)向所述电容性电能存储装置(4)的电能传输，从而致使所述飞轮(1)分别围绕所述旋转轴加速或减速，以适用于在航天器(100)上产生对应于所述设定值的反作用转矩。

2.根据权利要求1所述的致动装置，其特征在于，所述电容性电能存储装置(4)至少包括一个超级电容器。

3.根据权利要求1或2所述的致动装置，其特征在于，所述表示沿所述旋转轴生成并传输至所述电子控制元件的转矩的设定值对应于流入电动-发电机(2)的电流值、由电动-发电机(2)所生成的转矩或飞轮(1)的动量变化。

4.根据权利要求1所述的致动装置，其特征在于，在飞轮(1)从初始状态加速至最大速度后，所述电容性电能存储装置(4)适于在所述电容性电能存储装置的两个输出端子间具有剩余电压，该剩余电压大于电动-发电机(2)的反电动势，其中在初始状态，飞轮静止并且电容性电能存储装置(4)具有最大电能。

5.根据权利要求1所述的致动装置，其特征在于，根据表示致动装置的总能量值且由所述电功率转换器接收的至少一个设定值，所述电功率转换器(5)适用于控制由航天器电源总线向电容性电能存储装置(4)的附加电能传输，所述总能量等于所述飞轮(1)的转动动能和存储在电容性电能存储装置(4)中电能的总和。

6.根据权利要求5所述的致动装置，其特征在于，所述表示致动装置总能量值且由所述电功率转换器接收的设定值直接对应于所述总能量值，并且

其中所述致动装置还包括第一传感器，其被布置以测量所述电容性电能存储装置(4)端子处的电压，并被连接以将所述电压的第一测量信号传输至所述电功率转换器(5)，

并且所述致动装置还包括至少一个第二传感器，其被布置以测量围绕所述飞轮的至少一个旋转轴的飞轮(1)转速，并被连接以将所述转速的第二测量信号传输至电功率转换器(5)，

并且所述电功率转换器(5)适用于基于偏差来调整所述附加电能的传输，所述偏差为表示致动装置总能量的所述设定值和基于第一与第二测量信号计算出的相应值之间的偏差。

7.根据权利要求5或6所述的致动装置，其特征在于，所述电功率转换器(5)包括一低通滤波器，其被设置从而由被所述滤波器滤波后的传输指令执行所述附加电能的传输。

8.包括多个根据上述权利要求中任一项所述的致动装置的致动系统，其特征在于，至少两个所述致动装置共用一个相同的共用电容性电能存储装置(4)以及一个相同的连接至所述共用电容性电能存储装置的共用电功率转换器(5)。

9.根据权利要求8所述的致动系统，其特征在于，对于所述系统的每个致动装置来说，电子控制元件(3)适用于控制在相应的电容性电能存储装置(4)和电动-发电机(2)之间的电能传输，从而每个致动装置的飞轮(1)依照所述电子控制元件接收的表示沿所述旋转轴生成并传输至所述电子控制元件的转矩的设定值，产生平行于至少一个所述飞轮旋转轴的转矩分量。

10.根据权利要求8或9所述的致动系统，其特征在于，所述共用的电功率转换器(5)适用于依照所述表示致动装置总能量值且由所述电功率转换器接收的至少一个设定值来控制由航天器(100)电源总线向所述共用电容性电能存储装置(4)的附加电能传输，所述表示致动装置总能量值且由所述电功率转换器接收的设定值表示至少两个致动装置的总能量值，所述至少两个致动装置的总能量值等于所述致动装置各自的总能量之和，并且

其中所述共用的电功率转换器(5)适用于控制所述附加电能传输，从而所述传输等于附加电能传输的总和，对每个单独使用的所述致动装置来说，所述附加电能传输依照致动装置各自所含表示致动装置总能量值且由所述电功率转换器接收的设定值分别被控制，每个致动装置的总能量分别等于所述飞轮(1)的转动动能和所述致动装置的电容性电能存储装置(4)中存储的电能之和。

11.航天器飞行姿态控制系统，包括至少一个根据权利要求1至7中任一项所述的致动装置。

12.航天器飞行姿态控制系统，包括根据权利要求8至10中任一项所述的致动系统，所述致动系统具有至少两个致动装置。

13.根据权利要求11所述的航天器飞行姿态控制系统，其适用于基于一偏差计算表示围绕致动装置的飞轮(1)的至少一个旋转轴生成的所述转矩的设定值，所述偏差指一方面例如航天器(100)绕所述至少一个旋转轴的飞行姿态和/或转速的运动参数与另一方面对应于所述运动参数的设定值之间的偏差。

14.根据权利要求12所述的航天器飞行姿态控制系统，其适用于基于一偏差计算表示围绕致动装置的飞轮(1)的至少一个旋转轴生成的所述转矩的设定值，所述偏差指一方面例如航天器(100)绕所述至少一个轴的飞行姿态和/或转速的运动参数与另一方面对应于所述运动参数的设定值之间的偏差。

15.应用根据权利要求11所述的飞行姿态控制系统，其装载于航天器上，所述航天器将执行绕所述航天器的确定旋转轴的旋转，其特征在于，该飞行姿态控制系统的至少一个致动装置的总能量被调节至大于或等于下述表达式的值：

$\frac{1}{2\×\mathrm{\γ}{\left(\mathrm{\Δ}\right)}^2}\×J_{\mathrm{craft}}\left(\mathrm{\Δ}\right)\×{\mathrm{\Ω}}_{\max }^2\×\frac{J_{\mathrm{craft}}\left(\mathrm{\Δ}\right)}{J_{\mathrm{flywheel}}},$

其中J_craft(Δ)、Ω_max和J_flywheel分别为航天器绕所述航天器的确定旋转轴的转动惯量、航天器绕所述航天器的确定旋转轴的最大转速，以及所述致动装置绕所述飞轮旋转轴的转动惯量，

并且其中γ(Δ)表示一放大系数，其介于可由致动装置沿方向Δ产生的最大动力动量和可由致动装置的飞轮沿至少一个旋转轴产生的最大动力动量之间。

16.应用根据权利要求12所述的飞行姿态控制系统，其装载于航天器上，所述航天器将执行绕所述航天器的确定旋转轴的旋转，其特征在于，该飞行姿态控制系统的至少一个致动装置的总能量被调节至大于或等于下述表达式的值：

$\frac{1}{2\×\mathrm{\γ}{\left(\mathrm{\Δ}\right)}^2}\×J_{\mathrm{craft}}\left(\mathrm{\Δ}\right)\×{\mathrm{\Ω}}_{\max }^2\×\frac{J_{\mathrm{craft}}\left(\mathrm{\Δ}\right)}{J_{\mathrm{flywheel}}},$

其中J_craft(Δ)、Ω_max和J_flywheel分别为航天器绕所述航天器的确定旋转轴的转动惯量、航天器绕所述航天器的确定旋转轴的最大转速，以及所述致动装置绕所述飞轮旋转轴的转动惯量，

并且其中γ(Δ)表示一放大系数，其介于可由致动装置沿方向Δ产生的最大动力动量和可由致动装置的飞轮沿至少一个旋转轴产生的最大动力动量之间。

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