CN110294145A - 星载微型飞轮 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种星载微型飞轮。该飞轮包括：安装基座、电路支架、电机、电机支架、电机控制器、第一减震机构、第二减震机构、飞轮轮体、弹性联轴器和轴承；安装基座下端与星体间设置有第一减震机构，安装基座上端安装有电路支架；电机外侧固定有电机支架，电机支架安装在电路支架上端且与电路支架间设置有第二减震机构，电机垂直安装在安装基座上方，电机控制器设置在电机底端，飞轮轮体设置在安装基座上方，包括轮体外圈和轮体内圈，轮体内圈通过弹性联轴器连接电机转轴；轴承套设在电机支架上端，轴承外圈与轮体内圈接触配合。本发明的星载微型飞轮通过设置三级减震，能够提高抗冲击能力，并能将飞轮及电机转子所产生的动态扰动与星体隔离。

Description

星载微型飞轮

技术领域

本发明涉及航天器控制技术领域，尤其涉及一种星载微型飞轮。

背景技术

微纳卫星通常指的是质量为100kg以下的卫星，微纳卫星的姿态控制通过姿态执行机构实现，而现有的姿态执行机构主要为卫星上装载的微型飞轮。微型飞轮在使用时，通常作为偏置动量轮或反作用飞轮；当微型飞轮用作偏置动量轮时，利用飞轮的高速旋转在特定方向形成偏置动量，以基于陀螺效应进行卫星姿态控制；当微型飞轮用作反作用飞轮时，通过动量交换提供控制力矩，以抵消扰动力矩，实现卫星姿态控制或姿态机动。

传统的卫星主要采用火箭搭载发射，在发射过程中承受的冲击过载相对较低，相应地，微型飞轮所承受的冲击过载也较小，通常过载按照6g～8g量级的指标要求，冲击按照2000g～5000g@200Hz～2000Hz执行。随着卫星技术的不断发展，卫星的发射方式逐渐多样化，例如现有的卫星发射方式还包括有弹载发射、空中机载发射和电磁弹射等，但这些发射方式在发射过程中都会产生远大于传统的火箭搭载发射方式的冲击过载；由于飞轮带有活动机构，对冲击过载等力学条件较为敏感，过大的冲击过载容易导致飞轮受损，从而影响卫星运行。

目前，卫星使用的微型飞轮通过采用高强度轴承来提高飞轮自身的抗冲击能力，但采用高强度轴承会增加飞轮的滑动摩擦力矩，导致系统功耗增加，且在转速较高时会对系统能源和热控造成很大的负担，影响卫星寿命。此外，卫星上使用的微型飞轮为了降低系统功耗，通过将飞轮轮体安装在电机转轴上，以牺牲轮体转动惯量的方式来提高系统对冲击过载的承受能力，此时飞轮能够承受的力学条件取决于电机转轴的负载能力，对飞轮的抗冲击过载的性能的提升有限，仍不能满足大冲击过载发射环境的要求。

发明内容

为解决上述现有技术中存在的技术问题，本发明提供一种星载微型飞轮，该星载微型飞轮的抗冲击过载能力强。

为此，本发明公开了一种星载微型飞轮，所述星载微型飞轮包括：安装基座、电路支架、电机、电机支架、电机控制器、第一减震机构、第二减震机构、飞轮轮体、弹性联轴器和轴承；

所述安装基座下端连接卫星星体，所述安装基座下端与所述卫星星体间设置有所述第一减震机构，所述安装基座上端中心位置安装有所述电路支架，所述电路支架端面中心设置有通孔；

所述电机的外侧面固定有所述电机支架，所述电机支架固定安装在所述电路支架上端，所述电机支架与所述电路支架间设置有所述第二减震机构，所述电机利用所述电机支架垂直安装在所述安装基座上方，所述电机的转轴端远离所述安装基座，所述电机的相对所述转轴端的底端穿过所述通孔与所述安装基座正对；

所述电机控制器设置在所述电机底端，用于控制所述电机的转速及转动方向；

所述飞轮轮体设置在所述安装基座上方，所述飞轮轮体包括相互连接的轮体外圈和轮体内圈，所述轮体内圈通过所述弹性联轴器与所述电机的转轴转动连接；

所述轴承套设在所述电机支架上端，所述轴承外圈与所述轮体内圈接触配合，所述电机支架、所述弹性联轴器和所述轮体内圈相互配合以构成支撑所述轴承的轴承座。

进一步地，在所述星载微型飞轮中，所述第一减震机构和所述第二减震机构均包括四个T型减震器，所述第一减震机构和所述第二减震机构均采用四点平面布局方式进行安装。

进一步地，在所述星载微型飞轮中，所述T型减震器包括相互连接的上部和下部，所述上部和所述下部均为圆柱体结构，且所述上部的圆柱体底面直径大于所述下部的圆柱体底面直径。

进一步地，在所述星载微型飞轮中，所述第二减震机构承受的等效质量为所述第一减震机构的50％，所述第二减震机构与所述第一减震机构间的自然谐振频率错开22％。

进一步地，在所述星载微型飞轮中，所述飞轮轮体为H形结构，所述飞轮轮体包括所述轮体外圈、所述轮体内圈和连接板，所述连接板一端连接所述轮体外圈的内侧面，另一端连接所述轮体内圈的外侧面。

进一步地，在所述星载微型飞轮中，所述弹性联轴器包括安装法兰、轴向减震构件、径向减震构件和锥形连接器；

所述安装法兰固定连接在所述轮体内圈的上端面上；

所述轴向减震构件安装在所述安装法兰上端，用于补偿所述飞轮轮体轴线与所述电机轴线的角度误差和减弱所述飞轮轮体的端面跳动对所述电机转轴的冲击；

所述径向减震构件安装在所述轴向减震构件的上端，用于补偿所述飞轮轮体轴线与所述电机轴线的径向位置安装误差和减弱所述飞轮轮体对所述电机转轴的径向冲击；

所述锥形连接器安装在所述轴向减震构件及所述径向减震构件的中心位置上，用于连接所述电机转轴。

进一步地，在所述星载微型飞轮中，所述轴向减震构件为环形镂空柱体结构，所述轴向减震构件包括环形柱体，所述环形柱体的外侧面设置有多层沿所述环形柱体轴向分布的环形槽，多层所述环形槽中相邻的两层环形槽的相位角相差90°；

所述径向减震构件为中心对称的花瓣形镂空平板结构；

所述锥形连接器为三等分锥面柱体结构，所述锥形连接器包括三个相同且适配的锥块，三个所述锥块通过螺母与所述电机转轴紧固连接。

进一步地，在所述星载微型飞轮中，所述电机支架与所述飞轮轮体间的所述轴承为双列轴承。

进一步地，在所述星载微型飞轮中，所述电机控制器安装在所述电路支架上，且与所述电路支架为一体化结构，所述电机控制器包括霍尔传感器和光电码盘，所述霍尔传感器用于检测所述电机的线圈位置，所述光电码盘用于检测所述电机的实际转速。

进一步地，在所述星载微型飞轮中，所述星载微型飞轮还包括套装在外侧起防护作用的飞轮罩。

本发明技术方案的主要优点如下：

本发明的星载微型飞轮通过设置第一减震机构、第二减震机构和弹性联轴器，以形成三级减震，能够提高星载微型飞轮的抗冲击能力，降低对卫星总体结构和发射条件的要求，可靠性高；且通过设置三级减震，能够将飞轮及电机转子在高速转动时所产生的动态扰动与卫星星体隔离，提高卫星星体的控制品质。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明一个实施例的星载微型飞轮的结构简图；

图2为本发明一个实施例的星载微型飞轮的内部结构剖面图；

图3为本发明一个实施例的星载微型飞轮的三维结构示意图，其中未示出飞轮罩；

图4为本发明一个实施例的星载微型飞轮中飞轮轮体的结构示意图；

图5为本发明一个实施例的星载微型飞轮中弹性联轴器的结构示意图；

图6为图5所示的弹性联轴器的俯视图。

附图标记说明：

1-安装基座、2-电路支架、3-电机、4-电机支架、5-电机控制器、6-第一减震机构、7-第二减震机构、8-飞轮轮体、801-轮体外圈、802-轮体内圈、803-连接板、9-弹性联轴器、901-安装法兰、902-轴向减震构件、903-径向减震构件、9031-内环板、9032-外环板、9033-连接平板、904-锥形连接器、10-轴承、11-飞轮罩、X1-卫星星体。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明具体实施例及相应的附图对本发明技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

以下结合附图，详细说明本发明实施例提供的技术方案。

如附图1所示，本发明实施例提供了一种星载微型飞轮，该星载微型飞轮包括：安装基座1、电路支架2、电机3、电机支架4、电机控制器5、第一减震机构6、第二减震机构7、飞轮轮体8、弹性联轴器9和轴承10；安装基座1下端连接卫星星体X1，安装基座1下端与卫星星体X1间设置有第一减震机构6，安装基座1上端中心位置安装有电路支架2，电路支架2端面中心设置有通孔；电机3的外侧面固定有电机支架4，电机支架4固定安装在电路支架2上端，电机支架4与电路支架2间设置有第二减震机构7，电机3利用电机支架4垂直安装在安装基座1上方，电机3的转轴端远离安装基座1，电机3的相对转轴端的底端穿过通孔与安装基座1正对；电机控制器5设置在电机3底端，用于控制电机3的转速及转动方向；飞轮轮体8设置在安装基座1上方，飞轮轮体8包括相互连接的轮体外圈801和轮体内圈802，轮体内圈802通过弹性联轴器9与电机3的转轴转动连接；轴承10套设在电机支架4上端，轴承10外圈与轮体内圈802接触配合，电机支架4、弹性联轴器9和轮体内圈802相互配合以构成支撑轴承10的轴承座。

以下对本发明实施例提供的星载微型飞轮的结构及工作原理进行具体说明。

本发明实施例提供的星载微型飞轮在使用时，由于安装基座1与卫星星体X1间安装有第一减震机构6，电路支架2与电机支架4间安装有第二减震机构7，且飞轮轮体8通过弹性联轴器9连接电机3转轴，当卫星向该星载微型飞轮传递力学冲击时，力学冲击会依次经过第一减震机构6、第二减震机构7和弹性联轴器9的衰减作用后传递给电机3转子，此时电机3转子所受到的力学冲击远小于卫星星体X1传递给安装基座1的力学冲击。

具体地，卫星向星载微型飞轮传递力学冲击时，卫星星体X1先向安装基座1传递力学冲击，此时力学冲击会经过第一减震机构6而实现第一级衰减；传递到安装基座1的力学冲击通过电路支架2传递给电机支架4，此时力学冲击会经过第二减震机构7而实现第二级衰减；传递到电机支架4的力学冲击通过轴承10、飞轮轮体8和弹性联轴器9传递给电机3，此时力学冲击会经过弹性联轴器9而实现第三级衰减，从而使电机3转子受到的力学冲击远小于卫星星体X1传递给安装基座1的力学冲击。

可见，本发明实施例提供的星载微型飞轮通过设置第一减震机构6、第二减震机构7和弹性联轴器9，以形成三级减震，能够提高星载微型飞轮的抗冲击能力，降低对卫星总体结构和发射条件的要求，可靠性高；且通过设置三级减震，能够将飞轮及电机3转子在高速转动时所产生的动态扰动与卫星星体X1隔离，提高卫星星体X1的控制品质。

如附图2和附图3所示，本发明实施例中，第一减震机构6和第二减震机构7均包括四个T型减震器，第一减震机构6和第二减震机构7均采用四点平面布局方式进行安装。

具体地，第一减震机构6所包括的四个T型减震器分别安装在安装基座1的四角位置，第二减震机构7所包括的四个T型减震器分别安装在电机支架4的四角位置。

其中，T型减震器可以包括相互连接的上部和下部，上部和下部均为圆柱体结构，且上部的圆柱体底面直径大于下部的圆柱体底面直径。

本发明实施例中，为了便于T型减震器的拆装，该T型减震器的上部的上端面上设置有贯穿端面的安装通孔，T型减震器通过安装通孔套装于连接螺栓上，利用连接螺栓将T型减震器安装于安装基座1与卫星星体X1间、以及电路支架2与电机支架4间。其中，每一个连接螺栓上可以套设有两个T型减震器，两个T型减震器利用连接螺栓分别设置在安装基座1(电路支架2)的两端，且两个T型减震器的上部端面分别与安装基座1(电路支架2)的两端面相互接触。

进一步地，本发明实施例中，第二减震机构7承受的等效质量为第一减震机构6的50％，第二减震机构7与第一减震机构6间的自然谐振频率错开22％。如此设置，能够有效地扩展减震带宽，提高第一减震机构6和第二减震机构7的减震性能。

优选地，T型减震器可以采用标号为JZT-2的橡胶材料，系统减震截止频率按50Hz～70Hz设计；如此设置，能够使第一减震机构6和第二减震机构7对100Hz以上的加速度和冲击具有更好的减震作用。

如附图4所示，本发明实施例中，飞轮轮体8可以为H形结构，飞轮轮体8包括轮体外圈801、轮体内圈802和连接板803，连接板803一端连接轮体外圈801的内侧面，另一端连接轮体内圈802的外侧面。

其中，飞轮轮体8的具体尺寸和参数可以基于下述约束条件并根据实际需求进行设计。具体地，约束条件为：使飞轮轮体8绕中心转轴的转动惯量不小于实际需求的最低设计指标要求；使飞轮轮体8的外径和高度不大于实际安装尺寸的设计要求；使飞轮轮体8的连接板803强度满足航天器振动指标要求；使装配后的飞轮轮体8的质心与轴承10的中心点重合。

进一步地，本发明实施例中，为了便于调整飞轮轮体8动平衡时的安装配重；如附图4所示，飞轮轮体8上可以设置有两排均匀分布的动平衡配重安装孔。具体地，两排动平衡配重安装孔设置在轮体外圈801上且位于连接板803的上下两侧，如此设置，既能便于调整飞轮轮体8动平衡时的安装配重，又能实现飞轮轮体8的双面动平衡；优选地，动平衡配重安装孔采用大小为Φ2mm的螺纹孔，且螺纹孔的间隔为10°。

由于加工精度和安装精度的限制，星载微型飞轮中飞轮轮体8必然存在飞轮轮体8与电机3轴线不平行不同轴的问题；本发明实施例中，为了减弱力学冲击并克服飞轮轮体8与电机3轴线不平行不同轴的影响，弹性联轴器9包括安装法兰901、轴向减震构件902、径向减震构件903和锥形连接器904；安装法兰901固定连接在轮体内圈802的上端面上；轴向减震构件902安装在安装法兰901上端，用于补偿飞轮轮体8轴线与电机3轴线不平行所导致的角度误差和减弱飞轮轮体8运转过程中的端面跳动对电机3转轴的冲击；径向减震构件903安装在轴向减震构件902的上端，用于补偿飞轮轮体8轴线与电机3轴线不同轴所导致的径向位置安装误差和减弱飞轮轮体8运转过程中对电机3转轴的径向冲击；锥形连接器904安装在轴向减震构件902及径向减震构件903的中心位置上，用于连接电机3转轴。

本发明实施例中，轴向减震构件902、径向减震构件903和锥形连接器904可以采用多种结构形式，只要能够实现上述的功能需求即可；以下提供一种轴向减震构件902、径向减震构件903和锥形连接器904的具体结构：

作为一种示例，如附图5和附图6所示，本发明实施例中，轴向减震构件902为环形镂空柱体结构，轴向减震构件902包括环形柱体，环形柱体的外侧面设置有多层沿环形柱体轴向分布的环形槽，多层环形槽中相邻的两层环形槽的相位角相差90°；径向减震构件903为中心对称的花瓣形镂空平板结构，径向减震构件903包括内环板9031、外环板9032和连接平板9033，连接平板9033一端连接内环板9031、另一端连接外环板9032，连接平板9033为相对内环板9031及外环板9032的中心旋转对称的花瓣形镂空结构；锥形连接器904为三等分锥面柱体结构，锥形连接器904包括三个相同且适配的锥块，三个锥块通过螺母压紧电机3转轴以实现自对准紧固连接。优选地，锥块的锥面上表面的内径略小于电机3转轴外径，锥块的锥面倾斜度不大于5°，三个锥块的锥面之间的间隔宽度不大于30°；如此设置，能够进一步地提高该锥形连接器904对电机3转轴的抓紧力。

如附图1和附图2所示，本发明实施例中，为了进一步地提高该星载微型飞轮的安装可靠性和运转过程中的抗冲击过载能力，电机支架4与飞轮轮体8间的轴承10为双列轴承，该双列轴承安装在电机支架4、轮体内圈802和弹性联轴器9所围成的轴承座空间内。

其中，为了便于轴承10的安装定位和弹性联轴器9的拆装，本发明实施例中，轮体内圈802正对弹性联轴器9的安装法兰901的一端设置有螺栓孔，安装法兰901通过螺栓连接方式连接轮体内圈802，轮体内圈802正对电机支架4的一端设置有向轮体内圈802内侧面凸出的凸台，凸台作为轴承10外圈的轴向安装面，以对轴承10外圈的一端进行支撑定位，轴承10外圈的另一端由弹性联轴器9进行支撑定位。

优选地，本发明实施例中，轴承10采用陶瓷轴承，由于陶瓷轴承具有耐高低温和无油自润滑特性，能够避免因在真空环境下长期工作而出现的真空冷焊现象。

进一步地，本发明实施例提供的星载微型飞轮中，电机3可以采用无刷直流电机3，电机3外壳的圆柱外侧面可以贴附黑膜，电机3与电机支架4间可以通过螺钉连接，电机3与电机支架4间可以涂覆导热脂；如此设置，能够增加热量传导效率，增加辐射率，提高散热效能；此外，电机3轴承可以采用真空润滑，以提高电机3在真空环境中的使用性能和使用寿命。

如上述，电机控制器5设置在电机3底端，用于控制电机3的转速及转动方向；为了便于电机控制器5的装配加工，并实现电机控制器5对电机3的转速及转动方向的控制，本发明实施例中，电机控制器5安装在电路支架2上，且与电路支架2为一体化结构，电机控制器5包括霍尔传感器和光电码盘，霍尔传感器用于检测电机3的线圈位置，以通过线圈顺序加电对电机3的转速及转动方向进行控制，光电码盘用于检测电机3的实际转速，以将电机3转速反馈到电机控制器5，电机控制器5根据接收到电机3的实际转速与目标转速的差值确定是否对电机3的转速和转动方向进行调整。优选地，光电码盘可以采用512线码盘，以实现0.12rmp的转速精度反馈。

进一步地，如附图2所示，本发明实施例中，该星载微型飞轮还包括套装在外侧起防护作用的飞轮罩11；如此，利用该飞轮罩11能够直接对飞轮轮体8、电机3和控制电路等结构部件进行密封和气压保持，无需其他保护设备。

需要说明的是，在本文中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。此外，本文中“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”均以附图中表示的放置状态为参照。

最后应说明的是：以上实施例仅用于说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种星载微型飞轮，其特征在于，所述星载微型飞轮包括：安装基座(1)、电路支架(2)、电机(3)、电机支架(4)、电机控制器(5)、第一减震机构(6)、第二减震机构(7)、飞轮轮体(8)、弹性联轴器(9)和轴承(10)；

所述安装基座(1)下端连接卫星星体(X1)，所述安装基座(1)下端与所述卫星星体(X1)间设置有所述第一减震机构(6)，所述安装基座(1)上端中心位置安装有所述电路支架(2)，所述电路支架(2)端面中心设置有通孔；

所述电机(3)的外侧面固定有所述电机支架(4)，所述电机支架(4)固定安装在所述电路支架(2)上端，所述电机支架(4)与所述电路支架(2)间设置有所述第二减震机构(7)，所述电机(3)利用所述电机支架(4)垂直安装在所述安装基座(1)上方，所述电机(3)的转轴端远离所述安装基座(1)，所述电机(3)的相对所述转轴端的底端穿过所述通孔与所述安装基座(1)正对；

所述电机控制器(5)设置在所述电机(3)底端，用于控制所述电机(3)的转速及转动方向；

所述飞轮轮体(8)设置在所述安装基座(1)上方，所述飞轮轮体(8)包括相互连接的轮体外圈(801)和轮体内圈(802)，所述轮体内圈(802)通过所述弹性联轴器(9)与所述电机(3)的转轴转动连接；

所述轴承(10)套设在所述电机支架(4)上端，所述轴承(10)外圈与所述轮体内圈(802)接触配合，所述电机支架(4)、所述弹性联轴器(9)和所述轮体内圈(802)相互配合以构成支撑所述轴承(10)的轴承座。

2.根据权利要求1所述的星载微型飞轮，其特征在于，所述第一减震机构(6)和所述第二减震机构(7)均包括四个T型减震器，所述第一减震机构(6)和所述第二减震机构(7)均采用四点平面布局方式进行安装。

3.根据权利要求2所述的星载微型飞轮，其特征在于，所述T型减震器包括相互连接的上部和下部，所述上部和所述下部均为圆柱体结构，且所述上部的圆柱体底面直径大于所述下部的圆柱体底面直径。

4.根据权利要求3所述的星载微型飞轮，其特征在于，所述第二减震机构(7)承受的等效质量为所述第一减震机构(6)的50％，所述第二减震机构(7)与所述第一减震机构(6)间的自然谐振频率错开22％。

5.根据权利要求1或4所述的星载微型飞轮，其特征在于，所述飞轮轮体(8)为H形结构，所述飞轮轮体(8)包括所述轮体外圈(801)、所述轮体内圈(802)和连接板(803)，所述连接板(803)一端连接所述轮体外圈(801)的内侧面，另一端连接所述轮体内圈(802)的外侧面。

6.根据权利要求1或5所述的星载微型飞轮，其特征在于，所述弹性联轴器(9)包括安装法兰(901)、轴向减震构件(902)、径向减震构件(903)和锥形连接器(904)；

所述安装法兰(901)固定连接在所述轮体内圈(802)的上端面上；

所述轴向减震构件(902)安装在所述安装法兰(901)上端，用于补偿所述飞轮轮体(8)轴线与所述电机(3)轴线的角度误差和减弱所述飞轮轮体(8)的端面跳动对所述电机(3)转轴的冲击；

所述径向减震构件(903)安装在所述轴向减震构件(902)的上端，用于补偿所述飞轮轮体(8)轴线与所述电机(3)轴线的径向位置安装误差和减弱所述飞轮轮体(8)对所述电机(3)转轴的径向冲击；

所述锥形连接器(904)安装在所述轴向减震构件(902)及所述径向减震构件(903)的中心位置上，用于连接所述电机(3)转轴。

7.根据权利要求6所述的星载微型飞轮，其特征在于，所述轴向减震构件(902)为环形镂空柱体结构，所述轴向减震构件(902)包括环形柱体，所述环形柱体的外侧面设置有多层沿所述环形柱体轴向分布的环形槽，多层所述环形槽中相邻的两层环形槽的相位角相差90°；

所述径向减震构件(903)为中心对称的花瓣形镂空平板结构；

所述锥形连接器(904)为三等分锥面柱体结构，所述锥形连接器(904)包括三个相同且适配的锥块，三个所述锥块通过螺母与所述电机(3)转轴紧固连接。

8.根据权利要求1或7所述的星载微型飞轮，其特征在于，所述电机支架(4)与所述飞轮轮体(8)间的所述轴承(10)为双列轴承。

9.根据权利要求1所述的星载微型飞轮，其特征在于，所述电机控制器(5)安装在所述电路支架(2)上，且与所述电路支架(2)为一体化结构，所述电机控制器(5)包括霍尔传感器和光电码盘，所述霍尔传感器用于检测所述电机(3)的线圈位置，所述光电码盘用于检测所述电机(3)的实际转速。

10.根据权利要求1所述的星载微型飞轮，其特征在于，所述星载微型飞轮还包括套装在外侧起防护作用的飞轮罩(11)。