CN110525692A - 实现快速观测星载一体化共用驱动执行机构的反作用飞轮 - Google Patents

Abstract

本发明涉及实现快速观测星载一体化共用驱动执行机构的反作用飞轮。目的是为了解决现有技术中存在的反作用飞轮输出控制力矩小的问题。本发明包括轮体、内空心轴、主轴套、固体轴承组件、电机接口法兰以及角位置传感器；内空心轴的上端与轮体的下端面同轴连接；主轴套同轴套装于内空心轴外侧，其上端与轮体之间存有间隙，其下端通过接口法兰与整星连接；内空心轴的与主轴套之间由上至下依次设置所述角位置传感器和固体轴承组件；电机的转子与内空心轴的外壁或下端连接，电机的定子与主轴套的内壁连接。接口法兰用于与整星连接。

Description

实现快速观测星载一体化共用驱动执行机构的反作用飞轮

技术领域

本发明涉及星载一体化快速观测领域，具体涉及实现快速观测星载一体化共用驱动执行机构的反作用飞轮。

背景技术

快速观测系统通常采用两个独立的伺服电机直接驱动两个轴系的结构形式，其中伺服电机需具有大的力矩输出与较高的带宽，才能满足系统的速度、加速度、观测精度要求。所以，为提高观测的快速与精确性能，其驱动执行机构由高精度轴系与大力矩、较高带宽的伺服电机直接驱动负载构成。

卫星的姿态控制包括：姿态稳定与姿态机动两项主要内容。传统卫星的姿态控制对姿态稳定与定位、再定位精度要求很高，而对姿态机动的快速响应性要求并不高，其姿态控制的速度较低、加速度要求较小。然而，传统卫星姿态控制的驱动执行机构的控制力矩输出能力较小，而动量输出要求精确且较大。传统卫星姿控的驱动方式多种多样，主要包括：推进器(气动、离子等推进器等)、惯性执行机构(包括反作用飞轮、偏置动量矩轮、框架动量矩轮、控制力矩陀螺等)、环境力矩执行机构(地磁力矩器等)等来单独或组合实现。

快速观测系统有独立的动力驱动执行机构。随着星载一体化的需求与发展，卫星平台的姿控与快速观测的伺服控制系统将共用动力驱动执行机构，即：采用同一组动力驱动执行机构，既实现卫星平台的姿态调整与控制，又实现快速观测的高精度需求。

零动量方式卫星，其角动量几乎为零，一般采用三个互相垂直地安装的反作用飞轮实现卫星的三个轴的姿态控制，也有采用四个V型倾斜安装的反作用飞轮实现三个轴的姿态控制全备份。反作用飞轮的飞轮转轴固定到星体上与卫星之间交换角动量，飞轮标称转速等于零。

传统的反作用飞轮由轮体、轴承、电机、外壳罩等组成，轮体采用预加载荷的角接触球轴承成对支承，并设计补充供油系统；整个反作用飞轮为锡焊密封结构；反作用飞轮壳体包括密封罩和底座，密封罩采用浅碟形结构，整体质量约为数千克，内部电机一般采用无铁芯直流无刷力矩电机，能工作在较高转速(一般为：几千转/分钟)，但输出的控制力矩较小(一般小于1Nm)，适用于高精度的卫星姿态稳定与机动控制。随着观测距离与范围的增加，相机等载荷质量也越来越大，其控制力矩需在几十nm以上且力矩输出精准才能满足观测与成像精度需求。因此，为实现快速观测星载一体化共用驱动执行机构，传统的反作用飞轮输出控制力矩远远不能满足需求。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有技术中存在的反作用飞轮输出控制力矩小的问题，而提供了一种实现快速观测星载一体化共用驱动执行机构的反作用飞轮。

为达到上述目的，本发明所采用的技术方案为：

本发明的实现快速观测星载一体化共用驱动执行机构的反作用飞轮，其特殊之处在于：包括轮体、内空心轴、主轴套、固体轴承组件、电机接口法兰以及角位置传感器；

所述内空心轴的上端与轮体的下端面同轴连接；

所述主轴套同轴套装于内空心轴外侧，其上端与轮体之间存有间隙，其下端通过接口法兰与整星连接；

所述内空心轴的与主轴套之间由上至下依次设置所述角位置传感器和固体轴承组件；

所述电机的转子与内空心轴连接，电机的定子与主轴套连接。

所述接口法兰用于与整星连接。其具体设计需根据整星结构具体规划与设计。传统反作用飞轮的机械接口面积较小，而本发明的反作用飞轮其力矩输出较大，故接口法兰的面积要尽可能大，且需要进行减重设计。

进一步地，所述固体轴承组件包括内隔圈、外隔圈以及两个平行安装的轴承；

所述内隔圈设置于两个轴承的内圈之间；

所述外隔圈设置于两个轴承的外圈之间；

所述内隔圈以及两个轴承的内圈均嵌于内空心轴的外壁上；

所述外隔圈以及两个轴承的外圈均嵌于主轴套的内壁上。

固体轴承组件作为反作用飞轮的支承部件要求满足航天发射主动段力学环境和各项技术要求，且应具备高精度、较大负荷容量、摩擦力矩小且均匀、高刚度、高可靠性及长寿命的特点。

相比传统的反作用飞轮轴系，本发明的固体轴承组件更强调轴系的支承刚度与结构刚度，其承载能力更强、安装时的预紧力要求大。

轴系内安装一对背对背角接触固体润滑球轴承，实现轴系轴向定位，同时承受轴向力和径向力，安装时加载一定的预紧力，用来提高轴系支承刚度与结构刚度。安装时，通过调节两个配对轴承之间的内隔圈与外隔圈的高度差，来调节轴向预紧力的大小，高度差越大预紧力越大，从而提高轴系支承刚度与结构刚度。需要注意的是：轴承预紧力需要根据轴承寿命、轴承材料、负载进行综合设计，并进行试验测试最终确认，并非越大越好。

进一步地，所述定子内设置有铁芯。

作为本发明的反作用飞轮的动力源，采用在同等质量与体积下，利用输出力矩大的无刷直流力矩电机的原理，设计中，在定子上设置有铁芯，以增加力矩输出；采用定子、转子分装工艺；在保证力矩储备的前提下，尽量减小整体高度，以保证整体轴系高度较低；优化无刷直流力矩电磁设计，保证换相力矩波动控制在10％以下。与传统反作用飞轮远大于1000r/min的电机空载转速不同，本发明的电机空载转速只需大于500r/min即可，降低了电机转速要求，增加了力矩输出能力。

进一步地，传统反作用飞轮转速较高，只需利用电机的位置传感器来获得角速度即可，没有角位置测量传感器；而本发明的反作用飞轮转速较低，需要精确的转速来计算加减速从而获得精确的输出力矩，所以，需要有角位置测量传感器。

所述角位置传感器采用高精度圆感应同步器；

所述圆感应同步器的转子与内空心轴连接；

所述圆感应同步器的定子与主轴套连接。

可采用360对极的转子、定子分装工艺的圆感应同步器，其力学特性好，精度高，航天飞行经历多。

进一步地，为了实现一定的惯量与整颗卫星的惯量匹配，从而达到动量矩平衡的作用。轮体的结构在很大程度上决定了反作用飞轮轴系的固有频率，应尽量提高轴系的固有频率，避免与星上其他结构固有频率接近而共振。设计时，尽量降低质心高度，减小质量，建议采取轮辐式设计。因此，所述轮体采用轮辐式设计；加工后需做动平衡配平试验，保证输出的不平衡力矩较小。

进一步地，所述固体轴承组件采用MoS₂复合固体润滑膜进行润滑。

与传统密封的反作用飞轮油润滑方式不同，本发明的反作用飞轮采用固体润滑方式。轴承内、外圈沟道溅射MoS₂复合固体润滑膜。

进一步地，两个所述轴承内的保持架采用聚酰亚胺复合自润滑材料，与MoS₂复合固体润滑膜一起构成润滑系统。

有益效果

本发明的有益效果是：

1.本发明的反作用飞轮既能保证快速观测性能的较大控制力矩输出，又能保证整星的姿控需求，且结构简单、可靠性高，具有原理科学、工程可行、设计合理的特点，特别适用于微小卫星快速观测一体化设计对共用驱动执行机构的新需求，为星载一体化驱动执行机构提供了一种新的思路。

2.本发明采用电机的定子、转子分装工艺，减小了整体高度，与传统反作用飞轮远大于1000r/min的电机空载转速不同，本发明的电机空载转速只需大于500r/min即可，降低了电机转速要求，增加了力矩输出能力。

3.本发明在电机的定子内设置了铁芯，进一步增大了力矩输出能力。

4.本发明采用轮辐式设计的轮体，降低了质心高度，减小了质量，可更大程度上的避免与星上其他结构固有频率接近而共振。

5.本发明的反作用飞轮工作速度要比传统反作用飞轮转速低很多，从而飞轮风阻、轴承磨损与动平衡波动均比高速飞轮小很多，其润滑方式改为相比润滑油基本无污染的固体润滑，故去除了外壳罩。在传统反作用飞轮总质量中，一般外壳罩的质量占比接近50％，所以，本发明的反作用飞轮去除了外壳罩，进一步减小了质量，增大了输出力矩，并对结构组件进行了承载与航天适应性改进。

附图说明

图1是本发明反作用飞轮的立体结构示意图；

图2是本发明反作用飞轮的侧面剖视图。

图中，1-轮体，2-内空心轴，3-角位置传感器，4-主轴套，5-外隔圈，6-接口法兰，7-定子，8-转子，9-轴承，10-内隔圈。

具体实施方式

为使本发明的目的、优点和特征更加清楚，以下结合附图和具体实施例对本发明提出的实现快速观测星载一体化共用驱动执行机构的反作用飞轮作进一步详细说明。根据下面具体实施方式，本发明的优点和特征将更清楚。需要说明的是：附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的；其次，附图所展示的结构往往是实际结构的一部分。

下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。

本发明实现快速观测星载一体化共用驱动执行机构的反作用飞轮，如图1、图2所示，包括采用轮辐式设计的轮体1、内空心轴2、主轴套4、固体轴承组件、电机、接口法兰6以及高精度圆感应同步器；

内空心轴2的上端与轮体1的下端面同轴连接；主轴套4同轴套装于内空心轴2外侧，其上端与轮体1之间存有间隙，其下端通过接口法兰6与整星连接；内空心轴2的与主轴套4之间由上至下依次设置高精度圆感应同步器和固体轴承组件；电机的转子8与内空心轴2的外壁或下端连接，电机的定子7与主轴套4的内壁连接，定子7内设置有铁芯。高精度圆感应同步器的转子与内空心轴2连接；圆感应同步器的定子与主轴套4连接。

固体轴承组件包括内隔圈10、外隔圈5以及两个平行安装的轴承9；内隔圈10设置于两个轴承9的内圈之间；外隔圈5设置于两个轴承9的外圈之间；内隔圈10以及两个轴承9的内圈均嵌于内空心轴2的外壁上；外隔圈5以及两个轴承9的外圈均嵌于主轴套4的内壁上。

固体轴承组件采用MoS₂复合固体润滑膜进行润滑。两个轴承9内的保持架采用聚酰亚胺复合自润滑材料制成，与MoS₂复合固体润滑膜一起构成润滑系统。

本发明的快速观测星载一体化共用驱动执行机构的反作用飞轮工作原理为：

传统的反作用飞轮有两种工作模式，第一种是工作在固定高转速状态下，输出动量实现整星的姿态稳定；第二种是利用速度变化过程中产生的反作用力来输出一定力矩，补偿整星的姿态干扰力矩或整星姿态机动需求。

本发明的反作用飞轮与第二种工作模式基本相同，也是利用速度变化过程中产生的反作用力来输出力矩进行工作，其输出力矩大，且带有角位置传感器，能实现高精度的速度控制，从而实现力矩的精准输出，为快速观测星载一体化的观测精度与速度平稳性提供了前提保证。

具体如下：

一.本发明的反作用飞轮实现整星的姿态稳定原理：

当卫星无外部干扰力矩或所受干扰力矩为零时，由动量矩守恒定律可知：

J_Sω_S+J_Wω_W＝0 ⑴

其中，J_S、ω_S为卫星转动惯量与转速；J_W、ω_W为反作用飞轮转动惯量与转速；

当卫星有外部干扰力矩且干扰力矩不为零时，则卫星的动量矩变化量为：

ΔH_S＝J_SΔω_S＝∫T_ddt ⑵

其中，ΔH_S为卫星动量矩变化量，Δω_S为卫星角速度变化量，T_d为卫星受到的干扰力矩。

由动量矩定理可得：

J_S(ω_S+Δω_S)+J_Wω_W＝∫T_ddt ⑶

即：

令：

则公式⑷可变为：

J_Sω_S+J_W(ω_W+Δω_W)＝∫T_ddt ⑹

公式⑶与公式⑹等价，但含义却不相同。公式⑶中，当卫星受到干扰力矩T_d时，导致卫星的速度发生了变化，而反作用飞轮速度不变；公式⑹中，当卫星受到干扰力矩T_d时，反作用飞轮转速变化可以使得卫星的转速保持不变，即反作用飞轮可以吸收卫星的干扰力矩，将原本改变卫星的动量矩变化吸收。

因此，本发明的反作用飞轮实现整星的姿态稳定原理可以通过公式⑶⑸⑹来表述。

二.本发明的反作用飞轮实现整星的快速观测原理：

当反作用飞轮速度由平衡态转速发生变化时，即反作用飞轮的动量矩变化为：

ΔH_W＝J_WΔω_W＝∫T_Wdt ⑺

其中，ΔH_W为反作用飞轮动量矩变化量，Δω_W为反作用飞轮角速度变化量，T_W为反作用飞轮的输出力矩。

由于反作用飞轮的动量矩变化对卫星来说是内部动量矩，会引发卫星转速变化，而总动量矩不变，由动量矩定理可得：

J_S(ω_S+Δω_S)+J_W(ω_W+Δω_W)＝0 ⑻

将公式⑴带入可得：

J_SΔω_S＝-J_WΔω_W ⑼

将式⑼两端同时除以时间增量Δt，然后取极限，可得：

T_ATP＝-T_W ⑽

其中：T_ATP卫星受到的反作用力矩，也是可以用于实现星载一体化快速观测的动力源。T_ATP与反作用飞轮的输出力矩T_W值相等，而方向相反。

需要提醒的是：T_W是反作用飞轮电机的电磁转矩T_e减去飞轮内部干扰力矩之后的净输出力矩；T_W是通过飞轮调速过程中加减速来实现的；T_W也与传统飞轮一样，就有饱和性。

因此，本发明的反作用飞轮通过加减速变化来输出力矩，力矩又反作用于整星而实现快速观测。

本发明的具体设计与实施步骤为：

1.明确快速观测相机等关键载荷的转动惯量，估算整星的转动惯量；明确观测目标的速度、加速度、观测精度与平稳性指标；根据以上指标，计算速度与加速度品质因子；根据观测系统设计带宽，计算反作用飞轮电机的最小输出力矩值；

2.根据反作用飞轮电机的最小输出力矩值，选择并设计电机。在保证足够输出力矩的情况下，需综合权衡：供电电压、电流与整星供电系统的匹配；轮体惯量、体积与质量，同飞轮电机转速的关系，控制电机转速在500r/min以内，同时保证轮体惯量、体积与质量合理、可接受；电机的高度、半径、质量与力矩的关系；电机的力矩波动尽可能小；

3.对反作用飞轮的电机进行在轨工作状态下的热分析，并做适应性修改，最终确认反作用飞轮电机；

4.设计轮体，满足轮体转动惯量、转速与整星的转动惯量、转速的匹配关系，并留有一定的设计冗余度；

5.根据轮体转动测速精度，选择角位置传感器；

6.选择轴承工作方式，设计轴承的润滑系统；

7.根据整星的安装方式，设计接口法兰；

8.设计轴系，特别注意：各组件的位置与配合关系；设计合理的轴系安装精度，保证动量矩波动影响较小；设计合理的布线空间；进行力学仿真分析，保证合理的振动频率，避开整星机械谐振频率与飞轮控制频率；

9.进行减重设计后，再次复核复算，特别是力学、热学特性，满足设计要求；

10.转配后，需对轴系精度进行测量，保证轴系晃动满足设计指标；进行动平衡试验并进行轮体的精细配平，保证在工作转速下有较小的力矩波动；

11.转配后需对角位置传感器进行精度检查，保证测角、测速的准确性；

12.整个反作用飞轮安装后，安装到单轴气浮台，进行输出力矩模拟测试，并对控制系统进行验证。

13.在单轴气浮台进行整星单轴观测模拟测试。

Claims (7)

1.实现快速观测星载一体化共用驱动执行机构的反作用飞轮，其特征在于：包括轮体(1)、内空心轴(2)、主轴套(4)、固体轴承组件、电机、接口法兰(6)以及角位置传感器(3)；

所述内空心轴(2)的上端与轮体(1)的下端面同轴连接；

所述主轴套(4)同轴套装于内空心轴(2)外侧，其上端与轮体(1)之间存有间隙，其下端通过接口法兰(6)与整星连接；

所述内空心轴(2)的与主轴套(4)之间由上至下依次设置所述角位置传感器(3)和固体轴承组件；

所述电机的转子(8)与内空心轴(2)连接，电机的定子(7)与主轴套(4)连接。

2.根据权利要求1所述的实现快速观测星载一体化共用驱动执行机构的反作用飞轮，其特征在于：所述固体轴承组件包括内隔圈(10)、外隔圈(5)以及两个平行安装的轴承(9)；

所述内隔圈(10)设置于两个轴承(9)的内圈之间；

所述外隔圈(5)设置于两个轴承(9)的外圈之间；

所述内隔圈(10)以及两个轴承(9)的内圈均嵌于内空心轴(2)的外壁上；

所述外隔圈(5)以及两个轴承(9)的外圈均嵌于主轴套(4)的内壁上。

3.根据权利要求1或2所述的实现快速观测星载一体化共用驱动执行机构的反作用飞轮，其特征在于：所述定子(7)内设置有铁芯。

4.根据权利要求3所述的实现快速观测星载一体化共用驱动执行机构的反作用飞轮，其特征在于：所述角位置传感器(3)采用高精度圆感应同步器；

所述圆感应同步器的转子与内空心轴(2)连接；

所述圆感应同步器的定子与主轴套(4)连接。

5.根据权利要求4所述的实现快速观测星载一体化共用驱动执行机构的反作用飞轮，其特征在于：所述轮体(1)采用轮辐式设计。

6.根据权利要求5所述的实现快速观测星载一体化共用驱动执行机构的反作用飞轮，其特征在于：所述固体轴承组件采用MoS₂复合固体润滑膜进行润滑。

7.根据权利要求6所述的实现快速观测星载一体化共用驱动执行机构的反作用飞轮，其特征在于：两个所述轴承(9)内的保持架采用聚酰亚胺复合自润滑材料制成。