CN111268178B - 卫星姿态控制飞轮对、卫星姿态控制系统和卫星 - Google Patents

Abstract

本发明属于卫星技术领域，特别涉及卫星姿态控制飞轮对、包括上述卫星姿态控制飞轮对的卫星姿态控制系统和包括卫星姿态控制系统的卫星。其中，卫星姿态控制飞轮对，包括第一飞轮体和第二飞轮体，以及，第一驱动装置和第二驱动装置，第一驱动装置与第一飞轮体传动连接，以驱动第一飞轮体自转，第二驱动装置与第二飞轮体传动连接，以驱动第二飞轮体自转，第一飞轮体设置在第二飞轮体的径向的外侧。本发明提供的卫星姿态控制飞轮对，可以解决现有技术中的飞轮对占用空间较大和转速过零带来扰动的技术问题，在保证转动惯量的情况下减少飞轮对所占用的空间，提高卫星姿态控制精度。

Description

卫星姿态控制飞轮对、卫星姿态控制系统和卫星

技术领域

本发明属于卫星的技术领域，特别涉及一种卫星姿态控制飞轮对、包括上述卫星姿态控制飞轮对的卫星姿态控制系统和包括上述卫星姿态控制系统的卫星。

背景技术

随着卫星在轨姿态控制精度和稳定度指标的不断提高，反作用飞轮已经成为长期在轨运行时姿态控制的主要执行机构。反作用飞轮作为一种角动量交换装置，其输出的主动控制力矩与输入的电流/电压存在直接的对应的关系，可以达到极高的姿态控制精度和稳定度；飞轮工作仅消耗星上电能，可由太阳能帆板持续提供，有利于提高卫星在轨寿命。

当前卫星姿态控制用飞轮组大都采用“三正交一斜装”的配置，即整星配置4个反作用飞轮，其中3个自旋轴平行于星体三轴、1个自旋轴倾斜安装。受到飞轮驱动电机最高转速和轮体惯量限制，单个反作用飞轮及飞轮组角动量容量也有限，整星频繁进行姿态调整时容易遇到飞轮组角动量饱和问题，需要消耗星上宝贵的推进剂进行饱和卸载。整星采用零动量控制策略时，降低了发生角动量饱和问题的几率，但飞轮标称工作转速在零附近，电机转速过零时容易发生抖动，零转速附近的主动控制力矩输出精度不高。

随着有效载荷能力的提升，小型卫星在轨应用越来越多，但使用反作用飞轮组时受到了更加严格的重量和体积限制。采用“三正交一斜装”安装方式时，斜装飞轮将给整星布局带了很大的挑战。在小型电机和轮体的限制下，反作用飞轮组角动量容量十分有限，削弱了整星惯量降低后带来的快捷机动优势。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明提供一种卫星姿态控制飞轮对，可以解决现有技术中的飞轮组占用空间较大的技术问题。

第一方面，本发明提供一种卫星姿态控制飞轮对，包括第一飞轮体和第二飞轮体，以及，第一驱动装置和第二驱动装置，所述第一驱动装置与所述第一飞轮体传动连接，以驱动所述第一飞轮体自转，所述第二驱动装置与所述第二飞轮体传动连接，以驱动所述第二飞轮体自转，所述第一飞轮体设置在所述第二飞轮体的径向的外侧。

本发明提供的卫星姿态控制飞轮对，通过将第一飞轮体设置在第二飞轮体的外侧，可以将重量分布于距离转动中心较远的位置，从而增大了第二飞轮体相对于转动中心的转动惯量，相对于两个飞轮单体轴向串联布局方式，可以大大降低整个飞轮对的体积，为卫星上的其他设备的布局预留出更多的空间。

根据本发明提供的一优选的实施方式，还包括飞轮支撑轴，所述第一飞轮体转动安装在所述飞轮支撑轴，所述第二飞轮体转动安装在所述飞轮支撑轴。

根据本发明提供的一进一步优选的实施方式，其特征在于，所述第一驱动装置包括第一定子和第一转子，所述第一定子固定连接在所述飞轮支撑轴上，所述第一转子与所述第一飞轮体以相对周向固定的方式连接。

根据本发明提供的一再进一步优选的实施方式，所述第一飞轮体包括轴向延伸部，所述轴向延伸部通过第一轴承与所述飞轮支撑轴相对转动连接。

根据本发明提供的一优选的实施方式，所述第二驱动装置包括第二定子和第二转子，所述第二定子固定连接在筒形支撑体的内表面上，所述第二转子与所述第二飞轮体以相对周向固定的方式连接。

根据本发明提供的一进一步优选的实施方式，还包括飞轮支撑轴，所述第二飞轮体包括径向延伸部，所述径向向延伸部通过第二轴承与所述飞轮支撑轴相对转动连接。

第二方面，本发明提供卫星姿态控制系统，包括上述任一项的卫星姿态控制飞轮对。

由于本方面所提供的卫星姿态控制系统，包括了上述的卫星姿态控制飞轮对，因此具有了上述的卫星姿态控制飞轮对的技术效果，在此不再赘述。

根据本发明提供的一优选的实施方式，所述卫星姿态控制飞轮对的数量为三对，三对所述卫星姿态控制飞轮对两两垂直设置。

根据本发明提供的一优选的实施方式，还包括姿态控制器和电机控制器，所述电机控制器与所述姿态控制器电连接，所述电机控制器与所述第一驱动装置和所述第二驱动装置电连接，所述姿态控制器用于生成各个所述卫星姿态控制飞轮对的所述第一飞轮体和所述第二飞轮体的转动控制指令，并将所述转动控制指令输送至所述电机控制器。

第三方面，本发明提供卫星，包括上述的卫星姿态控制系统。

由于本方面所提供的卫星，包括了上述的卫星姿态控制系统，因此具有了上述的卫星姿态控制系统的技术效果，在此不再赘述。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。在所有附图中，类似的元件或部分一般由类似的附图标记标识。附图中，各元件或部分并不一定按照实际的比例绘制。

图1为本发明实施例一的卫星姿态控制飞轮对的剖视图；

图2为本发明实施例二的卫星姿态控制系统的示意图；

图3为本发明实施例三的卫星关于卫星姿态控制系统安装在卫星中的示意图。

附图标记说明

11-飞轮支撑轴，12-第一飞轮体，13-第一转子，14-第一定子，15-第一轴承，21-筒形支撑体，22-第二飞轮体，23-第二转子，24-第二定子，25-第二轴承，30-星体安装面，41-第一飞轮对，42-第二飞轮对，43-第三飞轮对。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明技术方案的实施例进行详细的描述。以下实施例仅用于更加清楚地说明本发明的技术方案，因此只作为示例，而不能以此来限制本发明的保护范围。

需要注意的是，除非另有说明，本申请使用的技术术语或者科学术语应当为本发明所属领域技术人员所理解的通常意义。

实施例一：

如图1所示，本实施例提供的一种卫星姿态控制飞轮对，包括第一飞轮体12和第二飞轮体22，以及，第一驱动装置和第二驱动装置，第一驱动装置与第一飞轮体12传动连接，以驱动第一飞轮体12自转，第二驱动装置与第二飞轮体22传动连接，以驱动第二飞轮体22自转，第一飞轮体12设置在第二飞轮体22的径向的外侧。

本实施例提供的卫星姿态控制飞轮对，通过将第一飞轮体12设置在第二飞轮体22的外侧，可以将重量分布于距离转动中心较远的位置，从而增大了第二飞轮体22相对于转动中心的转动惯量，相对于两个飞轮单体轴向串联布局方式，可以大大降低卫星姿态控制飞轮对的整体体积，为卫星上的其他设备的布局预留出更多的空间。

优选的实施方式，还包括飞轮支撑轴11，第一飞轮体12转动安装在飞轮支撑轴11，第二飞轮体22转动安装在飞轮支撑轴11。

通过将第一飞轮体12和第二飞轮体22均转动安装在飞轮支撑轴11上，可以使得这两个飞轮体共用同一根轴，不但提高了二者转动的同轴度，而且还减小了卫星姿态控制飞轮对的整体体积，为卫星上的其他设备的布局创造出更多的空间。

进一步优选的实施方式，第一驱动装置包括第一定子14和第一转子13，第一定子14固定连接在飞轮支撑轴11上，第一转子13与第一飞轮体12以相对周向固定的方式连接。具体的，第一定子14上设有绕组，第一转子13为永磁体转子。第一转子13与第一定子14之间相互作用，以驱动第一飞轮体12旋转。

通过将第一定子14与飞轮支撑轴11固定连接，将第一转子13与第一飞轮体12固定连接，使得通电的第一定子14能够利用飞轮支撑轴11实现固定和走线，以提高安装的便利性。

具体的，第一飞轮体12包括轴向延伸部，轴向延伸部通过第一轴承15与飞轮支撑轴11相对转动连接。具体的，第一飞轮体12的轴向延伸部，直径小于第一飞轮的第一飞轮本体部，轴向延伸部自第一飞轮本体部的一侧的端面向第一方向延伸，轴向延伸部的内侧通过第一轴承15被飞轮支撑轴11支承，且与飞轮支撑轴11相对转动的。

通过在第一飞轮体12上设置轴向延伸部，并通过轴向延伸部与飞轮支撑轴11转动连接，不但可以使得第一飞轮体12可以获得稳定的旋转基础，而且可以空出来飞轮支撑轴11一端的位置，以支撑第二飞轮体22。

优选的实施方式，第二驱动装置包括第二定子24和第二转子23，第二定子24固定连接在筒形支撑体21的内表面上，第二转子23与第二飞轮体22以相对周向固定的方式连接。即，自飞轮支撑轴11起，第一定子14、第一转子13、第一飞轮体12、第二飞轮体22、第二转子23、第二定子24和筒形支撑体21，依次由内向外设置。其中，飞轮支撑轴11和筒形支撑体21均可以固定安装在星体安装面30上。

具体的，第二定子24上设有绕组，第二转子23为永磁体转子。第二转子23与第二定子24之间相互作用，以驱动第二飞轮体22旋转。

通过将第二定子24设置在筒形支撑体21上，将第二转子23与第二飞轮体22固定连接，可以使得第一轮体和第二轮体位于第一驱动装置和第二驱动装置之间，从而增加了第一驱动装置与第二驱动装置之间的距离，两者相隔较远，

进一步优选的实施方式，还包括飞轮支撑轴11，第二飞轮体22包括径向延伸部，径向向延伸部通过第二轴承25与飞轮支撑轴11相对转动连接。换言之，第二飞轮体22为近似汉字的凹字形。具体的，径向延伸部位于第一飞轮体12的背离轴向延伸部一侧。即，第一飞轮体12的至少大部，嵌入在第二飞轮体22的内部空间内。

通过在第二飞轮体22上设置径向延伸部，可以利用一根飞轮支撑轴11来同时支撑第一飞轮体12和第二飞轮体22，以减少了飞轮对的整体体积和质量。

此外，第一飞轮体12和第二飞轮体22相对于二者共同的转动轴线的转动惯量相同。

采用飞轮对的方案，即使采用整星零动量控制策略，卫星姿态控制飞轮对中的两个飞轮体的标称工作转速均远离零转速。即使整星在零动量附近进行高精度高稳定度姿态控制时，也不会因为电机频繁过零产生抖动，从而提高卫星姿态控制精度。

上述的实施例，相对于两个独立的飞轮方案，飞轮对的两个飞轮单体在安装支架、支撑轴承、供电电路等部组件上可以部分共用，整个飞轮对采用高度集成化设计，在提升整星姿态控制力矩、角动量容量等方面效率较高。

实施例二：

如图2所示，本实施例提供的卫星姿态控制系统，包括上述任一项的卫星姿态控制飞轮对。

由于本实施例所提供的卫星姿态控制系统，包括了上述的卫星姿态控制飞轮对，因此具有了上述的卫星姿态控制飞轮对的技术效果，在此不再赘述。

优选的实施方式，卫星姿态控制飞轮对的数量为三对，具体的，包括第一飞轮对41、第二飞轮对42、第三飞轮对43，三对卫星姿态控制飞轮对两两垂直设置。

即每个飞轮对自旋轴均与整星本体一轴平行，实现了飞轮对与整星姿态控制通道之间的一一对应。即，第一飞轮对41的转动轴线X1，与卫星的Xb轴线对应，第二飞轮对42的转动轴线X2，与卫星的Yb轴线对应，第三飞轮对43的转动轴线X3，与卫星的Zb轴线对应。对应关系还可以参照图3。

优选的实施方式，还包括姿态控制器和电机控制器，电机控制器与姿态控制器电连接，电机控制器与第一驱动装置和第二驱动装置电连接，姿态控制器用于生成各个卫星姿态控制飞轮对的第一飞轮体和第二飞轮体的转动控制指令，并将转动控制指令输送至电机控制器。控制电路的结构，可以如图3所示，可以采用整星供配电源为姿态控制器、电机控制器和第一电机、第二电机等提供电源。

具体的，对于各个飞轮单体，可以采用飞轮转速控制模式，此时姿态控制器生成飞轮体转速控制指令，并发送至电机控制器，由电机控制器采用转速控制的模式控制作为飞轮驱动装置的相应的飞轮电机的转速；对于各个飞轮单体，还可以采用飞轮力矩控制模式，此时姿态控制器生成飞轮体力矩控制指令，并发送至电机控制器，由电机控制器采用力矩控制的模式控制作为飞轮驱动装置的相应的飞轮电机的力矩。

另外，卫星姿态控制系统的运行过程中，对飞轮转速进行实施测量，转速信息反馈至电机控制器处；由电机控制器生成每个飞轮电机驱动电压或者电流，并发送至驱动电机处，达到预期的整星姿态控制效果。图2中第一飞轮体、第二飞轮体左侧的带有箭头的连线，即为控制指令、控制信号的路径，图2中第一飞轮体、第二飞轮体右侧的连线表示的是测量信号的反馈路径。

实施例三：

如图3所示，本实施例提供的卫星，包括上述的卫星姿态控制系统。

由于本实施例所提供的卫星，包括了上述的卫星姿态控制系统，因此具有了上述的卫星姿态控制系统的技术效果，在此不再赘述。

另外，各个飞轮对均紧贴整星的壁板安装，缩短了飞轮体到整星结构之间的传力路径，不但减少了动力在传递过程中的损失，同时也减少了卫星姿态控制系统所占用的空间，为其它设备布局留出了充足的空间。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个以上，除非另有明确具体的限定。

本发明的说明书中，说明了大量具体细节。然而，能够理解，本发明的实施例可以在没有这些具体细节的情况下实践。在一些实例中，并未详细示出公知的方法、结构和技术，以便不模糊对本说明书的理解。

在本说明书的描述中，具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各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，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；例如：

实施例一中，自飞轮支撑轴起，第一定子、第一转子、第一飞轮体、第二飞轮体、第二转子、第二定子和筒形支撑体，依次向外设置。实际上，还可以采用其他的设置方式，例如，第一定子、第一转子、第一飞轮体、第二转子、第二定子和第二飞轮体、筒形支撑体，自内而外依次设置，第二飞轮体转动安装在筒形支撑体上。这种设置方式，虽然在避免电磁干扰上是不如实施例一中的方式的，但是并不妨碍在保证转动惯量的情况下实现缩小飞轮对体积的技术效果。

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范围，其均应涵盖在本发明的权利要求和说明书的范围当中。

Claims (8)

1.卫星姿态控制飞轮对，其特征在于，包括第一飞轮体(12)和第二飞轮体(22)，以及，第一驱动装置和第二驱动装置，所述第一驱动装置与所述第一飞轮体(12)传动连接，以驱动所述第一飞轮体(12)自转，所述第二驱动装置与所述第二飞轮体(22)传动连接，以驱动所述第二飞轮体(22)自转，所述第一飞轮体(12)设置在所述第二飞轮体(22)的径向的外侧；还包括飞轮支撑轴(11)，所述第一飞轮体(12)转动安装在所述飞轮支撑轴(11)，所述第二飞轮体(22)转动安装在所述飞轮支撑轴(11)；所述第一驱动装置包括第一定子(14)和第一转子(13)，所述第一定子(14)固定连接在所述飞轮支撑轴(11)上，所述第一转子(13)与所述第一飞轮体(12)以相对周向固定的方式连接。

2.根据权利要求1所述的卫星姿态控制飞轮对，其特征在于，所述第一飞轮体(12)包括轴向延伸部，所述轴向延伸部通过第一轴承(15)与所述飞轮支撑轴(11)相对转动连接。

3.根据权利要求1或2所述的卫星姿态控制飞轮对，其特征在于，所述第二驱动装置包括第二定子(24)和第二转子(23)，所述第二定子(24)固定连接在筒形支撑体的内表面(21)上，所述第二转子(23)与所述第二飞轮体(22)以相对周向固定的方式连接。

4.根据权利要求3所述的卫星姿态控制飞轮对，其特征在于，还包括飞轮支撑轴(11)，所述第二飞轮体(22)包括径向延伸部，所述径向向延伸部通过第二轴承(25)与所述飞轮支撑轴(11)相对转动连接。

5.卫星姿态控制系统，其特征在于，包括权利要求1～4中任一项所述的卫星姿态控制飞轮对。

6.根据权利要求5所述的卫星姿态控制系统，其特征在于，所述卫星姿态控制飞轮对的数量为三对，三对所述卫星姿态控制飞轮对两两垂直设置。

7.根据权利要求5或6所述的卫星姿态控制系统，其特征在于，还包括姿态控制器和电机控制器，所述电机控制器与所述姿态控制器电连接，所述电机控制器与所述第一驱动装置和所述第二驱动装置电连接，所述姿态控制器用于生成各个所述卫星姿态控制飞轮对的所述第一飞轮体和所述第二飞轮体的转动控制指令，并将所述转动控制指令输送至所述电机控制器。

8.卫星，其特征在于，包括权利要求5～7中任一项所述的卫星姿态控制系统。

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