CN114394243A - 一种太阳能无人机磁悬浮推进系统 - Google Patents

Abstract

一种太阳能无人机磁悬浮推进系统，包括：壳体，为圆筒形；电动机，设于壳体内，电动机包括转子轴，转子轴与壳体同轴，且转子轴的一端伸出于壳体；一对螺旋桨，对称连接于转子轴的一端；磁悬浮轴承组，磁悬浮轴承组套设于转子轴，转子轴通过磁悬浮轴承组悬浮于述壳体内。本发明涉及的太阳能无人机磁悬浮推进系统，转子轴与壳体之间通过磁悬浮轴承组转动连接，相对于传统的轴承结构，转子和定子间无接触、无摩擦、无需润滑，大大提高了推进系统的可靠性，进一步提高了太阳能无人机的续航能力。

Description

一种太阳能无人机磁悬浮推进系统

技术领域

本发明属于飞行器技术领域，更具体地，涉及一种太阳能无人机磁悬浮推进系统。

背景技术

太阳能无人机是一种极具发展潜力的新型飞行器，它以太阳能为动力来源，无需携带任何燃料，理论上可以实现永久空中飞行。相比常规无人机，太阳能无人机最大的特点就是飞行高度高、航时超长。推进系统是太阳能无人机的动力能量来源，推进系统的稳定性和可靠性直接关系太阳能无人机的飞行安全。传统的太阳能无人机中，基本都是采用传统的深沟球轴承来完成对推进系统内旋转部件的支撑。但是，太阳能无人机的长航时飞行任务执行期间，必然存在推进系统持续工作运转，长时间运转会带来轴承磨损的问题，直接限制了太阳能无人机的飞行时长。此外，限制太阳能无人机任务执行能力的条件，除了系统可靠性，还有电能是否够用，目前传统的太阳能无人机的推进效率仍有待提高。

因此，需要一种太阳能无人机磁悬浮推进系统，以解决上述问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种太阳能无人机磁悬浮推进系统，能够有效解决推进系统轴承磨损限制太阳能无人机航时的问题。

为了实现上述目的，本发明提供一种太阳能无人机磁悬浮推进系统，包括：

壳体，所述壳体为圆筒形；

电动机，所述电动机设于所述壳体内，所述电动机包括转子轴，所述转子轴与所述壳体同轴，且所述转子轴的一端伸出于所述壳体；

一对螺旋桨，一对所述螺旋桨对称连接于所述转子轴的所述一端；

磁悬浮轴承组，所述磁悬浮轴承组套设于所述转子轴，所述转子轴通过所述磁悬浮轴承组悬浮于所述壳体内。

优选地，所述磁悬浮轴承组包括沿所述壳体的轴向背离所述螺旋桨依次设置的前径向磁悬浮轴承、轴向磁悬浮轴承和后径向磁悬浮轴承，所述前径向磁悬浮轴承和所述后径向磁悬浮轴承分别连接于所述壳体的轴向的两端。

优选地，所述轴向磁悬浮轴承为被动磁轴承，所述前径向磁悬浮轴承和所述后径向磁悬浮轴承为主动磁轴承。

优选地，所述前径向磁悬浮轴承和所述轴向磁悬浮轴承之间的轴向间距为10～13cm；所述轴向磁悬浮轴承与所述后径向磁悬浮轴承之间的轴向间距为8～10cm。

优选地，所述转子轴的中部设有推力盘，所述轴向磁悬浮轴承包括一对环形的轴向轴承定子，所述推力盘设于一对所述轴向轴承定子之间；

所述轴向轴承定子包括环形的导磁环和嵌设于所述第一导磁环的环形第一永磁体，一对所述轴向轴承定子的所述第一永磁体相对设置，所述导磁环通过平行于所述壳体径向的连接板连接于所述壳体；所述推力盘包括环形的、由内向外依次套设的内导磁环、第二永磁体、外导磁环和紧固保护环，所述第一永磁体与所述第二永磁体相互对齐，且所述第一永磁体和所述第二永磁体均为径向充磁且充磁方向相同。

优选地，每个所述轴向轴承定对的所述导磁环与所述推力盘之间的气隙为0.5～0.8mm。

优选地，所述前径向磁悬浮轴承和所述后径向磁悬浮轴承均包括径向轴承定子和插设于其内的径向轴承转子，所述径向轴承定子连接于所述壳体且设有沿周向均布的多个线圈，所述转子轴插设于所述径向轴承转子内，且所述径向轴承定子和所述径向轴承转子之间的径向轴承气隙为0.3～0.6mm。

优选地，所述电动机包括电机定子和电机转子，所述电机定子包括绕组，且与所述壳体连接，所述电机转子包括环形的第三永磁体和连接于所述第三永磁体的所述转子轴。

优选地，还包括控制器、位移传感器和转速传感器，所述位移传感器用于监测所述径向轴承转子和所述径向轴承定子之间的径向位移，所述转速传感器用于监测所述电机转子的转速，所述控制器与所述电动机和所述磁悬浮轴承电连接，所述控制器根据所述位移传感器的监测信号控制所述线圈的电流，根据所述转速传感器的监测信号控制所述电动机的转子轴的转速。

优选地，所述转子轴的材质包括钛合金、软磁材料、电工纯铁和永磁体中的至少其中之一。

本发明涉及的一种太阳能无人机磁悬浮推进系统，其有益效果在于：转子轴与壳体之间通过磁悬浮轴承组转动连接，相对于传统的轴承结构，转子和定子间无接触、无摩擦、无需润滑，大大提高了推进系统的可靠性，进一步提高了太阳能无人机的续航能力。

本发明的其它特征和优点将在随后具体实施方式部分予以详细说明。

附图说明

通过结合附图对本发明示例性实施方式进行更详细的描述，本发明的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本发明示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。

图1示出了本发明的一个示例性实施例的太阳能无人机磁悬浮推进系统的结构示意图；

图2示出了本发明的一个示例性实施例的太阳能无人机磁悬浮推进系统中转子轴和螺旋桨连接处的结构示意图；

图3示出了本发明的一个示例性实施例的太阳能无人机磁悬浮推进系统的剖视图；

图4示出了本发明的一个示例性实施例的太阳能无人机磁悬浮推进系统的壳体剖视图；

图5示出了本发明的一个示例性实施例的太阳能无人机磁悬浮推进系统中前径向磁悬浮轴承和后径向磁悬浮轴承的俯视图；

图6示出了本发明的一个示例性实施例的太阳能无人机磁悬浮推进系统中轴向磁悬浮轴承的剖视图；

图7示出了本发明的一个示例性实施例的太阳能无人机磁悬浮推进系统的控制原理图。

附图标记说明：

1、螺旋桨；2、传感器；2a、位移传感器；2b、转速传感器；3、电动机本体；31、电机定子；32、电机转子；33、第三永磁体；4、转子轴；41、推力盘；42、内导磁环；43、第二永磁体；44、外导磁环；5、磁悬浮轴承组；5a、前径向磁悬浮轴承；5b、后径向磁悬浮轴承；5c、轴向磁悬浮轴承；51、轴向轴承定子；52、导磁环；53、第一永磁体；54、线圈；55、径向轴承定子；56、径向轴承转子；6、壳体；7、连接板；8、花键；9、螺母；10连接孔。

具体实施方式

下面将更详细地描述本发明的优选实施方式。虽然以下描述了本发明的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本发明更加透彻和完整，并且能够将本发明的范围完整地传达给本领域的技术人员。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”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。

为解决现有技术存在的问题，本发明提供了一种太阳能无人机磁悬浮推进系统，如图1至图6所示，该推进系统包括：

壳体6，壳体6为圆筒形；

电动机3，电动机3设于壳体6内，电动机3包括转子轴4，转子轴4与壳体6同轴，且转子轴4的一端伸出于壳体6；

一对螺旋桨1，一对螺旋桨1对称连接于转子轴4的一端；

磁悬浮轴承组5，磁悬浮轴承组5套设于转子轴4，转子轴4通过磁悬浮轴承组5悬浮于壳体6内。

本发明涉及的太阳能无人机磁悬浮推进系统，转子轴4与壳体6之间通过磁悬浮轴承组5转动连接，相对于传统的轴承结构，磁悬浮轴承组5的转子和定子间无接触、无摩擦、无需润滑，大大提高了推进系统的可靠性，进一步提高了太阳能无人机的续航能力。

以下以壳体6朝向螺旋桨1的方向为前、背离螺旋桨1的方向为后具体说明。

壳体6的材质可以为铝合金，壳体6与太阳能无人机紧固连接，壳体6主要作用是固定磁悬浮轴承组5的轴承定子、电动机3，并与太阳能无人机紧固连接。如图4所示，壳体6为圆柱形筒状结构，包括前端、后端和圆柱形外周，其中，壳体6包括沿壳体轴向6依次连接的多段结构，通过沿周向均布于外周的多个连接孔10和穿过连接孔10的螺栓相连接，连接孔10的轴线与壳体6的轴线平行。

在本申请的一个实施例中，壳体6包括一端封闭、另一端开口且开口端相对设置的两个端部段和连接于两个端部段之间的环形筒壁段，端部段和筒壁段前后对齐，连接孔10平行于轴向贯穿两个端部段和筒壁段，螺栓穿过连接孔使多段结构连接固定。

转子轴4作为推进系统的旋转部件，与螺旋桨1紧固连接。如图1和图2所示，螺旋桨1为一对，以转子轴4为中心对称设置，螺旋桨1选用常规太阳能无人机推进系统的螺旋桨结构，螺旋桨1与转子轴4的连接端与转子轴4之间通过花键8配合组装，转子轴4背离壳体6的一端设有外螺纹，通过连接于外螺纹的螺母9将螺旋桨1固定，对螺旋桨1轴向限位。

在本申请的一个实施例中，如图2所示，花键8结构尺寸直径Φ35均布切削分布24齿。转子轴4的外螺纹为M10的粗牙螺纹，用于螺旋桨1的固定。转子轴4的一端设有凸台以限位螺旋桨1。

磁悬浮轴承组5包括沿壳体6的轴向背离螺旋桨1依次设置的前径向磁悬浮轴承5a、轴向磁悬浮轴承5c和后径向磁悬浮轴承5b，前径向磁悬浮轴承5a和后径向磁悬浮轴承5b分别连接于壳体6的轴向的两端。

磁悬浮轴承组5为推进系统中的旋转支撑部件，实现转子轴4五自由度的稳定悬浮支撑，该五自由度分别为：转子轴4的轴向、垂直于转子轴4轴向的平面的横向和竖向，横向扭转方向和竖向扭转方向。

本申请中，将旋转部件，即转子轴4的支撑用磁悬浮轴承组5代替传统的深沟球轴承，使本发明中的轴承定子和旋转部件4间无接触、无摩擦，可有效提高推进系统能源利用效率，也增加了推进系统使用寿命，提高了推进系统可靠性，增强了太阳能无人机的续航能力。

轴向磁悬浮轴承5c为被动磁轴承，前径向磁悬浮轴承5a和后径向磁悬浮轴承5b为主动磁轴承。

轴向磁悬浮轴承5c位于前径向磁悬浮轴承5a和后径向磁悬浮轴承5b之间，前径向磁悬浮轴承5a和轴向磁悬浮轴承5c之间的轴向间距为10～13cm；轴向磁悬浮轴承5c与后径向磁悬浮轴承5b之间的轴向间距为8～10cm，避免轴承间电磁力的相互影响，同时也使得结构尽量紧凑。

本申请中，电动机3包括电机定子31和电机转子32，电机定子31包括缠绕的绕组，且与壳体6连接，电机转子32为常规永磁体材料，电机转子32包括环形的第三永磁体33和连接于第三永磁体33的转子轴4。电动机转子32通过转子轴4安装孔安装螺钉与转子轴4连接，电机定子31固定于壳体6内壁。

转子轴4的材质包括钛合金、软磁材料、电工纯铁和永磁体中的至少其中之一。

作为优选，转子轴4选用多种材料组件组合加工而成，包括但不限于上述材料，使转子轴4既能满足承力需求，又能满足磁悬浮轴承和电动机的磁路设计要求。

如图2所示，转子轴4的中部设有推力盘41，轴向磁悬浮轴承5c包括一对环形的轴向轴承定子51，推力盘41设于一对轴向轴承定子51之间；

如图3、图4和图6所示，轴向轴承定子51包括环形的导磁环52和嵌设于第一导磁环52的环形第一永磁体53，一对轴向轴承定子51的第一永磁体53相对设置，导磁环52通过平行于壳体6径向的连接板7连接于壳体6；推力盘41包括环形的、由内向外依次套设的内导磁环42、第二永磁体43、外导磁环44和紧固保护环，第一永磁体53与第二永磁体43相互对齐，且第一永磁体53和第二永磁体43均为径向充磁且充磁方向相同。

连接板7为一对，每个轴向轴承定子51的导磁环52分别插接于连接板7的中部，且与连接板7固定连接，连接板7平行于壳体6的端面，一对连接板7分别被夹于壳体6的一个端部段和筒壁段之间，以及筒壁段和另一个端部段之间，且通过壳体6外周的连接孔10和螺栓与壳体6相连接固定。连接板7和壳体6的后端端面分别设置均布的多个减重孔，减重孔根据所需可以设置成环形阵列。

推力盘41的内导磁环42、第二永磁体43、外导磁环44和紧固保护环中各材料环之间过盈配合，内导磁环42套设于转子轴4且与转子轴4紧固，紧固保护环为转子刚性材料加工而成。

轴向磁悬浮轴承5c的工作原理为：转子轴4的推力盘41即为轴向磁悬浮轴承5c的轴向轴承转子，轴向轴承转子和轴向轴承定子51均设有环形的永磁体，即第二永磁体43和位于第二永磁体43前后两侧的第一永磁体53，且永磁体的充磁方向相同，沿径向由内向外充磁，通过导磁环和气隙形成磁路闭环，构成斥力型轴承，径向方向形成一对差动电磁力。当转子轴4的推力盘41稳定于一对轴向轴承定子51中间时，推力盘41两侧的推力相等，当转子轴4向轴向某一方向偏移时，此方向气隙变小，推力变大，另一方向气隙变大，推力变小，促使转子轴4回到轴向上的一对轴向轴承定子51之间的中间位置。

轴向轴承定子51可以由不同的材料粘接或环层压接组合，每个轴向轴承定子51与推力盘43，即轴向磁悬浮轴承5c的转子之间的气隙为0.5～0.8mm。

如图3至图5所示，前径向磁悬浮轴承5a和后径向磁悬浮轴承5b均包括径向轴承定子55和插设于其内的径向轴承转子56，径向轴承定子55连接于壳体6且设有沿周向均布的多个线圈54，转子轴4插设于径向轴承转子56内，且径向轴承定子55和径向轴承转子56之间的径向轴承气隙为0.3～0.6mm。

在本申请的一个实施例中，前径向磁悬浮轴承5a和后径向磁悬浮轴承5b均为径向磁悬浮轴承，如图4所示，径向磁悬浮轴承包括8个定子磁极，沿圆周均布，分为2组，以差动工作方式同时实现转子在x、y两个正交方向上的控制。其中，径向轴承转子56为软磁材料加工制成的导磁环。

前径向磁悬浮轴承5a和后径向磁悬浮轴承5b的工作原理为：通过监测径向轴承定子55和径向轴承转子56之间的径向位移，通过调整线圈54电流，促使径向轴承转子56回到平衡位置，使径向轴承转子56和转子轴4居中悬浮于径向轴承定子55中部，与轴向磁悬浮轴承5c共同作用实现转子轴4的五自由度稳定悬浮。

转子轴4与电机转子32、推力盘41和径向轴承转子56组成转子轴组件，能够在电动机3的作用下旋转，从而带动一对螺旋桨1转动，通过气动力实现对太阳能无人机的推进，并通过前径向磁悬浮轴承5a和后径向磁悬浮轴承5b可以沿壳体6轴向稳定居中悬浮，与轴向磁悬浮轴承5c共同作用实现转子轴组件的五自由度稳定悬浮。

太阳能无人机磁悬浮推进系统还包括控制器、位移传感器2a和转速传感器2b，位移传感器2a用于监测径向轴承转子56和径向轴承定子55之间的径向位移，转速传感器2b用于监测电机转子32的转速，控制器与电动机3和磁悬浮轴承5电连接，控制器根据位移传感器2a的监测信号控制线圈54的电流，根据转速传感器2b的监测信号控制电动机3的转子轴4的转速。

控制器集成前径向磁悬浮轴承5a和后径向磁悬浮轴承5b的控制和电动机3的控制，同时还与无人机控制系统通信连接，与无人机控制系统信息交互，用于接收无人机的指令，并根据指令控制电动机3的转速、和线圈54的电流，并反馈转子轴4的悬浮状态。控制器也可以反馈其他的信息，如温度等，具体可根据实际情况调整。

其中，控制器对前径向磁悬浮轴承5a和后径向磁悬浮轴承5b的控制主要是实现转子轴4稳定悬浮的功能和磁悬浮轴承5工作状态的采集和监控功能，对电动机3的控制主要是实现电动机3根据无人机控制系统的指令实现转子轴4旋转，并稳定至指定转速。电动机3一般采用直流无刷电机形式，控制方式选用输出扭矩波动较小的正弦波控制。通过控制控制器中驱动电路驱动电动机3磁场的形成，进而产生输出扭矩，带动负载螺旋桨1转动，推动气流形成飞机气动力。此为申请中太阳能无人机磁悬浮推进系统提供推进动力的基本原理。

如图7所示，控制器包括主控单元，磁悬浮轴承功率放大器、电动机控制功率放大器、通信模块和电源模块，主控单元与通信模块通过通信接口单元电连接，通信接口单元选用RS422接口，可实现与太阳能无人机飞控系统的通信，主控单元与电源模块通过电源变换单元与电连接，电源模块的供电电压选用航空标准中的DC28V，直接匹配太阳能无人机的供配电系统。主控单元与磁悬浮轴承功率放大器电连接，通过磁悬浮轴承功率放大器控制线圈54的电流，且与电动机控制功率放大器电连接，通过电动机控制功率放大器控制电动机3的转速。

控制器通过传感器2实现对前径向磁悬浮轴承5a和后径向磁悬浮轴承5b的控制和电动机3的控制，其中，位移传感器2a为电涡流位移传感器，设于壳体6预留的孔内，用于监测径向磁悬浮轴承的径向轴承转子56和径向轴承定子55之间的位移，前径向磁悬浮轴承5a和后径向磁悬浮轴承5b分别对应4个位移传感器2a测点，且两两对称设置，分别位于如图5所示的x+、x-、y+和y-四个方向位置，且距离转子轴4的外周切面0.7～1.2mm左右。

位移传感器2a监测径向轴承转子56和径向轴承定子55之间的位移，并传递至控制器，控制器的主控单元通过磁悬浮轴承功率放大器调节线圈54中的控制电流，形成电磁力，促使径向轴承转子56带动转子轴4回到平衡位置，即居中悬浮状态。

如图4所示，转速传感器2b设置在电动机3的电机转子32上，转速传感器2b为霍尔传感器(即旋变传感器)，用于电机控制中监测电机转子32的转速，通过控制器实现转速的稳定控制，当控制器接收无人机控制系统的指令时，该指令为预设转速，主控单元通过电动机控制功率放大器调节电机定子31上绕组的电流，以调节电机转子32的转速，并使实时转速达到预设转速，且稳定旋转。

本发明涉及的太阳能无人机磁悬浮推进系统，将转子轴4与壳体6之间的旋转支撑部件选用磁悬浮轴承，磁悬浮轴承的转子和定子间无接触、无摩擦、无需润滑，解决了传统太阳能无人机中，推进系统旋转部件易磨损、寿命短，进而限制太阳能无人机可靠性和航时能力的问题；同时一定程度上提高了推进系统能源利用效率，间接节约了能量，也提高了太阳能无人机的续航能力。

以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。

Claims (10)

1.一种太阳能无人机磁悬浮推进系统，其特征在于，包括：

壳体(6)，所述壳体(6)为圆筒形；

电动机(3)，所述电动机(3)设于所述壳体(6)内，所述电动机(3)包括转子轴(4)，所述转子轴(4)与所述壳体(6)同轴，且所述转子轴(4)的一端伸出于所述壳体(6)；

一对螺旋桨(1)，一对所述螺旋桨(1)对称连接于所述转子轴(4)的所述一端；

磁悬浮轴承组(5)，所述磁悬浮轴承组(5)套设于所述转子轴(4)，所述转子轴(4)通过所述磁悬浮轴承组(5)悬浮于所述壳体(6)内。

2.根据权利要求1所述的太阳能无人机磁悬浮推进系统，其特征在于，所述磁悬浮轴承组(5)包括沿所述壳体(6)的轴向背离所述螺旋桨(1)依次设置的前径向磁悬浮轴承(5a)、轴向磁悬浮轴承(5c)和后径向磁悬浮轴承(5b)，所述前径向磁悬浮轴承(5a)和所述后径向磁悬浮轴承(5b)分别连接于所述壳体(6)的轴向的两端。

3.根据权利要求2所述的太阳能无人机磁悬浮推进系统，其特征在于，所述轴向磁悬浮轴承(5c)为被动磁轴承，所述前径向磁悬浮轴承(5a)和所述后径向磁悬浮轴承(5b)为主动磁轴承。

4.根据权利要求2所述的太阳能无人机磁悬浮推进系统，其特征在于，所述前径向磁悬浮轴承(5a)和所述轴向磁悬浮轴承(5c)之间的轴向间距为10～13cm；所述轴向磁悬浮轴承(5c)与所述后径向磁悬浮轴承(5b)之间的轴向间距为8～10cm。

5.根据权利要求2所述的太阳能无人机磁悬浮推进系统，其特征在于，所述转子轴(4)的中部设有推力盘(41)，所述轴向磁悬浮轴承(5c)包括一对环形的轴向轴承定子(51)，所述推力盘(41)设于一对所述轴向轴承定子(51)之间；

所述轴向轴承定子(51)包括环形的导磁环(52)和嵌设于所述第一导磁环(52)的环形第一永磁体(53)，一对所述轴向轴承定子(51)的所述第一永磁体(53)相对设置，所述导磁环(52)通过平行于所述壳体(6)径向的连接板(7)连接于所述壳体(6)；所述推力盘(41)包括环形的、由内向外依次套设的内导磁环(42)、第二永磁体(43)、外导磁环(44)和紧固保护环，所述第一永磁体(53)与所述第二永磁体(43)相互对齐，且所述第一永磁体(53)和所述第二永磁体(43)均为径向充磁且充磁方向相同。

6.根据权利要求5所述的太阳能无人机磁悬浮推进系统，其特征在于，每个所述轴向轴承定子(51)与所述推力盘(41)之间的气隙为0.5～0.8mm。

7.根据权利要求2所述的太阳能无人机磁悬浮推进系统，其特征在于，所述前径向磁悬浮轴承(5a)和所述后径向磁悬浮轴承(5b)均包括径向轴承定子(55)和插设于其内的径向轴承转子(56)，所述径向轴承定子(55)连接于所述壳体(6)且设有沿周向均布的多个线圈(54)，所述转子轴(4)插设于所述径向轴承转子(56)内，且所述径向轴承定子(55)和所述径向轴承转子(56)之间的径向轴承气隙为0.3～0.6mm。

8.根据权利要求7所述的太阳能无人机磁悬浮推进系统，其特征在于，所述电动机(3)包括电机定子(31)和电机转子(32)，所述电机定子(31)包括绕组，且与所述壳体(6)连接，所述电机转子(32)包括环形的第三永磁体(33)和连接于所述第三永磁体(33)的所述转子轴(4)。

9.根据权利要求8所述的太阳能无人机磁悬浮推进系统，其特征在于，还包括控制器、位移传感器(2a)和转速传感器(2b)，所述位移传感器(2a)用于监测所述径向轴承转子(56)和所述径向轴承定子(55)之间的径向位移，所述转速传感器(2b)用于监测所述电机转子(32)的转速，所述控制器与所述电动机(3)和所述磁悬浮轴承(5)电连接，所述控制器根据所述位移传感器(2a)的监测信号控制所述线圈(54)的电流，根据所述转速传感器(2b)的监测信号控制所述电动机(3)的转子轴(4)的转速。

10.根据权利要求1所述的太阳能无人机磁悬浮推进系统，其特征在于，所述转子轴(4)的材质包括钛合金、软磁材料、电工纯铁和永磁体中的至少其中之一。

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