[发明专利]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

说明书

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。

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。