[发明专利]一种高精度电磁离合型可变惯量反作用飞轮

说明书

为解决现有可变惯量反作用飞轮结构复杂、尺寸大、对控制电路及算法的要求较高而不易实现航天产品化的技术问题，本发明提供了一种高精度电磁离合型可变惯量反作用飞轮，包括姿态机动附加飞轮体、姿态稳定飞轮体以及用于实现姿态机动附加飞轮体、姿态稳定飞轮体结合与分离的切换机构；姿态机动附加飞轮体、姿态稳定飞轮体均采用传统飞轮结构，可以实现非常高的动不平衡量配平，保证反作用飞轮无论工作在高速还是在低速时转动平稳，对控制电路的控制电路及算法要求较低，利于工程实现。

技术领域

本发明涉及一种航天器姿态控制用反作用飞轮，具体涉及航天器姿态稳定与姿态机动共用驱动执行机构的可变惯量反作用飞轮。

背景技术

反作用飞轮作为航天器重要的姿态控制驱动执行机构，其主要工作原理就是动量矩定律，通过驱动反作用飞轮获得反力矩，来实现航天器的姿态稳定或者姿态机动。

通常，航天器的姿态稳定要求反作用飞轮“输出力矩小、精细”，飞轮结构“小惯量、高转速”来进行高精度姿态稳定与调整；而航天器的姿态机动则要求反作用飞轮“输出力矩大、快速”，飞轮结构“大惯量、低转速”来实现大角度快速机动姿态调整。由于这两种控制目的有显著差异，故工程上往往采取两套系统来实现。

可变惯量反作用飞轮是在同一驱动电路与驱动电机的基础上，通过改变飞轮体的惯量，既可以实现“小惯量、高转速”的姿态稳定功能，也可以实现“大惯量、低转速”姿态机动功能的新型反作用飞轮，希望实现原有两套系统的合二为一，从而提高航天器的功能密度与效能，符合未来航天器的发展趋势与需求。

现有国内外文献与专利中公开的可变惯量反作用飞轮，其原理是通过丝杠与丝杠螺母配合传动带动飞轮组件中的配重块沿导杆移动，调整和控制配重块的惯性半径，从而改变飞轮组件的转动惯量。基于该原理的可变惯量反作用飞轮普遍存在以下不足：

1.结构尺寸较大、结构与运动机构复杂，当反作用飞轮工作在高速状态时，还需为配重块设计相应的锁紧机构；

2.较难保证高速时转动平稳，因而对控制电路及控制算法要求较高，不利于工程实现；

3.、由于尺寸较大，不易于实现密封，因而润滑方式只能采用固体润滑，而固体润滑技术在空间环境下高速、长寿命理论与技术尚不成熟，当反作用飞轮处于高转速工况时，易出现摩擦力矩增大、卡滞、磨损加剧等现象，可靠性不高。

综上所述，现有的可变惯量反作用飞轮较难实现航天产品化。

发明内容

为解决现有可变惯量反作用飞轮结构复杂、尺寸大、对控制电路及算法的要求较高而不易实现航天产品化的技术问题，本发明提供了一种高精度电磁离合型可变惯量反作用飞轮。

为达到上述目的，本发明所采取的技术方案为：

一种高精度电磁离合型可变惯量反作用飞轮，其特殊之处在于：包括电机定子、整星接口法兰、真空密封壳、电机转子、姿态稳定飞轮体组件、姿态机动附加飞轮体组件和电磁离合组件；

电机定子包括空心长轴，空心长轴的底部向外延伸形成底座；电机定子的空心长轴底部固定安装有线缆接插件用于电源供电与信号传输，电机定子的空心长轴顶部固定安装有圆感应同步器转定子；

整星接口法兰与电机定子固定连接，并在接合面处用真空密封圈实现密封；整星接口法兰上还设置有真空抽嘴；

真空密封壳与整星接口法兰扣合后固定连接，并在接合面处用真空密封圈实现密封；

真空密封壳、整星接口法兰和电机定子共同形成电机转子、姿态稳定飞轮体组件和姿态机动附加飞轮体组件的安装腔体；

电机转子为空心长轴，内部安装有电机磁极；电机转子套设在电机定子外；电机转子与电机定子之间设置有圆感应同步器转子，圆感应同步器转子与电机定子之间具有空隙；