[发明专利]卫星姿态控制飞轮对、卫星姿态控制系统和卫星

说明书

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。

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。