一种快速聚装的模块动量球姿态控制执行机构的制作方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种快速聚装的模块动量球姿态控制执行机构，属于航天器姿态控制 执行机构领域，也可扩展应用至精密二次指向平台、机械臂关节、结构主动振动控制、姿态 测量等领域。
【背景技术】
[0002] 迄今为止，绝大部分航天器姿态控制的主要角动量交换式执行机构均采用飞轮 (包括零动量反作用轮RW，ReactionWheel和偏置动量轮Hff，MomentumWheel)、控制力矩 陀螺（CMG，ControlMomentGyroscope)或是其混合机构。其中，在多种可能的CMG技术 中，目前实际任务中采用的绝大部分是单框架控制力矩陀螺SGCMG(SGCMG，SingleGimbal CMG)。无论是RW、Hff还是SGCMG，均只能提供单自由度控制力矩输出，欲形成完整的三轴姿 控能力，需要3套以上执行机构单元形成构形，考虑到故障冗余，实际中一般都采用至少4 套执行机构单元，对装置的微小型化增加了难度。执行机构组合特别是SGCMG组合的操纵 律复杂且存在奇异点。机构中具有机械式轴承，其摩擦影响使用寿命，并且对转子的最高转 速造成了较大限制；机械式轴承还会将转子不平衡及摩擦引起的振动直接传递到航天器本 体，不利于减振降噪。此外，无论是RW还是SGCMG，其在航天器上的安装都需要精确的指向 对准，为此，需要相应的安装底座安装面配以特定精密的角度，不利于总装集成的模块化快 速聚装。
[0003] 为实现基于单个转子的三轴姿态控制，实现高功能密度比的装置设计，并减少 机械式轴承存在的摩擦振动等固有局限，国内外提出了基于电磁悬浮球形电机的新型姿 态执行机构方案 [1 7]，并按照各自的习惯，称其为"反作用球"（ReactionSphere)，球飞 轮"（SphericalWheel)、"3D飞轮"（3dimensionalflywheel)等。不失一般性，本文统称 其为反作用球，缩写为RS。
[0004] 纵观现有的RS方案，均采用球形转子与定子之间的反作用电磁力形成控制力矩 输出，这种方式有利于降低RS自身角动量对航天器本体姿态动力学的耦合、避免了机械式 轴承的摩擦振动等问题，有利于实现高精度的姿态控制。但是，RS自身高速旋转所存储的 角动量，难以像CMG那样通过机械轴承的径向压力，以陀螺力矩的方式高效输出，这就对RS 的力矩输出能力造成了限制。事实上，无机械摩擦的磁悬浮轴承转子可以较机械式轴承实 现更高转速的运转，以此实现更高的角动量存储能力，正是磁悬浮角动量执行机构的重要 优势之一，而RS方式却难以利用转子存储的角动量输出陀螺力矩，限制了角动量存储能力 优势的发挥。
[0005] [l]ff.H.Isely,"Magneticallysupportedandtorquedmomentumreaction sphere, "Sep. 16 1986,USPatent4, 611，863.
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[0009] [5]范达，范春石，贺杨，宋坚.一种感应式反作用动量球系统.中国专利，申请 号 20141030777.
[0010] [6]LeiZhou,MohammadImaniNejad,DavidL.Trumper."Magnetically SuspendedReactionSpherewithOne-axisHysteresisDrive'，，International SymposiumonMagneticBearings,Linz,Austria,Aug. 11-14, 2014.
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【发明内容】
[0012] 本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种可快速聚装的模块 动量球姿态控制执行机构，解决了对转子陀螺力矩的利用，从而输出较大的控制力矩。。
[0013] 本发明的技术解决方案是：
[0014] -种快速聚装的模块动量球姿态控制执行机构，包括：转子、定子和壳体；转子和 定子均为为球形，且转子位于定子内部，转子的表面分布有磁极，转子在定子的驱动力矩下 不受机械限制地绕三维空间任意方向旋转，转子的运动分解为绕旋转主轴的主旋转运动和 其他两个自由度的偏摆运动；定子内嵌有位置传感器、角位置传感器和转速传感器，分别对 转子的位置、转动方向和转速进行实时检测，定子与壳体固连，壳体各面均提供安装接口， 用于将所述模块动量球姿态控制执行机构固定安装在航天器本体上或者多个模块动量球 姿态控制执行机构之间彼此聚装。
[0015] 转子与定子之间为电磁悬浮方式支撑。
[0016] 转子与定子之间通过球面轴承支撑。
[0017] 转子的球心、定子的球心和壳体的形心彼此重合。
[0018] 所述壳体为正多面体结构。
[0019] 所述转子内设有贯穿转子球体的电磁铁线圈、电磁铁线圈包围的铁心、无线充电 感应线圈和储能电池；控制电磁铁线圈内的电流通断和强弱，从而在转子的表面形成磁极， 无线充电感应线圈用于给储能电池充电，储能电池用于给电磁铁线圈供电；电磁铁线圈的 轴向为转子的旋转主轴。
[0020] 所述转子外表面均匀分布多个永磁体，从而在转子的表面形成磁极，转子的旋转 主轴为两个连线经过转子球心的永磁体的连线方向。
[0021] 所述定子内均匀分布有多个驱动线圈，且所有驱动线圈划分为两个区域，分别为 主旋转驱动区域和偏摆驱动区域，主旋转驱动区域中的驱动线圈用于控制转子绕旋转主轴 的主旋转运动，偏摆驱动区域中的驱动线圈用于控制转子进行偏摆运动。
[0022] 转子的旋转主轴指向的定子的区域为主旋转驱动区域。
[0023] 本发明与现有技术相比的有益效果是：
[0024](1)本发明提出的具有标准化模块结构的动量球姿态控制执行机构，结构上3维 完全球对称，转动力矩的指向亦只需要通过软件手段即可实现，故航天器端接口面可允许 任意朝向，无需事先指定而限制结构设计，既可以直接装配在航天器上，也可以多个模块聚 装，有利于快速设计与快速系统集成。
[0025] (2)本专利提出的带有旋转主轴的动量球，通过MS模式工作原理，可实现对转子 陀螺力矩的利用而输出较大的控制力矩。
[0026] (3)本专利提出的动量球，通过对转子轴极和/或定子轴极磁场强度的主动控制， 可实现MS模式和RS模式切换，达到大力矩和高精度的有机结合的效果。
[0027] (4)本发明提出的基于RS模式的不涉及转子运动状态的单球与多球姿态原理，以 及基于RS模式的多动量球聚装组合的转子恒定惯性指向控制原理，发挥航天器运动状态 与球形转子运动状态彼此解耦的优点，三轴姿态控制力矩可直接进行交换，有利于减少动 量球与航天器本体之间的动力学耦合，有利于实现姿态快速稳定控制；控制参考力矩的计 算避免了对转子运动状态的运算，多动量球力矩合成仅需线性加和，控制算法简单。
【附图说明】
[0028] 图1为本发明模块动量球及其在航天器任意表面快速聚装和多模块互聚装示意 图；
[0029] 图2为本发明模块动量球的组成及主旋转驱动区域和偏摆驱动区域示意图，其 中，图2(a)为模块动量球的组成示意图，图2(b)为主旋转驱动区域和偏摆驱动区域示意 图；
[0030] 图3为本发明模块动量球MS模式下的主旋转驱动区域和偏摆驱动区域三向剖视 示意图，其中图3(a)为正视图，图3(b)为侧视图，图3(c)为俯视图。
[0031] 图4为本发明动量球模式（MS模式）工作原理示意图。
[0032] 图5为本发明MS模式的垂直角动量任意向力矩合成能力及其与SGCMG比较示意 图。