本实用新型专利技术提供了一种微型控制力矩陀螺装置及卫星，涉及卫星技术领域，包括四个控制力矩陀螺转子单元、外壳体。外壳体包括呈方形的底部结构、沿所述底部结构四边布置呈四个板状的侧包围部、高于所述四个侧包围部且呈板状的顶部、以及设置在所述侧包围部与所述顶部之间呈板状的四个斜顶部；所述四个斜顶部与相邻侧包围部所形成的四个转角位置一一对应，且所述斜顶部均与相邻的两个侧包围部相连接；在所述外壳体内部，所述底部结构向上凸起形成凸起结构；所述控制力矩陀螺转子单元由斜顶部和凸起结构共同固定安装。起结构共同固定安装。起结构共同固定安装。
【技术实现步骤摘要】
一种微型控制力矩陀螺装置及卫星
[0001]本申请涉及卫星
，尤其涉及一种微型控制力矩陀螺装置及卫星。
技术介绍
[0002]控制力矩陀螺(Gontrol Moment Gyros，CMG)和飞轮都是卫星控制用惯性执行部件，都是动量交换装置。与飞轮改变转子角动量大小产生控制力矩不同，控制力矩陀螺具有框架，通过框架旋转改变转子角动量方向来产生控制力矩。控制力矩陀螺的输出力矩可以随框架角速度的变化连续可调，其控制及配置方式灵活多样。因此，控制力矩陀螺目前是大型近地轨道三轴稳定飞行器姿态控制系统及中小型卫星快速机动平台的常用执行机构。控制力矩陀螺既可以产生较大的控制力矩，又可以实现高精度的姿态控制，且不消耗不可再生的工质，是一种较为理想的航天器姿态控制执行机构。
[0003]目前普通的控制力矩陀螺体积较大，需要占用较大的安装空间。有鉴于此，本申请提供了一种面向微小卫星在轨快速姿态机动任务的微型控制力矩陀螺装置。
技术实现思路
[0004]本申请所要解决的技术问题在于，针对现有技术的上述不足，提出一种微型控制力矩陀螺装置及卫星。
[0005]该微型控制力矩陀螺装置包括：
[0006]四个控制力矩陀螺转子单元；
[0007]外壳体，其包括呈方形的底部结构、沿所述底部结构四边布置呈四个板状的侧包围部、高于所述四个侧包围部且呈板状的顶部、以及设置在所述侧包围部与所述顶部之间呈板状的四个斜顶部；所述四个斜顶部与相邻侧包围部所形成的四个转角位置一一对应，且所述斜顶部均与相邻的两个侧包围部相连接；在所述外壳体内部，所述底部结构向上凸起形成凸起结构；
[0008]所述控制力矩陀螺转子单元由斜顶部和凸起结构共同固定安装。
[0009]在一些实施方式中，控制力矩陀螺转子单元包括转子支架、用于驱动所述转子支架的框架动力元件、安装在所述转子支架上的转子轮、安装在所述转子支架上以用于驱动转子轮的转子驱动元件。
[0010]在一些实施方式中，框架动力元件和/或转子驱动元件为电机。
[0011]在一些实施方式中，转子支架上还安装有用于控制转子驱动元件的转速控制器；
[0012]控制力矩陀螺转子单元还包括用于测量转子支架转动角度的编码器。
[0013]在一些实施方式中，转子支架位于外壳体内部，斜顶部和凸起结构之间，其一端安装在所述凸起结构上，另一端安装在所述斜顶部上；所述框架动力元件安装在斜顶部上且位于外壳体的外部。
[0014]在一些实施方式中，转子支架的转动轴线与斜顶部所在的平面垂直。
[0015]在一些实施方式中，侧包围部、顶部、斜顶部均为多孔状结构。
[0016]在一些实施方式中，底部结构还包括设置在所述凸起结构下方的下底部。
[0017]另一方面，本申请还提供了一种卫星，包括以上部分所提供的微型控制力矩陀螺装置。
[0018]本申请提供了一种面向微小卫星在轨快速姿态机动任务的微型控制力矩陀螺装置，内部布置紧凑，适用于制作小体积的控制力矩陀螺。此外，外壳体具有良好的强度。
附图说明
[0019]图1是本申请实施例中微型控制力矩陀螺装置的外部结构示意图。
[0020]图2是本申请实施例中微型控制力矩陀螺装置的外部结构示意图。
[0021]图3是本申请实施例中微型控制力矩陀螺装置的内部结构示意图。
[0022]图4是本申请实施例中控制力矩陀螺转子单元的分解结构示意图。
具体实施方式
[0023]以下是本申请的具体实施例并结合附图，对本申请的技术方案作进一步的描述，但本申请并不限于这些实施例。在下面的描述中，提供诸如具体的配置和组件的特定细节仅仅是为了帮助全面理解本申请的实施例。因此，本领域技术人员应该清楚，可以对这里描述的实施例进行各种改变和修改而不脱离本申请的范围和精神。另外，为了清楚和简洁，省略了对已知功能和构造的描述。
[0024]需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。
[0025]参考图1至图4，本申请实施例提供了一种微型控制力矩陀螺装置，其包括四个控制力矩陀螺转子单元10、以及能够安装四个控制力矩陀螺转子单元10的外壳体20。
[0026]控制力矩陀螺是航天器在太空中调整姿态的执行机构，其内部高速旋转的轮子可产生角动量，通过旋转控制力矩陀螺的外框即可改变角动量的方向，进而输出力矩作用在航天器上，实现对航天器姿态的控制。在本申请中，微型控制力矩陀螺mCMG面向微小卫星在轨快速姿态机动任务，可提供连续控制力矩输出，采用控制驱动一体化设计。微型控制力矩陀螺mCMG与卫星之间通过RS485接口通信，卫星控制系统仅需通过RS485给微型控制力矩陀螺mCMG下发控制力矩指令，微型控制力矩陀螺mCMG自主进行操纵律解算，控制框架电机转速，还可支持GNC直接对框架角速度进行控制，实现期望力矩输出。
[0027]在本申请实施例中，外壳体20包括呈方形的底部结构21、沿所述底部结构21四边布置呈四个板状的侧包围部22、高于所述四个侧包围部22且呈板状的顶部23、以及设置在所述侧包围部22与所述顶部23之间呈板状的四个斜顶部24；所述四个斜顶部24与相邻侧包围部22所形成的四个转角位置一一对应，且所述斜顶部24均与相邻的两个侧包围部22相连接；在所述外壳体20内部，所述底部结构21向上凸起形成凸起结构211。所述控制力矩陀螺转子单元10由斜顶部24和凸起结构211共同固定安装。在一些实施方式中，底部结构21还包括设置在所述凸起结构211下方的下底部212。
[0028]卫星的控制系统可通过控制四个控制力矩陀螺转子单元10实现对自身航天器姿态的控制。四个控制力矩陀螺转子单元10由下往上的向四周扩展，对于每一个控制力矩陀螺转子单元10，卫星的控制器均可以进行单独控制。
[0029]外壳体20由底部结构21、四个侧包围部22、顶部23、四个斜顶部24构成，内部形成有空腔。外壳体20的空腔可用于容纳放置控制力矩陀螺转子单元10。
[0030]控制力矩陀螺转子单元10包括转子支架11、框架动力元件12、转子轮13、转子驱动元件14。其中，框架动力元件12用于驱动所述转子支架11。转子轮13安装在所述转子支架11上。转子驱动元件14安装在所述转子支架11上以用于驱动转子轮13。在一些实施方式中，框架动力元件12和/或转子驱动元件14为电机。在控制器的控制下，框架动力元件12驱动转子支架11转动到预定角度，转子驱动元件14驱动转子轮13以预定转速转动。
[0031]进一步地，转子支架11上还安装有用于控制转子驱动元件14的转速控制器15。转速控制器15用于输出控制信号给转子驱动元件14，使得转子驱动元件14能够驱动转子轮13以预定转速转动。
[0032]进一步地，控制力矩陀螺转子单元10还包括用于测量转子支架11转动角度的编码器。编码器用于向控制器反馈转子支架11的角度信息，使得控制器能够控制框本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种微型控制力矩陀螺装置，其特征在于，包括：四个控制力矩陀螺转子单元(10)；外壳体(20)，其包括呈方形的底部结构(21)、沿所述底部结构(21)四边布置呈四个板状的侧包围部(22)、高于所述四个侧包围部(22)且呈板状的顶部(23)、以及设置在所述侧包围部(22)与所述顶部(23)之间呈板状的四个斜顶部(24)；所述四个斜顶部(24)与相邻侧包围部(22)所形成的四个转角位置一一对应，且所述斜顶部(24)均与相邻的两个侧包围部(22)相连接；在所述外壳体(20)内部，所述底部结构(21)向上凸起形成凸起结构(211)；所述控制力矩陀螺转子单元(10)由斜顶部(24)和凸起结构(211)共同固定安装。2.根据权利要求1所述的微型控制力矩陀螺装置，其特征在于，控制力矩陀螺转子单元(10)包括转子支架(11)、用于驱动所述转子支架(11)的框架动力元件(12)、安装在所述转子支架(11)上的转子轮(13)、安装在所述转子支架(11)上以用于驱动转子轮(13)的转子驱动元件(14)。3.根据权利要求2所述的微型控制力矩陀螺装置，其特征在于，框架动力元件(12)和/或转子驱动元件(14)为电机...
【专利技术属性】
技术研发人员：黄海兵，梅昌明，徐维，周自强，
申请(专利权)人：长沙翔宇信息科技有限公司，
类型：新型
国别省市：
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