用于改变航天器飞行姿态的致动装置制造方法及图纸

一种用于改变航天器飞行姿态的致动装置，包括将电能转换为一飞轮（１）的机械旋转能的一可逆转换链。该电能存储于一电容性元件（４）中，其可为一超级电容器。该致动装置还包括一电功率转换器（５），一方面，其被连接至该电容性元件，并在另一方面，其将被连接至该航天器的电源总线。该转换器能够补偿损耗以使得该致动装置的总能量保持不变。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】用于改变航天器飞行姿态的致动装置本专利技术涉及一种致动装置，其适用于改变航天器的飞行姿态，所述航天器例如一卫星。
技术介绍
地球的空间观测任务所涉及的限制在逐渐增多。特别作了多种尝试来使曝光量和 图像分辨率最大化。为此，能够迅速倾斜图像捕获工具的瞄准线具有重大益处。换而言之， 应当能够简单且快速地旋转卫星，以改变其飞行姿态。特别地，这能够增加卫星轨道外的视 域，并提高立体曝光能力。然而，很长一段时间，迅速改变卫星飞行姿态的这种需求受到用于此类任务的致 动装置性能的限制，即反作用轮。据此观点，回转致动器的应用象征了重要的一步，因为其 能够增大卫星飞行姿态改变的能力，同时限制了卫星平台的质量和能量消耗的增长。然而，回转致动器具有一些缺陷，这是因为此类制动器产生的输出转矩是旋转的 陀螺转矩。该特征尤其使得卫星围绕一固定轴的旋转以及该卫星飞行姿态的控制算法复杂 化。在一种公知的方式中，反作用轮装置包括一电动机，其中定子固定在该卫星平台 上，并且其中转子可旋转地连接至一飞轮。该飞轮能够增加转子的惯性，并且当电动机在转 子上产生一转矩时，在该卫星平台上的相反方向产生一反作用转矩。对于目前可用的大多 数反作用轮来说，以此方式可产生的最高转矩低于IN. m(牛顿X米)。这尤其可应用于能 够安装在重量小于1吨的小卫星上的所有反作用轮。然而，对于飞行姿态高度改变的卫星 来说，当卫星的质量为几百公斤时，需要达到为5至ION. m量级的转矩，并当卫星的质量大 于1吨时，需要几十N. m的转矩。易于由反作用轮所引起的转矩限制归因于转子加速或减速所需的非常高的电能。 根据上述应用，此电能可达到几千瓦特(kw)。这样，能够产生的最大转矩被该卫星的电力供 应系统所能供应的最大电能所固定。此外，在反作用轮装置的一般设计中，在制动转子的过 程中，能量在发动机电子控制设备中损耗。该能量损失还体现了卫星飞行姿态改变能力的 重大限制。这些限制中的一些限制被文献US 2007/0023580的公开内容所排除，该文献描述 了一种动力动量传递系统，该系统位于至少两个用于控制航天器飞行姿态的反作用轮之 间。在该系统中，每个轮都包括由一电动_发电机所驱动的飞轮，所述电动_发电机被连接 至一可逆电力源。该电动_发电机能够在所述两个轮之间传输动能，或产生电能。当需要 转矩时，即需要例如当第二轮被制动时加速第一轮，一功率调节器连接这两个运转，从而第 一轮的电动_发电机运转在电动机状态，且第二轮的电动_发电机运转在发电机状态。由 第二轮的电动-发电机产生的电能然后被传输至第一轮的电动-发电机。在该系统中，所 产生的剩余电能在一辅助电阻器中被消耗掉，并且无法由所述调节器提供的部分电能是由 所述航天器的电力供应总线(或“电源总线”)提供的。然而，例如在文献US 2007/0023580中描述的系统包括多个其他的限制。首先，从一个轮至另一轮的动能传输使用了两个中间电子控制系统。这导致来自于这两个电子控制 系统的能效损失的积累，以及涉及这两个从动能至电能和电能至动能的同步转换的能效损 失的积累，或反之亦然。另一个缺点在于，在运转过程中相连接的两个轮所可能产生的剩余电能，通过在 一电阻器中消耗而损失。此外，当需要同时加速所有的轮时，这是航天器用最大转矩旋转时 经常发生的情况，在这些轮之间不可能进行能量传输且必须由航天器的电源总线提供高电 能。由航天器的电源总线提供的该电能，以及，随后易于由所述系统生成的转矩，又相应地 受到传统航天器电力供应系统通带的限制。这种高功率的短暂状态可能会干扰其他装载于 航天器上的有用设备的运转，而且还可能减少所装载使用的电池的寿命。为了防止此限制，可以使用一组至少四个轮，而非三个轮，以控制航天器沿三个轴 的飞行姿态，并使用冗余来产生能量储备，所述能量储备将根据所要实施的操作来设计。该 能量储备因所有轮的高速运转产生，还将这些轮布置成使这四个轮的的运动动量的总和为 零。该运动动量的零增加是可能的，这归因于这些轮的运动冗余。一个轮的运动动量的一 部分可传输给另一个轮，从而在所有方向上产生期望的转矩，而无需使用来自于航天器电 源总线的额外电能。因此，第一个缺点在于，相对于所需轮的最低数量来说，该系统总是需要一额外的 反作用轮。此解决方案的第二个缺点在于，一些轮连续运转在相对较高的转速下。由于不可 避免的飞轮的平衡缺陷可能会减少这些轮的寿命。然而，这些振动对于装载的光学设备的 瞄准线的稳定性是不利的。最后，用于所有反作用轮的电功率调节系统相当于额外的中央电子设备，这是一 种增加的故障源。因此，有必要使其成双，但这会进一步增加系统的复杂度。此外，还已知使用例如超级电容器的电能存储元件，将机械能可逆地转化为电能。 该电能存储元件具有优于电池的优势，即具有较短的充放电响应时间以及较长的使用寿 命。例如，文献FR99 13631描述了一种动能存储装置，该装置包括两个在一直线上的 且反向旋转的飞轮，所述飞轮在非常高的速度下旋转，并且每个飞轮都连接至一电动-发 电机。该电动-发电机在电动机模式下运转，以在相反方向加速飞轮，以便存储由该装置接 收的动能形式的能量，以及该电动-发电机在发电机模式下运转，以通过减速飞轮来重新 获得电能。此文献公开了使用超级电容器来提供短暂的高电力请求所需的电能，这能够限 制飞轮的使用以减慢电力请求的变化。该装置的目的是防止飞轮的大量加速或减速，其可 能由短暂的高电力需求引起并易于产生寄生转矩，该寄生转矩太高以致于不能通过卫星飞 行姿态控制来补偿。因此，这一装置因其属性而限制了易于由飞轮的加速或减速产生的转 矩，并且该应用可能因而不能增加航天器的旋转能力。文献FR 2 842 144给出了应用超级电容器的另一实例，该实例属于完全不同的 应用领域，因为其由用于机动车的电力传输组成。根据FR2 842 144的装置包括一与电动 机机械连接的热引擎，以及一与该电动机电连接的超级电容器。该超级电容器被用于在制 动过程中重新获得和存储该机动车的电能，并当该机动车速度稳定时恢复该电能，即当电 力需求低时，在这种情况下该热电动机被关闭。因此，该超级电容器运转在一低放电功率下，在所描述该应用中，该放电功率一般为充电功率的三分之一。该热电动机被用于高功率 需求。因此在非稳定速度的短暂状态下，这一运转方式并不适用于用电力产生高转矩。因此，没有一个已知的装置能够增加航天器的旋转能力，仍对满足这一需求的新 型致动装置有重大需求。
技术实现思路
为此，本专利技术提出一种致动装置，其适用于改变航天器的飞行姿态，并且其包括电 能转换至机械能的可逆转换链，包括以下述部件-布置成围绕至少一个旋转轴旋转的飞轮；-通过围绕所述飞轮旋转轴的旋转驱动来连接所述飞轮的可逆运转的电动-发电 机；-电连接至电动-发电机的电子控制元件；-电连接至电子控制元件的电容性电能存储装置；以及-电功率转换器，一方面，其连接至电容装置，以及另一方面，其将被连接至航天器 的电源总线以便通过所述电源总线对电容装置馈电，利用至少一个表示沿着所述旋转轴生成并传输至所述电子控制元件的转矩的设 定值，所述电子控制元件适用于选择使所述电动_发电机运转在电动机模式还是运转在发 电机模式，并在电动机模式下，所述电子控制本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】...

【专利技术属性】
技术研发人员：金斯佩兰代，
申请(专利权)人：阿斯特里姆有限公司，
类型：发明
国别省市：FR