卫星反作用飞轮模组
本发明主要涉及卫星姿态控制，尤其涉及一种卫星反作用飞轮模组。
背景技术：
1、卫星姿态控制是确保卫星按照预定姿态和轨道飞行的关键技术，它涉及到卫星的定向和旋转控制。卫星姿态控制系统通常包括敏感器、中心计算机和执行机构三个主要部分，分别负责信号测量、信号处理和控制指令执行。卫星姿态控制的关键在于精确的测量和快速的响应。例如，通信卫星需要保持天线与地面基站的稳定连接，而科学探测卫星则需要精确对准观测目标。这些任务要求卫星姿态控制系统能够提供高精度和高稳定性的控制。
2、随着技术的发展，卫星姿态控制系统也在不断创新。例如，利用地球磁场进行姿态调整的磁力矩器，或者利用微小推力器进行精确控制的喷气推力器，都在提高卫星姿态控制的性能和精度方面发挥着重要作用。同时，随着微电子技术的进步，卫星姿态控制系统的体积和重量也在不断减小，这为小型化卫星的发展提供了可能。
3、轨道飞行的卫星姿态控制有多种方法，如自旋稳定、三轴稳定等，其中主动的三轴姿态控制系统执行部件分为喷气控制和飞轮控制两种，其他执行部件基本为辅助器件如磁力矩器等。飞轮控制是利用飞轮所储存的角动量与飞行器进行角动量交换，具有其燃料消耗少、控制精度高、无环境污染、长寿命等特点，与其他姿态控制方法相比具有明显优势。近年来，民用航天的加速发展，要求星上载荷轻量化、小型化、低成本、集成效率和高性能，反作用飞轮作为通用载荷，优化设计更为迫切。
技术实现思路
1、本发明要解决的技术问题是提供一种卫星反作用飞轮模组，轻量化、低成本，减少飞轮组件的装星时间，也可满足巨型星座快速部署需求。
2、为解决上述技术问题，本发明提供了一种卫星反作用飞轮模组，包括：壳体，所述壳体内部具有容纳至少两组飞轮组件的空间；柔性支撑部，所述柔性支撑部设置在所述壳体内部且所述柔性支撑部的数量与所述飞轮组件的数量相同，每个所述柔性支撑部连接至所述壳体且每个所述柔性支撑部的末端具有中心环，每个所述中心环连接有一个所述飞轮组件；锁紧支撑部，所述锁紧支撑部包括锁紧件以及与所述飞轮组件数量相同的压紧释放环，每个所述压紧释放环通过对应的连接段连接至一个所述飞轮组件；所述锁紧件使各所述压紧释放环在工作之前处于压紧状态。
3、可选地，所述壳体和所述柔性支撑部为通过3d打印成型的一体化部件。
4、可选地，所述柔性支撑部包括若干辐条，所述若干辐条的一端连接至所述壳体，另一端连接至所述中心环。
5、可选地，在各所述飞轮组件中，不同的所述飞轮组件所对应的辐条具有不同的横截面。
6、可选地，在各所述飞轮组件中，不同的所述飞轮组件所对应的辐条具有不同的拓扑构型。
7、可选地，所述锁紧件包括热刀组件以及与所述热刀组件配合使用的绳索，所述绳索使各所述压紧释放环在工作之前处于压紧状态。
8、可选地，所述壳体内部还设置有底座和压盖，所述底座位于所有的所述压紧释放环下方，所述压盖位于所有的所述压紧释放环上方；所述绳索一端连接至所述底座，另一端连接至所述压盖。
9、可选地，所述壳体还包括第一盖板，所述第一盖板用于密封所述飞轮组件处对应的壳体开口。
10、可选地，所述壳体还包括第二盖板，所述第二盖板用于密封非所述飞轮组件处对应的壳体开口。
11、可选地，相邻两个所述压紧释放环通过限位结构相接触，所述限位结构使各所述压紧释放环处于同轴位置。
12、可选地，在相邻两个所述压紧释放环中，位于上方的压紧释放环具有处在内侧的凸出段，位于下方的压紧释放环具有处在内侧的凹陷段，所述凸出段与所述凹陷段组成所述限位结构。
13、与现有技术相比，本发明具有以下优点：壳体内部具有容纳至少两组飞轮组件的空间，柔性支撑部设置在壳体内部且柔性支撑部的数量与飞轮组件的数量相同，每个柔性支撑部连接至壳体且每个柔性支撑部的末端具有中心环，每个中心环连接有一个飞轮组件，锁紧支撑部包括锁紧件以及与飞轮组件数量相同的压紧释放环，每个压紧释放环通过对应的连接段连接至一个飞轮组件，锁紧件使各压紧释放环在工作之前处于压紧状态，通过一套模组替代多个独立飞轮组件，实现轻量化、低成本的目的，减少飞轮的装星时间，满足巨型星座快速部署的需求。
技术特征：
1.一种卫星反作用飞轮模组，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的卫星反作用飞轮模组，其特征在于，所述壳体和所述柔性支撑部为通过3d打印成型的一体化部件。
3.如权利要求1所述的卫星反作用飞轮模组，其特征在于，所述柔性支撑部包括若干辐条，所述若干辐条的一端连接至所述壳体，另一端连接至所述中心环。
4.如权利要求3所述的卫星反作用飞轮模组，其特征在于，在各所述飞轮组件中，不同的所述飞轮组件所对应的辐条具有不同的横截面。
5.如权利要求3所述的卫星反作用飞轮模组，其特征在于，在各所述飞轮组件中，不同的所述飞轮组件所对应的辐条具有不同的拓扑构型。
6.如权利要求1所述的卫星反作用飞轮模组，其特征在于，所述锁紧件包括热刀组件以及与所述热刀组件配合使用的绳索，所述绳索使各所述压紧释放环在工作之前处于压紧状态。
7.如权利要求6所述的卫星反作用飞轮模组，其特征在于，所述壳体内部还设置有底座和压盖，所述底座位于所有的所述压紧释放环下方，所述压盖位于所有的所述压紧释放环上方；所述绳索一端连接至所述底座，另一端连接至所述压盖。
8.如权利要求1所述的卫星反作用飞轮模组，其特征在于，所述壳体还包括第一盖板，所述第一盖板用于密封所述飞轮组件处对应的壳体开口。
9.如权利要求8所述的卫星反作用飞轮模组，其特征在于，所述壳体还包括第二盖板，所述第二盖板用于密封非所述飞轮组件处对应的壳体开口。
10.如权利要求1所述的卫星反作用飞轮模组，其特征在于，相邻两个所述压紧释放环通过限位结构相接触，所述限位结构使各所述压紧释放环处于同轴位置。
11.如权利要求10所述的卫星反作用飞轮模组，其特征在于，在相邻两个所述压紧释放环中，位于上方的压紧释放环具有处在内侧的凸出段，位于下方的压紧释放环具有处在内侧的凹陷段，所述凸出段与所述凹陷段组成所述限位结构。
技术总结
本发明提供了一种卫星反作用飞轮模组，包括壳体、柔性支撑部和锁紧支撑部，壳体内部具有容纳至少两组飞轮组件的空间，柔性支撑部设置在壳体内部且柔性支撑部的数量与飞轮组件的数量相同，每个柔性支撑部连接至壳体且每个柔性支撑部的末端具有中心环，每个中心环连接有一个飞轮组件，锁紧支撑部包括锁紧件以及与飞轮组件数量相同的压紧释放环，每个压紧释放环通过对应的连接段连接至一个飞轮组件，锁紧件使各压紧释放环在工作之前处于压紧状态。本发明飞轮模组轻量化、低成本，减少了飞轮组件的装星时间，也可满足巨型星座快速部署需求。
技术研发人员：王振宇,张文巧,魏钰轩,刘瑞,周文妹,黄志伟
受保护的技术使用者：中国科学院微小卫星创新研究院
技术研发日：
技术公布日：2024/12/5