小卫星姿态控制飞轮系统热设计

摘要

为了满足小卫星姿态控制飞轮系统热设计的要求,对飞轮系统的热特性进行了分析和试验验证.根据飞轮运行工况,分别对飞轮系统机械损耗和电控损耗进行了理论计算,确定了系统主要热源点的分布情况.然后,依据系统拓扑结构,建立了整机的等效热网络模型;采用有限元法,分别对飞轮相关组件和整机在卫星连续侧摆工况下的热特性进行了分析.最后,研制了实验样机,并对样机进行了热真空试验.在经过8h卫星连续侧摆机动工况下的实验结果表明:当环境温度为45.0℃时,监测点最后平衡温度约为57.8℃,相对于有限元分析结果的53.2℃,误差为8.6％,表明热分析结果与试验结果吻合度较好,可为姿态控制飞轮系统的热设计提供重要参考.