反作用飞轮

摘要： 为了实现反作用飞轮速度的高精度和高可靠控制,围绕基于线性霍尔传感器的飞轮控制系统展开了研究.介绍了线性霍尔传感器速度检测原理,提出了一种实时的速度和位置解算算法.该算法首先对霍尔信号在线标校;通过间接计算反正弦的方式,提高位置解算效率,从而实现位置的实时解算;通过选取最优霍尔信号曲线,提高位置计算精度.实验结果表明:在高转速时,飞轮速度控制精度优于1 r/min;在低速时,速度控制精度优于1.5 r/min,零转速控制精度达到了0.3 r/min.

摘要： 由于制造和装配误差,反作用飞轮产生的谐波干扰是导致光学遥感卫星微振动现象出现的主要因素,微振动现象严重阻碍了光学遥感卫星向更高分辨率方向发展.为了在设计时更有效地抑制光学遥感卫星微振动现象,需要较好地把握反作用飞轮微振动相关参数.本文提出了一种反作用飞轮连续转速状态下的参数辨识方法,即在时频域内获取飞轮扰振变化特性.首先利用时频分析获取非稳定干扰力信号的时频分布;然后利用加扇形窗的线性最小二乘估计方法辨识反作用飞轮的倍频特征;其后建立与飞轮转速相关的参数化模型,并利用加权非线性最小二乘估计方法辨识出参数化模型的待估参数,其后将模型参数转化为模态参数;再结合模态参数和倍频参数,获取飞轮干扰力或力矩的转速-频率峰值点.最后通过一组反作用飞轮测试试验验证本文所提出的方法,试验结果显示,连续转速状态下的辨识结果更接近反作用飞轮真实工作状态,该方法准确掌握了飞轮干扰力和力矩变化趋势,相对于传统固定转速状态下的测试结果平均误差小于1％,结果具有良好的精度.

摘要： 为解决卫星姿态控制系统中自主故障检测和诊断的问题,提出一种改进的1D-CNN卫星姿态控制系统故障诊断方法.以卫星姿态控制系统的故障诊断为背景,构建航天器姿态动力学模型,将卷积神经网络(convolutional neural network,CNN)与快速卷积算法相结合,对卷积神经网络的拓扑结构进行改进,根据BP算法,将1维原始数据作为输入,结合反作用飞轮作为执行机构的技术特征,给出一种基于卷积神经网络的故障检测和隔离方法.仿真结果验证了该方法对卫星姿态控制系统实时故障检测和分类的有效性.

摘要： In order to fulfill the attitude control mission of micro flight vehicle delivered from a certain kind of ballistic missile , a fast attitude maneuver control approach based on the GPM ( Gauss pseudospectral method) was proposed.Firstly, the accurate attitude control model was established and the coupling torque term of the reaction wheels was taken into account.Secondly, the GPM was adopted to obtain the optimal attitude trajectories.Moreover, a quasi-sliding mode controller was designed to track the optimal trajectories.Numerical simulation results demonstrate the optimality of the attitude maneuver trajectories obtained by using the GPM , the good performances of the quasi-sliding mode controller in tracking the optimal trajectories, and the good effect in rejecting the external disturbance torque.%针对某弹道导弹释放的微小型飞行器的姿态控制任务需求,提出一种基于Gauss伪谱法的姿态快速机动控制方法.建立精确的姿态控制模型,并考虑反作用飞轮的耦合力矩项;采用Gauss伪谱法获取最优姿态轨迹,设计准滑模跟踪控制器以跟踪该最优轨迹.数字仿真结果表明,Gauss伪谱法计算得到的轨迹是最优的,准滑模跟踪控制器能实现对最优轨迹的良好跟踪,且对干扰力矩有较好的抑制作用.

摘要： 以太阳能电池阵为例,针对空间飞行器柔性附件的振动抑制问题,提出利用飞轮变速产生的反作用力矩对柔性附件施加人工阻尼,实现加快振动衰减、降低振动响应的方法.在由模态坐标表示的太阳能电池阵振动模型的基础上,根据可测的电池阵根部弯矩建立并确定反作用飞轮旋转速度的振动控制策略,阐述其力学机理.该控制律关系简单,原理清晰.仿真验证具有实际尺寸结构的有限元模型,结果表明:采用约占电池阵质量2％的飞轮作动器可使振动衰减时间缩短2/3.

摘要： 目的 模拟空间飞行器上反作用产生的微振动.方法 设计一种多维微振动模拟平台,该模拟平台可产生空间六维微振动加速度谱.首先分析各个驱动腿及负载质心处的速度与加速度间的关系,接着结合牛顿-欧拉方法与拉格朗日方程推导得到多维微振动模拟平台的完整动力模型,最后利用多体系统软件ADAMS与MATLAB/Simulink进行联合仿真,以此联合仿真技术来验证理论模型的准确性.结果 理论模型与仿真分析之间的最大误差为2.84%.结论 该理论模型准确可靠,可以作为动力学控制的理论基础.%Objective To reproduce the micro-vibrations generated by the reaction on wheel assembly.Methods A multi-dimensional micro-vibration simulator (MMVS) which could generate six-dimensional micro-vibration acceleration spectrum was designed. First, the relation between velocity and acceleration of payload and the driving legs were ana-lyzed. The complete dynamic model of the MMVS was then derived with New-Euler method in combination with La-grange approach. Finally, co-simulation was adopted to verify the validity of the theoretical model by connecting ADAMS and MATLAB/Simulink.Results The maximum error between theoretical model and simulation was 2.84%.Conclusion The theoretical model is accurate and reliable and can be used as the theoretical foundation of the dynamics controller.

摘要： 针对纳级卫星的任务需求,设计了一种基于商用货架器件(commercial off the shelf components、COTS)、模块化的低成本反作用飞轮方案.采用非密闭式结构,无刷电机驱动轮缘式轮盘,两者之间振动模态分析结果表明不存在共振问题;控制器采用积分分离控制算法,基于超低功耗处理器捕获霍尔信号测速,驱动MOSFET桥换相.所研制飞轮成功通过了地面性能与环境试验测试,实测结果:重量63 g,尺寸/mm为36×36×28,最大转速9000 r/min,最大角动量≥5.5 mNms,输出力矩为≥0.2 mNm,功耗≤500 mW.2016年6月25日,该飞轮随世界首颗12U立方星"翱翔之星"即西北工业大学首颗卫星,搭载"长征7号"发射入轨,在轨服役99天直到卫星坠入大气层,工作状态良好.地面测试与飞行验证结果均表明:基于COTS的飞轮设计方案有效可行,满足卫星任务需求.%In this paper, a modular micro?reaction wheel based on Commercial off the Shelf Components ( COTS) is designed to meet the mission requirements of nano?satellites. The system is guided by open box?shaped structure and the flywheel is drived by brushless DC motor( BLDCM) , which can avoid the resonance problem according to vibration mode analysis. The controller uses the integral separation control algorithm and based on Ultra?low?power processor to capture the Hall Signal speed and drive the MOSFET bridge to change phase. The proposed flywheel has successfully passed the ground test and environmental test, the measured flywheel parameters are as follows:mass 63 g, size 36 mm×36 mm×28 mm, maximum speed 9000 r/min, maximum angular momentum≥5.5 mNms, torque≥0.2 mNm, power consumption≤500 mW. On June 25, 2016, the flywheel as part of the world's first 12U CubeSat "Star of AoXiang", which is the first satellite of Northwestern Polytechnic University, launched into the orbit along with "CZ?7" and served as the actuator for 99 days with excellent working conditions, until it fell into the atmosphere. Both the ground test experiment and the flight verification results show that the proposed COTS fly?wheel can meet the mission requirements for nano?satellite and CubeSat.

摘要： 为了减小传统反作用飞轮的轴向长度,增强反作用飞轮的寿命和抗冲击能力,设计了一种新型的超薄磁悬浮反作用飞轮.采用轴向磁通的永磁电机替代传统的径向磁通的永磁电机技术,达到减小飞轮的轴向长度;采用磁悬浮技术,达到增强飞轮的寿命和抗冲击能力.另外,对设计的新型反作用飞轮的结构进行简单介绍.最后,对飞轮轮体的固有频率、轮体的最小安全系数进行了仿真与校核,验证了此方案的可行性.

摘要： 基于目前的卫星姿态控制反作用飞轮空间利用率低的现状,提出了一种基于PCB绕组和轴向磁通的超薄反作用飞轮,可以较大地提升飞轮空间利用率.根据PCB绕组的特点对PCB绕组的损耗进行了数值分析和有限元分析.首先采用数值分柝的方法分析了PCB绕组涡流损耗和环流损耗的机理,然后又通过三维有限元方法,对不同的PCB绕组导体的并联情况和PCB绕组端部短路情况展开损耗研究.通过有限元仿真可以发现:PCB绕组在电流较大的情况下,建议采取多导体并联,其中在采取与PCB平面垂直的方向上并联,抑制损耗效果最为明显,但多层的PCB成本相对较高.在PCB同一层并联的情况下,多个并联导体忌在绕组端部采取短路,一旦采用单端短路结构,应该使被端部短路的多条支路在空间上差180°电角度.该研究对设计基于PCB绕组结构的永磁电机具有一定的指导意义.

摘要： 针对卫星姿态控制用反作用飞轮的力矩控制问题，采用Flux有限元计算软件和Simulink联合运算的方法，建立了力矩控制系统的准确模型，实现了飞轮的四象限运行仿真。针对电机四象限运行中的力矩波动以及摩擦对力矩的干扰问题，提出了相应的电流补偿方法，通过理论分析和仿真结果，验证了补偿方法的有效性，为反作用飞轮力矩伺服系统的控制研究提供了参考依据。

摘要： 本文针对对反作用飞轮的基本要求,进行了分析和离散系统的系统设计.在设计中确定了各环节的特性参数并在考虑了达赫(Dahl)摩擦模型基础上,作了进一步系统仿真分析.对有摩擦存在情况下反作用飞轮的特性进行了研究,给出了在考虑了摩擦后,反作用飞轮执行控制时,速率模式下有无初始角速度时的频率特性及对阶跃指令作用的时间响应特性,为系统工作模式提供了依据.

摘要： 研究了平流层球载系统的方位控制问题，提出了一种鲁棒自适应PID控制方法。首先介绍了球载系统方位控制系统工作原理并建立了其数学模型，该控制系统采用反作用飞轮子系统实现吊篮方位的高精度控制，并采用反捻装置子系统实现对飞轮电机的卸荷以及对干扰力矩的解耦控制。针对该球载方位控制系统，提出了一种鲁棒自适应 PID控制器，控制器以PID控制作为基本闭环控制器，采用CMAC神经网络在线学习逼近系统不确定性和外干扰。闭环稳定性分析表明，该控制器具有渐近稳定性。仿真与试验结果表明，该球载系统方位控制方案以及鲁棒自适应PID控制算法能够准确实现球载系统的方位跟踪，具有较好的鲁棒性能。

摘要： 针对卫星反作用飞轮系统故障检测问题.提出一种非线性自适应观测器方法.首先对于一般非线性系统设计了非线性自适应观测器,其增益矩阵具有时变特性,且可由解析式一步求出.进而给出了故障检测函数与故障检测逻辑.在阐述单个飞轮数学模型及三轴正交飞轮系统动力学模型后,给出了实际全阶非线性自适应观测器的具体表示形式.最后对飞轮发生突然卡死和摩擦力矩增大的故障情况进行了仿真,结果表明:故障检测算法在飞轮系统无故障时可对其状态进行快速跟踪,当飞轮系统发生故障时,能及时有效检测出故障.

摘要： 研究反作用飞轮(RW)在故障情形下的三轴稳定卫星姿态控制系统的在线故障诊断、辨识和重构(FDIR)问题。首先针对RW数学模型，分析其故障模式，并建立故障的参数化描述方法。系统采用局部故障诊断与辨识(FDI)方法对飞轮进行故障诊断，其诊断结果为与飞轮故障相关的参数。重构控制器的设计以动态逆为基础，并引入飞轮数学模型，对飞轮的故障进行补偿。最后，针对卫星姿控系统的3种典型故障模式的仿真结果表明该FDIR方法有效可行。

摘要： 执行器的非线性与输出不可测（得）在一般控制系统中具有典型性，它会给非完全失效故障的精确诊断带来新的挑战和问题。针对该问题，提出一种适用于带有非线性执行器复杂控制系统的新型自适应观测器方法，获得执行器的真实输出及故障偏移量估计，实现输出量不可得限制下的故障诊断。以卫星姿态控制系统飞轮摩擦力矩增大这一典型非完全失效故障的诊断为应用实例验证了本文方案的有效性及优越性。

摘要： 执行器的非线性与输出不可测（得）在一般控制系统中具有典型性，它会给非完全失效故障的精确诊断带来新的挑战和问题。针对该问题，提出一种适用于带有非线性执行器复杂控制系统的新型自适应观测器方法，获得执行器的真实输出及故障偏移量估计，实现输出量不可得限制下的故障诊断。以卫星姿态控制系统飞轮摩擦力矩增大这一典型非完全失效故障的诊断为应用实例验证了本文方案的有效性及优越性。

摘要： 执行器的非线性与输出不可测（得）在一般控制系统中具有典型性，它会给非完全失效故障的精确诊断带来新的挑战和问题。针对该问题，提出一种适用于带有非线性执行器复杂控制系统的新型自适应观测器方法，获得执行器的真实输出及故障偏移量估计，实现输出量不可得限制下的故障诊断。以卫星姿态控制系统飞轮摩擦力矩增大这一典型非完全失效故障的诊断为应用实例验证了本文方案的有效性及优越性。

摘要： 执行器的非线性与输出不可测（得）在一般控制系统中具有典型性，它会给非完全失效故障的精确诊断带来新的挑战和问题。针对该问题，提出一种适用于带有非线性执行器复杂控制系统的新型自适应观测器方法，获得执行器的真实输出及故障偏移量估计，实现输出量不可得限制下的故障诊断。以卫星姿态控制系统飞轮摩擦力矩增大这一典型非完全失效故障的诊断为应用实例验证了本文方案的有效性及优越性。

摘要： 执行器的非线性与输出不可测（得）在一般控制系统中具有典型性，它会给非完全失效故障的精确诊断带来新的挑战和问题。针对该问题，提出一种适用于带有非线性执行器复杂控制系统的新型自适应观测器方法，获得执行器的真实输出及故障偏移量估计，实现输出量不可得限制下的故障诊断。以卫星姿态控制系统飞轮摩擦力矩增大这一典型非完全失效故障的诊断为应用实例验证了本文方案的有效性及优越性。

摘要： 本发明涉及摩擦离合器装置(10)，其将第一后驱动轴(12)与至少一第二前从动轴(14A)连接，同时使一轴(12)相对于另一轴(14A)的至少一自由的相对的轴向游间行程成为可能，所述离合器装置包括双减震飞轮(24)，所述双减震飞轮包括：转矩输入主要组件(38)，其轴向地固接安装在驱动轴(12)上；转矩输出辅助组件(40)，其在转动方面连接到离合器装置(10)的一反作用板(20)，并且被从动轴(14A)支撑；一圆周作用弹性单元(64)，其布置在第一组件(38)的一周边槽座(58)中，以按圆周减震的方式将第二组件(40)在转动方面与第一组件(38)相连接，其特征在于：第二组件(40)相对于反作用板(20)轴向地固定安装。

摘要： 本发明涉及一种反作用机械飞轮测试装置，其特征在于包括测试平台(1)、真空盒(2)、真空泵(3)、待测飞轮安装座组件(4)、轴力矩测量组件(5)、转速测量组件(6)和转子轴温度测量组件(7)，其中轴力矩测量组件(5)、转速测量组件(6)和转子轴温度测量组件(7)设置在真空盒(2)的真空腔内，分别用于测试转动体的轴力矩、转速和转轴温度。与现有技术相比，本发明的优点在于：可以在飞轮体密封腔体敞开的状态下对待测飞轮的转动体进行转速、力矩及温度测试，能及时准确的发现故障问题，能够有效的节约研制时间，待各项测试没问题后再对待测飞轮的底座和顶盖经行焊接密封，有效的节约了操作时间和研制成本。

摘要： 本实用新型一种反作用机械飞轮测试装置，其特征在于包括测试平台(1)、真空盒(2)、真空泵(3)、待测飞轮安装座组件(4)、轴力矩测量组件(5)、转速测量组件(6)和转子轴温度测量组件(7)，其中轴力矩测量组件(5)、转速测量组件(6)和转子轴温度测量组件(7)设置在真空盒(2)的真空腔内，分别用于测试转动体的轴力矩、转速和转轴温度。与现有技术相比，本实用新型的优点在于：可以在飞轮体密封腔体敞开的状态下对待测飞轮的转动体进行转速、力矩及温度测试，能及时准确的发现故障问题，能够有效的节约研制时间，待各项测试没问题后再对待测飞轮的底座和顶盖经行焊接密封，有效的节约了操作时间和研制成本。

摘要： 公开一种反作用飞轮的转子的固定装置，其既能够实现转子的旋转，又可以灵活拆装，而且制造相对简单。这种反作用飞轮的转子的固定装置，反作用飞轮包括电机(1)、支撑架(2)、转子(13)，电机包括：主体(11)、电机轴(12)，所述支撑架(2)为倒U形状的弹性支撑架，其内部中空来安装电机，其顶部具有中心孔；所述电机的主体(11)在所述支撑架的中空部分，电机轴(12)插入所述中心孔，所述转子的顶部具有第一销钉孔(131)，紧固销钉(3)安装在第一销钉孔中，所述第一销钉孔(131)是通孔，通过紧固销钉(3)压紧电机轴(12)来使转子固定在电机上，所述电机带动所述转子(13)转动。

摘要： 本发明提供一种基于反作用飞轮的弹体滚转角控制方法，包括以下步骤：步骤1：建立以滚转角为被控制量，以反作用飞轮转速为控制量的动力学模型；步骤2：基于步骤1建立的系统的动力学模型来建立扩张状态观测器，对滚转角、滚转角速度、干扰力矩进行观测；步骤3：基于步骤2观测的滚转角、滚转角速度、干扰力矩来设计PD控制器，并对干扰力矩进行补偿；步骤4：对步骤2建立的扩张状态观测器以及步骤3建立的控制器进行稳定性证明。该方法对弹体滚转通道动力学模型的分析，进而设计了相应的扩张状态观测器来对弹体飞行过程中的总干扰进行观测，进而实现对干扰的补偿，通过控制器的设计实现了对弹体滚转通道的稳定控制。

摘要： 本发明公开了一种卫星姿控反作用飞轮霍尔测速在轨标定方法步骤1：卫星发射前获取飞轮电机各个霍尔状态对应的实际角度值，计算出每个霍尔状态对应的角度序列θij；步骤2：将步骤1得到的角度序列θij存入到飞轮控制软件中；步骤3：卫星发射入轨后，搜索飞轮控制软件中的角度序列θij与霍尔状态时间序列的匹配关系；步骤4：根据步骤3的匹配关系计算电机转速；步骤5：根据步骤4的电机转速实现飞轮转速闭环控制，跟踪姿控计算机转速指令。本发明解决了现有霍尔测速方法测速精度和速度反馈延迟相互制约的问题。

摘要： 本发明提供一种反作用飞轮性能参数智能评估系统及其评估方法，其包括上位机、数据采集单元以及多个反作用飞轮，数据采集单元通过其内置通讯转换模块建立上位机与多个反作用飞轮的数据传输通道；由人机界面有序发出测试反作用飞轮相关性能的控制指令，并收集数据采集单元及反作用飞轮传输回来的数据，并把所有收集到的数据传输给上位机，由上位机处理从人机界面收到的原始数据，输出计算结果返回给人机界面，由人机界面把性能参数及曲线以测试报告文本形式输出。应用本发明可以解决现有技术中存在的不足，能够全自动地测量反作用飞轮性能参数，同时具备效率高，测量精准，更规范化，不受主观影响等特点。

摘要： 本发明公开的属于反作用飞轮技术领域，具体为一种反作用飞轮真空度保持结构，包括底座和密封盖，所述底座与所述密封盖通过密封组件相连接，且再通过连接组件进行固定，作为本发明所述的一种反作用飞轮真空度保持结构的一种优选方案，其中：所述密封组件包括卡接板、第一卡接槽、橡胶密封圈、环氧胶和第二卡接槽，所述底座的顶部内侧固定安装卡接板，所述卡接板与底座的顶部形成第一卡接槽，所述密封盖的底端内壁开设第二卡接槽，所述第二卡接槽的内壁卡接卡接板，本发明通过密封组件将底座和密封盖进行连接，不仅会提高密封性，还会提高密封时间，以及还存在工艺难度小的作用。

摘要： 本发明属于反作用飞轮测速方法及系统，为解决目前多组开关霍尔传感器构成的反作用飞轮测速系统，在反作用飞轮高速运行时，会出现脉冲计数处理电路丢失脉冲个数的现象，在反作用飞轮低速运行时，测速分辨率会降低，速度测量精度也会随之降低的技术问题，提供一种基于多组开关霍尔传感器的反作用飞轮测速方法及系统，将反作用飞轮的运行速度按照从大到小或从小到大的顺序依次划分为m级，反作用飞轮测速过程中，使开关霍尔传感器的测速组数i，与m级运行速度的速度大小呈反比。可通过n组开关霍尔传感器、异或门电路、可控开关、多输入异或门电路、F‑V转换器、电压比较器、窗口电压比较器、电压比较器与反相器和多输入或门电路实现。

摘要： 本发明涉及一种适用卫星S轴的结构与控制双备份反作用飞轮系统及控制方法，包括六个数字霍尔传感器、两个飞轮轮体、两个直流无刷电机和一个具有冷备份功能的控制系统板；其中，两个飞轮轮体分别位于卫星的S轴的上下两端，平行排列，并均与具有冷备份功能的控制系统板相连；每三个数字霍尔传感器彼此互为空间120°对称地安装在一个飞轮轮体的定子上，飞轮轮体固定在直流无刷电机的转子上，直流无刷电机与具有冷备份功能的控制系统板均固定在飞轮系统外壳上。本发明的飞轮结构结合卫星上自带的磁力矩器在降低飞轮数量的同时实现了飞轮的热备份，该设计思路极大地提高了飞轮结构的可靠性，延长了飞轮的使用寿命。