1.1 惯性执行机构概述

航天器控制。

航天器的姿态控制系统。

下图为卫星姿态控制系统框图。

下表为各种姿态控制执行机构的优缺点。

1.2 惯性执行机构工作原理及分类

1.2.1 惯性执行机构工作原理

1.2.2 惯性执行机构分类

1.2.2.1 分类一(角动量大小和方向的变化方式)

惯性执行机构根据角动量大小和方向的变化方式不同，分为如下几类。

其中，最常用的是惯性动量轮和控制力矩陀螺两类，它们的优缺点如下表所示。

就惯性动量轮而言,根据其角动量转速的标称值是否为零又可分为零动量轮(或反作用飞轮( Reaction Wheel, RW))和偏置动量轮( Momentum Wheel ,MW)。控制力矩陀螺(ControlMomentGyroscopic,CMG)、变速控制力矩陀螺( Vary Speed Control Moment Gyroscopic , VSCMG)和框架动量轮( Gimbal Momen-tum Wheel ,GMW )根据框架的多少又有单框架和双框架之分。其中框架动量轮是带有框架具备-定偏转*度( +15°~ +20°) 的偏置动量轮,而控制力矩陀螺的框架转动范围较大(土175°或不受限制)。球飞轮( Reaction Sphere,RS,也称动量球或反作用球)则采用球形转子,其角动量大小不仅可以任意改变,其角动量方向更是可以实现三*度的任意指向。
由于变速控制力矩陀螺( VSCMG)、框架动量轮( GMW)和球飞轮(RS)的角动量大小和方向均可改变,因而具有输出力矩大、精度高的优点，由于其结构、控制复杂，目前虽未广泛应用,但具有广阔的应用前景。

1.2.2.2 分类二(转子的支承方式)

惯性执行机构根据转子的支承方式不同，分为如下几类。

传统惯性执行机构采用机械轴承支承，存在以下问题：

1. 反作用飞轮转向频繁切换,转速频繁过零,机械轴承过零时出现的静摩擦力矩严重影响其输出力矩精度;
2. 飞轮旋转过程中产生的不平衡振动将直接传递给卫星,从而对卫星带来扰动;
3. 转子振动同样影响轴承寿命;
4. 机械轴承的润滑还会导致黏滞力矩、力矩扰动以及静摩擦等。

因此，传统机械轴承支承的飞轮和控制力矩陀螺也是航天器姿态控制系统扰动力或扰动力矩的主要来源之一，这些扰动力或扰动力矩会直接降低航天器指向度和姿态稳定度。基于机械轴承支承的惯性执行机构从根本上制约了其性能、可靠性和寿命的进一步提升,难以满足新一代卫星平台的性能指标需求。
磁悬浮惯性执行机构采用磁轴承支承技术，具有如下优点：

1. 无接触、无摩擦、无需润滑,可实现长寿命。
2. 精度高，如转子的回转精度主要取决于传感器的检测精度和轴承控制系统。
3. 高转速(可达到几万转/分钟甚至十几万转/分钟)。
4. 可实现主动控制，刚度和阻尼等特性能够通过控制器进行调节。
5. 振动小，由于磁气隙的存在,在航天器姿态控制应用中,允许转子在可控范围内“涡动”,以减小转子不平衡对卫星等航天器造成的影响。

由于上述优点，使得磁悬浮惯性执行机构具有精度高、寿命长、功耗低等潜在优势，被誉为“航天器理想的姿态控制执行机构”

1.2.3 磁悬浮惯性执行机构分类

磁悬浮惯性执行机构根据输入力矩的特性和方式的分类如下图所示。