飞轮系统是卫星姿态控制系统常用的执行机构,以常规直流无刷电机为主体的飞轮存在体积大、功耗大、精度低等问题,无法用于微小型卫星。为了实现飞轮系统的轻量化、减小飞轮系统的功耗,本文采用微型平面电机作为飞轮的驱动电机,围绕姿控飞轮系统的设计过程、可靠性检验、仿真分析、绕组线圈改进和样机实验研究等问题,对姿控飞轮进行了系统的研究。本文的主要工作如下：论文阐述了飞轮系统进行姿态调整的原理,设计了飞轮系统的整体结构；利用Maxwell软件对飞轮系统的气隙磁场进行了仿真,分析确定了磁路的相关参数；完成定子线圈的设计,并确定了绕组的具体参数。利用有限元软件ANSYS对姿控飞轮系统的结构进行了静力学分析和模态分析,验证了工作时应力、应变和转速都在安全范围内；利用Matlab对飞轮系统进行了机械特性仿真,得到了飞轮系统运行特性；利用仿真得到的数据,分析了飞轮系统产生损耗的因素及损耗的大小；对飞轮系统进行了热分析,得到了飞轮稳定工作时温度场的分布,最高温升位于绕组线圈,为9.9℃。论文针对反向转矩较大的现象,重新设计了绕组线圈的形状,可有效降低飞轮损耗；加工制造了飞轮系统样机,总质量为1.14Kg,体积为Φ92mm×67mm,符合轻量化的要求：分别在真空／空气条件下对飞轮样机进行实验分析,在5000rpm时,功耗为9W,摩擦转矩为14.2mNm,满足低功耗的要求；飞轮样机的运行特性与仿真结果基本一致,验证了设计过程的正确。