CN104129509A - 随动跟踪型动静隔离式双超卫星平台及工作模式实现方法 - Google Patents

Abstract

一种随动跟踪型动静隔离式双超卫星平台及工作模式实现方法，适用于具有超精超稳要求的敏感载荷类航天器，以动静隔离为手段，将卫星划分为载荷舱和服务舱两部分，载荷舱通过自身配置的高性能磁悬浮飞轮确保有效载荷达到期望的超精超稳控制，服务舱通过安装在其上的外部执行机构抵抗环境干扰并随动跟踪载荷舱，使两舱达到期望的相对位姿；载荷舱和服务舱通过悬浮装置以非接触形式连接，可有效隔离服务舱的振动干扰，且隔振效果不受传感器性能影响；基于所述双超卫星平台的卫星至少具有发射、超精超稳、防碰或机动的工作模式。本双超卫星平台可应用于高分辨率遥感卫星、深空探测天文望远镜等携带具有高分辨率敏感有效载荷类航天器。

Description

随动跟踪型动静隔离式双超卫星平台及工作模式实现方法

技术领域

本发明涉及航天技术领域，更具体的说，涉及一种针对具有超精超稳要求的航天器而设计的随动跟踪型动静隔离式卫星平台及其工作模式实现方法。

背景技术

大型航天器轻质结构柔性大，低频模态密集问题日趋明显，极大约束了控制系统的带宽设计；飞轮、陀螺、驱动机构等活动部件诱发的周期性动态干扰，则是引起载荷振动的主要原因。随着航天器性能要求的提高，轻质结构大柔性和活动部件振动干扰引起的姿态控制和颤振抑制问题越来越突出，已经成为后续先进航天器发展的主要制约因素。

目前，针对卫星挠性附件抖动和活动部件振动干扰主要有被动和主动两种控制手段。被动隔振系统结构简单，稳定可靠，且不需额外提供能源及测量装置，但低频抑制效果差；主动隔振系统理论上有更好的性能，但控制系统复杂，稳定性差，且具有水床效应。同时，基于音圈电机技术，国外发展了非接触式无扰隔振平台，可解决平台振动干扰问题，但带来了航天器姿态控制系统的复杂性，实际应用困难。目前，不论是传统的主动被动隔振手段，还是新近的非接触无扰隔振方法，都是基于平台主动控制有效载荷的思想，前者隔振效果有限，后者结构、控制复杂。

发明内容

针对上述现有技术中存在的技术问题，本发明提供一种适用于具有超精超稳要求航天器的随动跟踪型动静隔离式双超卫星平台及其工作模式实现方法，该卫星平台及其工作模式实现方法是基于提出的平台随动跟踪有效载荷的全新思想，以有效载荷为中心，对其进行超精超稳控制，而平台采用粗控模式随动跟踪有效载荷，同时以磁浮实现动静隔离为手段，实现有效载荷对平台振动和干扰响应的完全隔离，可以应用于甚高精度遥感卫星、深空探测天文望远镜等携带高分辨率敏感有效载荷类航天器，将极大地提高航天器探测性能。

为达到上述目的，本发明所采取的技术方案如下：

一种随动跟踪型动静隔离式双超卫星平台，适用于具有超精超稳要求的敏感载荷类航天器，以动静隔离手段，将卫星划分为载荷舱和服务舱两部分，载荷舱专注超精超稳任务，服务舱用以提供基础服务，两舱之间通过悬浮装置以非接触形式连接，其振动和干扰不会传输至载荷舱，达到有效载荷动中取静。载荷舱通过自身配置的高性能磁悬浮飞轮使有效载荷达到期望的超精超稳控制，服务舱通过安装在其上的外部执行机构抵抗环境干扰并随动跟踪载荷舱，使两舱达到期望的相对位姿，同时通过悬浮装置的连接约束，实现两舱分而不离。

所述载荷舱主要由有效载荷、星敏感器、陀螺、磁悬浮飞轮、有效载荷姿态控制单元组成，星敏感器、陀螺等传感器确定有效载荷指向，基于传感器检测的指向信息，姿态控制单元产生动作指令，驱动磁悬浮飞轮，使有效载荷达到超精超稳控制。

所述服务舱主要由通用的卫星模块组成，包括但不限于驱动机构、推力器、动量轮等各种活动部件、太阳电池阵、可展开式热辐射器等挠性附件和相对姿态控制单元。服务舱通过悬浮装置以非接触形式连接载荷舱，悬浮装置检测载荷舱与服务舱相对位姿信息并传输给相对姿态控制单元，相对姿态控制单元产生控制指令，驱动服务舱外部执行机构，抵抗环境干扰并随动跟踪载荷舱，使两舱达到期望的相对位姿。

所述悬浮装置位于载荷舱和服务舱之间，由一组或多组悬浮机构按一定规则排列组成，每组悬浮机构主体由间隙配合的柱杆和套筒组成，每组悬浮机构的柱杆和套筒分别固连到上下两个法兰板上，悬浮装置通过上下两个法兰板分别与载荷舱和服务舱固连。

所述悬浮机构利用但不限于电磁力或静电力方式，通过控制电流变化来调节柱杆和套筒之间的间隙，防止两者碰撞。

所述悬浮机构除相互配合的柱杆-套筒和法兰板外，还集成有位置传感器，实时测量柱杆和套筒之间的相对位置关系。

所述悬浮装置的上下法兰板之间安装有多组锁紧机构，用于抵抗恶劣的发射段力学环境，锁紧机构在轨可以通过但不限于爆炸螺栓方式解锁。

所述悬浮装置的上下法兰板之间还安装有数对机械啮合的销-孔式导向限位结构，用于限制载荷舱和服务舱的相对位置关系。

所述销-孔式导向限位结构主要包括导向销和限位孔支撑两部分，导向销与上法兰板固连，限位孔支撑与下法兰板固连，限位孔支撑采用弹性阻尼材料，保证导向销和限位孔支撑的软接触和弹性压紧。

非接触连接的载荷舱和服务舱之间的能量和信息传输通过但不限于电磁互感或光电转换等无线传输方法实现。

一种采用上述的随动跟踪型动静隔离式双超卫星平台的工作模式实现方法，该卫星平台至少具有发射、超精超稳、防碰、机动等多种不同的工作模式。

发射模式是指悬浮装置处于锁紧机构锁定状态，载荷舱和服务舱为一体结构，包括从卫星发射至定轨的整个过程，卫星由服务舱外部执行机构实施轨道机动和姿态调整，此时悬浮机构处于断电状态。

超精超稳模式是指悬浮装置的锁紧机构已经通过爆炸螺栓解锁，载荷舱和服务舱为悬浮连接的两体结构，悬浮机构处于断电状态，且悬浮机构柱杆和套筒之间的间隙在规定的阈值范围内。此时，载荷舱通过磁悬浮飞轮实现有效载荷指向，服务舱通过外部执行机构抵抗环境干扰并随动跟踪载荷舱，使两舱达到期望的相对位姿，且相对位姿变化不会产生电磁力，服务舱振动及服务舱实施的相对位姿调整干扰不会传输至载荷舱。

防碰模式是指当悬浮机构柱杆和套筒之间的间隙超出规定阈值范围时，悬浮机构自动通电，产生电磁斥力或引力，防止柱杆和套筒相撞，并和服务舱外部执行机构共同作用，促使柱杆-套筒间隙恢复至规定的阈值范围内。此外，若悬浮机构自身电磁力和服务舱外部执行机构共同作用仍不能阻止柱杆和套筒的碰撞趋势时，悬浮装置的销-孔弹性阻尼限位结构会先行软接触，可防止悬浮机构发生硬碰撞损坏。

机动模式是指卫星需要实施快速轨道或姿态机动时，悬浮机构调节电流方向，产生电磁引力，使柱杆和套筒不断接近，直至销-孔式导向限位结构的导向销进入限位孔并处于轴向软接触状态。此时，增大悬浮机构的电流强度，电磁引力随之增加，导向销进一步压紧弹性限位孔支撑，直至达到规定的压紧力，实现载荷舱和服务舱的电磁锁紧，卫星由两体结构变为一体结构，便于实施快速轨道或姿态机动操作。

本发明技术方案，为了避开繁琐众多的各类平台振动干扰问题，从方法上系统解决卫星平台超精超稳问题，与目前常用的方法相比，该随动跟踪型动静隔离式双超卫星平台具有以下几个特点：1)该卫星平台采用平台随动跟踪有效载荷的全新思想，以有效载荷为中心，对其进行超精超稳控制，而平台采用随动跟踪有效载荷的粗控模式；2)该卫星平台以动静隔离为手段，将卫星划分为载荷舱和服务舱两部分，载荷舱配置有效载荷、星敏感器和磁悬浮飞轮等，专注超精超稳任务；服务舱安装有太阳帆板、储箱等活动干扰部件，用以提供基础服务，两舱之间通过悬浮装置以非接触形式连接，其振动和干扰不会传输至载荷舱，达到动中取静的目的；3)服务舱通过外部执行机构，抵抗环境干扰并随动跟踪载荷舱，使两舱达到期望的相对位姿，同时通过悬浮装置的连接约束，实现两舱分而不离的效果；4)载荷舱无干扰，动力学模型简单，且控制带宽不受帆板等挠性附件约束，控制性能可以得到更大发挥。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1是本发明所提供的随动跟踪型动静隔离式双超卫星平台的组成示意图；

图2是本发明中的悬浮装置组成示意图；

图3是本发明的随动跟踪型动静隔离式卫星平台姿态控制框图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图1、图2所示，本发明提供的一种随动跟踪型动静隔离式双超卫星平台由载荷舱1、服务舱2和悬浮装置3组成。载荷舱1包括但不限于有效载荷14、磁悬浮飞轮13、有效载荷控制单元15和有效载荷传感器如星敏感器12、陀螺11等相对安静部件。服务舱2由通用的卫星模块组成，包括但不限于驱动机构23及外部执行机构如推力器21、动量轮22等各种活动部件，太阳电池阵24等挠性附件和相对姿态控制单元25。悬浮装置3主要包括悬浮机构32、锁紧机构33、销-孔式导向限位结构31、上法兰板34和下法兰板35等；其中悬浮机构32主体由柱杆321和套筒322组成，销-孔式导向限位结构31主要由锥形导向销311和弹性限位孔支撑312组成。

载荷舱1通过自身配置的高性能磁悬浮飞轮13实现期望的有效载荷14指向；服务舱2通过安装在其上的外部执行机构抵抗环境干扰并随动跟踪载荷舱1，使两舱达到期望的相对位姿；悬浮装置3以非接触形式连接载荷舱1和服务舱2，使服务舱1实施的相对位姿调整不会对有效载荷14指向产生干扰。

有效载荷14指向是这样实现的：根据星敏感器12、陀螺11等传感器提供有效载荷14指向，基于此指向信息，有效姿态控制单元15产生动作指令，驱动磁悬浮飞轮13，使有效载荷14达到预期的指向。

服务舱2通过悬浮装置2以非接触形式连接载荷舱1，悬浮装置3检测载荷舱1与服务舱2的相对位姿信息并传输给相对姿态控制单元25，后者产生控制指令，驱动服务舱2外部执行机构，抵抗环境干扰并跟踪载荷舱1，使两舱达到期望的相对位姿。

悬浮装置3位于载荷舱1和服务舱2之间，由一组或多组悬浮机构32按一定规则排列组成，每组悬浮机构32主体由间隙配合的柱杆321和套筒322组成，柱杆321和套筒322分别与上下法兰板34和35固连。悬浮装置3也通过上下法兰板34和35分别与载荷舱1和服务舱2固连。

悬浮机构32利用但不限于电磁力或静电力方式，通过控制电流变化来调节柱杆321和套筒322之间的间隙，防止两者碰撞。

悬浮机构32除相互配合的柱杆321和套筒322外，还集成有位置传感器323，实时测量柱杆321和套筒322之间的相对位置关系。

悬浮装置3的上下法兰板34和35之间安装有多组锁紧机构33，用于抵抗恶劣的发射段力学环境，其在轨可以通过爆炸螺栓解锁。

悬浮装置3的上下法兰板34和35之间还安装有数对机械啮合的销-孔式导向限位结构31，用于限制载荷舱1和服务舱2的相对位置关系。

销-孔式导向限位结构31主要包括锥形导向销311和限位孔支撑312两部分，锥形导向销311与上法兰板34固连，限位孔支撑312与下法兰板35固连，限位孔支撑312采用弹性阻尼材料，保证锥形导向销311和限位孔支撑312的软接触和弹性压紧。

本随动跟踪型动静隔离式双超卫星平台中，非接触连接的载荷舱1和服务舱2之间的能量和信息传输通过但不限于电磁互感41和光电转换42等无线传输方法实现。

如图3所示，一种随动跟踪型动静隔离式卫星平台姿态控制系统主要包括有效载荷姿态控制回路100和两舱相对位姿控制回路200；其中有效载荷姿态控制回路100包括有效载荷指令101、有效载荷控制单元102、载荷姿态控制算法103、磁悬浮飞轮104、载荷舱105和星敏感器-陀螺106等模块；两舱相对姿态控制回路200包括相对姿态操作指令201、相对姿态控制单元202、相对姿态控制算法203、外部执行机构204、服务舱205和相对位置传感器206等模块。

采用本随动跟踪型动静隔离式双超平台的卫星至少具有发射、超精超稳、防碰、机动等多种不同的工作模式。

发射模式是指悬浮装置3处于锁紧机构33锁定状态，载荷舱1和服务舱2为一体结构，包括从卫星发射至定轨的整个过程，卫星由服务舱1外部执行机构实施轨道机动和姿态调整，此时悬浮机构32处于断电状态。

超精超稳模式是指悬浮装置3的锁紧机构33已经通过爆炸螺栓解锁，载荷舱1和服务舱2为悬浮连接的两体结构，悬浮机构32处于断电状态，且其柱杆321和套筒322之间的间隙在规定的阈值400范围内。此时，载荷舱1通过磁悬浮飞轮13实现有效载荷14指向，服务舱2通过外部执行机构抵抗环境干扰并跟踪载荷舱，使两舱达到期望的相对位姿，且相对位姿变化不会产生电磁力，服务舱2振动和干扰不会传输至载荷舱1。

防碰模式是指当悬浮机构32的柱杆321和套筒322之间的间隙超出规定阈值400范围时，其自动通电，产生电磁斥力或引力300，防止柱杆321和套筒322相撞，并和服务舱2外部执行机构共同作用，促使柱杆321和套筒322间隙恢复至规定的阈值400范围内。此外，若悬浮机构32自身电磁力300和服务舱2外部执行机构共同作用仍不能阻止柱杆321和套筒322的碰撞趋势时，悬浮装置3的销-孔弹性阻尼限位结构31会先行软接触，可防止悬浮机构32发生硬碰撞损坏。

机动模式是指卫星需要实施快速轨道或姿态机动时，悬浮机构32调节电流方向，产生电磁引力300，使柱杆321和套筒322不断接近，直至销-孔式导向限位结构31的导向销311进入限位孔312并处于轴向软接触状态。此时，增大悬浮机构32的电流强度，电磁引力300随之增加，导向销311进一步压紧弹性限位孔支撑312，直至达到规定的压紧力，实现载荷舱1和服务舱2的电磁锁紧，卫星由两体结构变为一体结构，便于实施快速轨道或姿态机动操作。

以上是对本发明具体实施例的说明，但并不用来限定本发明。任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的内容对本发明所提出的方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明的技术内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种随动跟踪型动静隔离式双超卫星平台，适用于具有超精超稳要求的敏感载荷类航天器，其特征在于，所述卫星平台以动静隔离为手段，划分为载荷舱和服务舱两部分，两舱之间通过悬浮装置以非接触形式连接，所述载荷舱通过自身配置的磁悬浮飞轮使有效载荷达到期望的超精超稳控制，所述服务舱通过安装在其上的外部执行机构抵抗环境干扰并随动跟踪载荷舱，使两舱达到期望的相对位姿，同时通过悬浮装置的连接约束，实现两舱分而不离。

2.根据权利要求1所述的随动跟踪型动静隔离式双超卫星平台，其特征在于，所述载荷舱主要由有效载荷、星敏感器、陀螺、磁悬浮飞轮、有效载荷姿态控制单元组成，所述星敏感器、陀螺用于确定有效载荷指向，基于传感器指向信息，所述姿态控制单元产生动作指令，驱动磁悬浮飞轮，使所述有效载荷达到期望的超精超稳控制。

3.根据权利要求1所述的随动跟踪型动静隔离式双超卫星平台，其特征在于，所述服务舱主要由通用的卫星模块组成，服务舱通过悬浮装置以非接触形式连接载荷舱舱，悬浮装置检测载荷舱与服务舱相对位姿信息并传输给服务舱的相对姿态控制单元，相对姿态控制单元产生控制指令，驱动服务舱外部执行机构，抵抗环境干扰并跟踪载荷舱，使两舱达到期望的相对位姿。

4.根据权利要求1所述的随动跟踪型动静隔离式双超卫星平台，其特征在于，所述悬浮装置主要由一组或多组悬浮机构按一定规则排列组成，每组悬浮机构主体由间隙配合的柱杆和套筒组成，悬浮装置位于载荷舱和服务舱之间，由一组或多组悬浮机构按一定规则排列组成，每组悬浮机构主体由间隙配合的柱杆和套筒组成，每组悬浮机构的柱杆和套筒分别固连到上下两个法兰板上，悬浮装置通过上下两个法兰板分别与载荷舱和服务舱固连。

5.根据权利要求4所述的随动跟踪型动静隔离式双超卫星平台，其特征在于，所述悬浮装置的上下法兰板之间安装有多组锁紧机构，用于抵抗恶劣的发射段力学环境，锁紧机构在轨通过但不限于爆炸螺栓方式解锁。

6.根据权利要求4所述的随动跟踪型动静隔离式双超卫星平台，其特征在于，所述悬浮装置的上下法兰板之间安装有数对机械啮合的销-孔式导向限位结构，用于限制载荷舱和服务舱的相对位置关系。

7.根据权利要求6所述的随动跟踪型动静隔离式双超卫星平台，其特征在于，所述销-孔式导向限位结构主要包括锥形导向销和限位孔支撑两部分，导向销与上法兰板固连，限位孔支撑与下法兰板固连，限位孔支撑采用弹性阻尼材料，实现导向销和限位孔支撑的软接触。

8.根据权利要求4所述的随动跟踪型动静隔离式双超卫星平台，其特征在于，所述悬浮机构利用但不限于电磁力或静电力方式，通过控制电流变化来调节柱杆和套筒之间的间隙，防止两者碰撞。

9.根据权利要求4所述的随动跟踪型动静隔离式双超卫星平台，其特征在于，所述悬浮机构除相互配合的柱杆-套筒和法兰板外，还集成有位置传感器，实时测量柱杆和套筒之间的相对位置关系。

10.一种如权利要求1至9中任一所述的随动跟踪型动静隔离式双超卫星平台的工作模式实现方法，其特征在于，所述工作模式至少包括发射、超精超稳、防碰或机动，其中，所述卫星发射模式是指悬浮装置处于锁紧机构锁定状态，载荷舱和服务舱为一体结构，包括卫星发射至定轨的整个过程，此时卫星由服务舱外部执行机构实施轨道机动和姿态调整，此时悬浮机构处于断电状态；所述卫星超精超稳模式是指悬浮装置的锁紧机构已经通过爆炸螺栓解锁，载荷舱和服务舱为悬浮连接的两体结构，此时悬浮机构处于断电状态，且悬浮机构柱杆和套筒之间的间隙在规定的阈值范围内；所述卫星防碰模式是指当悬浮机构柱杆和套筒之间的间隙超出规定阈值范围时，悬浮机构自动通电，产生电磁斥力或引力，防止柱杆和套筒相撞，并和服务舱外部执行机构共同作用，促使柱杆-套筒间隙恢复至规定的阈值范围内，若悬浮机构自身电磁力和服务舱外部执行机构共同作用仍不能阻止柱杆和套筒的碰撞趋势时，悬浮装置的销-孔弹性阻尼限位结构会先行软接触，可防止悬浮机构硬碰撞损坏；所述卫星机动模式是指卫星需要实施快速轨道或姿态机动时，悬浮机构调节电流方向，产生电磁引力，使柱杆和套筒不断接近，直至销-孔式导向限位结构的导向销进入限位孔并处于轴向软接触状态，此时，增大悬浮机构的电流强度，电磁引力随之增加，导向销进一步压紧弹性限位孔支撑，直至达到规定的压紧力，实现载荷舱和服务舱的电磁锁紧，卫星由两体结构变为一体结构，便于实施快速轨道或姿态机动操作。