CN104340380A - 一种太阳帆航天器姿态控制方法 - Google Patents
一种太阳帆航天器姿态控制方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN104340380A CN104340380A CN201410577955.3A CN201410577955A CN104340380A CN 104340380 A CN104340380 A CN 104340380A CN 201410577955 A CN201410577955 A CN 201410577955A CN 104340380 A CN104340380 A CN 104340380A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- solar sail
- spacecraft
- film device
- attitude control
- variable reflectivity
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 15
- 238000002310 reflectometry Methods 0.000 claims abstract description 51
- 239000010409 thin film Substances 0.000 claims abstract description 25
- 239000010408 film Substances 0.000 claims description 25
- 150000002500 ions Chemical class 0.000 claims description 11
- 239000000758 substrate Substances 0.000 claims description 5
- WSMQKESQZFQMFW-UHFFFAOYSA-N 5-methyl-pyrazole-3-carboxylic acid Chemical compound CC1=CC(C(O)=O)=NN1 WSMQKESQZFQMFW-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 claims description 3
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 229910003437 indium oxide Inorganic materials 0.000 claims description 3
- PJXISJQVUVHSOJ-UHFFFAOYSA-N indium(iii) oxide Chemical compound [O-2].[O-2].[O-2].[In+3].[In+3] PJXISJQVUVHSOJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- GQYHUHYESMUTHG-UHFFFAOYSA-N lithium niobate Chemical compound [Li+].[O-][Nb](=O)=O GQYHUHYESMUTHG-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 229910000480 nickel oxide Inorganic materials 0.000 claims description 3
- QGLKJKCYBOYXKC-UHFFFAOYSA-N nonaoxidotritungsten Chemical compound O=[W]1(=O)O[W](=O)(=O)O[W](=O)(=O)O1 QGLKJKCYBOYXKC-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- GNRSAWUEBMWBQH-UHFFFAOYSA-N oxonickel Chemical compound [Ni]=O GNRSAWUEBMWBQH-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 229910052709 silver Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000004332 silver Substances 0.000 claims description 3
- 229910001930 tungsten oxide Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 230000010354 integration Effects 0.000 abstract description 3
- XLOMVQKBTHCTTD-UHFFFAOYSA-N Zinc monoxide Chemical compound [Zn]=O XLOMVQKBTHCTTD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 4
- 230000008859 change Effects 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 2
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 239000011787 zinc oxide Substances 0.000 description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 1
- 238000000151 deposition Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000006698 induction Effects 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000012528 membrane Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 229920001721 polyimide Polymers 0.000 description 1
- 238000012795 verification Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Optical Elements Other Than Lenses (AREA)
Abstract
本发明公开了一种太阳帆航天器姿态控制方法。使用本发明能够实现对航天器的姿态控制。本发明在航天器的太阳帆上表面的外边缘区域粘贴可变反射率柔性薄膜器件，通过控制可变反射率柔性薄膜器件的电压，从而改变可变反射率柔性薄膜器件的反射率，从而改变航天器太阳帆表面光压，产生差动力矩，从而实现对航天器的姿态控制。该姿态控制器件为薄膜型器件，更容易与太阳帆航天器集成，提高太阳帆的集成度，提升其可靠性，并且该姿态控制器件重量轻，能够极大减轻航天器重量，提高载荷比，大幅提升太阳帆姿态控制性能，且由于没有机械结构，可靠性高。
Description
技术领域
本发明涉及航天器姿态控制方法，具体涉及一种太阳帆航天器姿态控制方法。
背景技术
光压推进太阳帆航天器依靠面积巨大但质量很轻的太阳帆反射太阳光获得源源不断的推力，是唯一不依靠反作用推进实现飞行控制的飞行器。它无需消耗燃料，在太空中的寿命不受有限燃料的制约。利用太阳光压提供的持续加速度，经过长时间加速，太阳帆航天器速度可比当今火箭推进的最快航天器快4～6倍。由于太阳帆航天器具有巨大的优势，会在未来的空间任务应用中发挥更重要作用。
然而，太阳帆是一个具有6自由度的柔性体航天器，其转动惯量、自然频率、阻尼和模态常数都是不确定的，同时任务设计的太阳帆航天器尺寸巨大、转动惯量很大，且执行任务飞行时间长，存在的干扰力矩较多，利用传统的姿态控制方法会大大降低太阳帆航天器的飞行性能，已不适用于太阳帆航天器的姿态控制，在此领域国内外学者提出了多种新型姿态控制技术，通过归纳可分为两类，一是通过导轨上的滑块来改变质心，从而形成力矩进行姿态控制，二是利用小帆的角度调整来获得姿态控制力矩，但这两类都有机械活动部件，其可靠性不能得到充分的保障，且实现过程较为复杂。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种太阳帆航天器姿态控制方法，在太阳帆航天器上粘贴可变发射率薄膜，通过改变可变发射率薄膜的反射率调节太阳帆上的光压，从而实现对航天器的姿态控制，能够极大减轻航天器重量，大幅提升太阳帆姿态控制性能，且由于没有机械结构，可靠性高。
本发明的太阳帆航天器姿态控制方法，在航天器的太阳帆上表面的外边缘区域粘贴可变反射率柔性薄膜器件，通过控制可变反射率柔性薄膜器件的电压对太阳帆航天器进行姿态控制；其中，所述可变反射率薄膜器件由柔性薄膜基底和在柔性薄膜基底上依次沉积的高反射率导电层、电致变色层、离子导电层、离子储存层和透明导电层组成；其中，所述高反射率导电层的厚度为200nm～500nm，由铝或银制成；所述电致变色层的厚度为300nm～600nm，由氧化钨制成；所述离子导电层的厚度为200nm～400nm，由钽酸锂或铌酸锂制成；所述离子储存层的厚度为150nm～300nm，由氧化镍制成；所述透明导电层的厚度为50nm～90nm，由掺锡氧化铟或掺铝氧化锌制成。
进一步地，所述可变反射率柔性薄膜器件由多个并联的子块组成，各子块的电压单独控制。
有益效果：
本发明提出了一种可极大简化太阳帆航天器姿态控制的方法，采用可变反射率薄膜器件实现太阳帆航天器的姿态控制，能极大减轻太阳帆航天器的重量，提升薄膜航天器的性能，具有很高的应用价值。
(1)通过调节可变反射率薄膜器件的反射率，改变光压大小，进而产生差动力矩，实现太阳帆姿态调控，简化太阳帆姿态控制，提高控制精度。
(2)将可变反射率薄膜器件分为许多子块，一方面避免可变反射率薄膜器件局部损坏导致控制失效，提高可靠性，另一方面也可以进一步提高控制精度。
(3)该姿态控制器件为薄膜型器件，更容易与太阳帆航天器集成，提高太阳帆的集成度，提升其可靠性，并且该姿态控制器件重量轻，可极大减轻太阳帆航天器的重量，提高载荷比，提升航天器性能。
附图说明
图1是可变反射率薄膜器件结构示意图
图2是本发明提出的采用可变反射率薄膜器件实现姿态控制太阳帆航天器的俯视图和可变反射率器件的排布及电路连接示意图。
图3是本发明实施例一中太阳帆航天器三轴姿态角与时间的仿真结果。
图4是本发明实施例二中太阳帆航天器三轴姿态角与时间的仿真结果。
其中，1-太阳帆帆面，2-卫星平台，3-变反射率薄膜器件。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本发明提供了一种太阳帆航天器姿态控制方法，考虑到太阳帆光压与推力之间的正比关系，可以利用反射率可变的薄膜，通过改变薄膜的反射率改变太阳帆表面所受光压，使太阳帆帆面不同位置受到不同光压力，从而产生差动力矩，进而可以对太阳帆航天器的姿态进行控制，这样做可以极大简化太阳帆航天器的姿态控制难度，减轻太阳帆的重量，显著提升太阳帆的性能。
其中，可变反射率薄膜器件结构示意图如图1所示，在柔性薄膜基底上依次沉积高反射率导电层、电致变色层、离子导电层、离子储存层和透明导电层制备而成。其中，所述高反射率导电层的厚度为200～500nm，由铝或银制成，反射率大于90％；所述电致变色层的厚度为300～600nm，由氧化钨制成；所述离子导电层的厚度为200～400nm，由钽酸锂或铌酸锂制成；所述离子储存层的厚度为150～300nm，由氧化镍制成；所述透明导电层的厚度为50～90nm，由掺锡氧化铟或掺铝氧化锌制成。通过对可变反射率薄膜器件施加小的控制电压，改变可变反射率柔性薄膜器件的电压，从而可以改变电致变色层的颜色，实现可变反射率柔性薄膜器件反射率的可变性，从而调节航天器太阳帆表面所受的光压力，进而对航天器姿态进行控制。
如图2所示，为提高光压力产生的力矩，将可变反射率薄膜器件3粘贴在太阳帆上表面的外边缘区域，为方便控制，将4个可变反射率薄膜器件3分别粘贴在太阳帆上表面的上、下、左、右4个边缘区域，可变反射率薄膜器件3的电极与卫星平台2连接，卫星平台2通过控制电压控制可变反射率薄膜器件3的反射率。进一步地，为了防止局部的损坏对整个变反射率薄膜器件的破坏，将可变反射率薄膜器件分割成许多子块，各子块并联，通过对每一子块进行独立控制，保证变反射率薄膜能够在整个过程中正常运行，提高其可靠性。如图1下部所示，可将各边缘区域的可变反射率器件分成多个子块，并将子块排布成多层，各子块之间并联，从而可以通过卫星平台2上的控制电路对不同子块发送控制信号进而调整各子块的反射率，根据光压力大小随薄膜反射率的变化关系，调节航天器帆面上不同位置变反射率薄膜器件表面所受的光压力，从而产生差动力矩，实现太阳帆航天器的姿态控制。
下面给出一个具体实施例：航天器的太阳帆展开后的法向投影为50m×50m的正方形，帆面所用材料为7.5μm的聚酰亚胺薄膜，将可变反射率薄膜器件粘贴在太阳帆上表面的外边缘区域，变反射率薄膜器件的面积为900m2，太阳帆航天器总重量200kg，可变反射率器件反射率变化量为0.4。对太阳帆航天器的姿态控制进行实验验证。
实验一
滚动和俯仰轴姿态角由太阳敏感器测量，角速度由长寿命陀螺测量，利用变反射薄膜器件作为执行机构进行姿态控制，其中变反射薄膜器件的控制时延为10秒，力矩分辨率为0.01N·m。控制器为PID+结构滤波器。其中，姿态角(俯仰角、偏航角和滚动角)初值均为0.001度，姿态角速度初值分别为0.01度(俯仰角)、0.01度(偏航角)和0.0001度(滚动角)，仿真结果如图3所述，可以看出：滚动角超调最大幅值为1.8度，稳态值小于0.01度，滚动姿态收敛时间约为1700s，俯仰角峰值3.8度，收敛速度较慢，偏航角处于无控状态，整个系统保持稳定。
实验二
滚动和俯仰轴姿态角由太阳敏感器测量，角速度由长寿命陀螺测量，利用变反射薄膜器件作为执行机构进行姿态控制，其中变反射薄膜器件的控制时延为20秒，力矩分辨率为0.01N·m。控制器为PID+结构滤波器。其中，姿态角速度初值分别为0.01度(俯仰角)、0.01度(偏航角)和0.0001度(滚动角)，姿态角初值均为0.001度，仿真结果如图4所示，可以看出：滚动角超调最大幅值为2度，稳态精度约为0.02度，滚动姿态收敛时间为2500s，俯仰角收敛缓慢，峰值约为4度，偏航角处于无控状态，整个系统保持稳定。
采用可变反射率薄膜器件可对太阳帆航天器姿态进行稳定的控制，而且，该方法对太阳帆的控制精度较高，可以满足太阳帆在空间攻防或深空探测等任务的需求，同时，该姿态控制薄膜器件，更容易与太阳帆航天器集成，提高太阳帆的集成度，减轻太阳帆航天器的重量，提高载荷比，提升太阳帆航天器的性能，使太阳帆在长周期、远距离、多目标的空间任务中具有更好的应用前景。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (2)
1.一种太阳帆航天器姿态控制方法，其特征在于，在航天器的太阳帆上表面的外边缘区域粘贴可变反射率柔性薄膜器件，通过控制可变反射率柔性薄膜器件的电压对太阳帆航天器进行姿态控制；其中，所述可变反射率薄膜器件由柔性薄膜基底和在柔性薄膜基底上依次沉积的高反射率导电层、电致变色层、离子导电层、离子储存层和透明导电层组成；其中，所述高反射率导电层的厚度为200nm～500nm，由铝或银制成；所述电致变色层的厚度为300nm～600nm，由氧化钨制成；所述离子导电层的厚度为200nm～400nm，由钽酸锂或铌酸锂制成；所述离子储存层的厚度为150nm～300nm，由氧化镍制成；所述透明导电层的厚度为50nm～90nm，由掺锡氧化铟或掺铝氧化锌制成。
2.如权利要求1所述的太阳帆航天器姿态控制方法，其特征在于，所述可变反射率柔性薄膜器件由多个并联的子块组成，各子块的电压单独控制。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201410577955.3A CN104340380A (zh) | 2014-10-24 | 2014-10-24 | 一种太阳帆航天器姿态控制方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201410577955.3A CN104340380A (zh) | 2014-10-24 | 2014-10-24 | 一种太阳帆航天器姿态控制方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN104340380A true CN104340380A (zh) | 2015-02-11 |
Family
ID=52496973
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201410577955.3A Pending CN104340380A (zh) | 2014-10-24 | 2014-10-24 | 一种太阳帆航天器姿态控制方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN104340380A (zh) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106200376A (zh) * | 2016-06-28 | 2016-12-07 | 西北工业大学 | 一种航天器日心非开普勒悬浮轨道拼接方法 |
| WO2018112723A1 (zh) * | 2016-12-20 | 2018-06-28 | 覃政 | 光源能量助推系统 |
| CN108860662A (zh) * | 2018-06-24 | 2018-11-23 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 一种基于太阳光压的中轨道卫星离轨方法 |
| CN110119153A (zh) * | 2019-05-10 | 2019-08-13 | 北京航空航天大学 | 一种光压力矩主动辅助下的欠驱动航天器姿态控制方法 |
| CN112572838A (zh) * | 2020-12-29 | 2021-03-30 | 中国人民解放军国防科技大学 | 基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0603869A1 (en) * | 1992-12-22 | 1994-06-29 | Hughes Aircraft Company | Magnetic torque attitude control system |
| US6293502B1 (en) * | 1998-08-05 | 2001-09-25 | Hughes Electronics Corporation | System and method for enhanced solar array pointing in sun-nadir steering |
| CN1479152A (zh) * | 2002-08-29 | 2004-03-03 | ������������ʽ���� | 电致变色元件 |
| US20060186274A1 (en) * | 2003-12-03 | 2006-08-24 | The Boeing Company | Spacecraft power acquisition method for wing-stowed configuration |
| CN103407581A (zh) * | 2013-07-12 | 2013-11-27 | 西北工业大学 | 一体化薄膜太阳能电池太阳帆 |
-
2014
- 2014-10-24 CN CN201410577955.3A patent/CN104340380A/zh active Pending
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0603869A1 (en) * | 1992-12-22 | 1994-06-29 | Hughes Aircraft Company | Magnetic torque attitude control system |
| US6293502B1 (en) * | 1998-08-05 | 2001-09-25 | Hughes Electronics Corporation | System and method for enhanced solar array pointing in sun-nadir steering |
| CN1479152A (zh) * | 2002-08-29 | 2004-03-03 | ������������ʽ���� | 电致变色元件 |
| US20060186274A1 (en) * | 2003-12-03 | 2006-08-24 | The Boeing Company | Spacecraft power acquisition method for wing-stowed configuration |
| CN103407581A (zh) * | 2013-07-12 | 2013-11-27 | 西北工业大学 | 一体化薄膜太阳能电池太阳帆 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 王洁冰等: "电致变色薄膜器件在空间中的应用前景", 《真空科学与技术学报》, vol. 33, no. 8, 31 August 2013 (2013-08-31), pages 759 - 765 * |
| 郭宁: "可变发射率热控器件的研究进展", 《真空与低温》, vol. 9, no. 4, 31 December 2003 (2003-12-31), pages 187 - 190 * |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106200376A (zh) * | 2016-06-28 | 2016-12-07 | 西北工业大学 | 一种航天器日心非开普勒悬浮轨道拼接方法 |
| CN106200376B (zh) * | 2016-06-28 | 2019-03-05 | 西北工业大学 | 一种航天器日心非开普勒悬浮轨道拼接方法 |
| WO2018112723A1 (zh) * | 2016-12-20 | 2018-06-28 | 覃政 | 光源能量助推系统 |
| CN108860662A (zh) * | 2018-06-24 | 2018-11-23 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 一种基于太阳光压的中轨道卫星离轨方法 |
| CN110119153A (zh) * | 2019-05-10 | 2019-08-13 | 北京航空航天大学 | 一种光压力矩主动辅助下的欠驱动航天器姿态控制方法 |
| CN112572838A (zh) * | 2020-12-29 | 2021-03-30 | 中国人民解放军国防科技大学 | 基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN104340380A (zh) | 一种太阳帆航天器姿态控制方法 | |
| CN104155990A (zh) | 考虑攻角约束的高超声速飞行器俯仰通道姿态控制方法 | |
| CN107831670A (zh) | 一种基于非对称时不变障碍李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限反步控制方法 | |
| CN108776434A (zh) | 一种高超声速飞行器快速自适应滑模容错控制方法 | |
| CN108037662A (zh) | 一种基于积分滑模障碍李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限反步控制方法 | |
| CN110329546A (zh) | 一种考虑引力姿轨耦合效应的小天体着陆轨迹优化方法 | |
| CN114942649B (zh) | 一种基于反步法的飞机俯仰姿态与航迹角解耦控制方法 | |
| CN108681327A (zh) | 基于分数阶饱和函数切换控制律的四旋翼飞行控制方法 | |
| CN107065554A (zh) | 近空间可变翼飞行器自适应小翼切换控制系统及工作方法 | |
| CN110119153B (zh) | 一种光压力矩主动辅助下的欠驱动航天器姿态控制方法 | |
| CN110723316A (zh) | 一种sgcmg的框架角速度确定方法 | |
| CN104459847A (zh) | 一种可变反射率柔性薄膜器件及其制备方法 | |
| CN109445448A (zh) | 一种轮控小卫星自适应积分滑模姿态控制器 | |
| CN108427277A (zh) | 基于非对称时变反正切型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限控制方法 | |
| CN108828937A (zh) | 基于指数增强型指数趋近律和快速终端滑模面的四旋翼飞行器有限时间控制方法 | |
| CN107942672A (zh) | 一种基于对称时不变障碍李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限反步控制方法 | |
| CN108052115A (zh) | 一种基于非对称时不变障碍李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器全状态受限反步控制方法 | |
| CN114384806B (zh) | 多摄动地影约束下电推进航天器多圈变轨的分段优化方法 | |
| CN116620566A (zh) | 非合作目标附着多节点智能协同制导方法 | |
| CN108107726A (zh) | 一种基于对称时变障碍李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限反步控制方法 | |
| CN108388119A (zh) | 基于对称时不变正切型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器全状态受限控制方法 | |
| CN108388118A (zh) | 基于非对称时变正切型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器全状态受限控制方法 | |
| CN108427278A (zh) | 基于对称时变指数正切复合型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器全状态受限控制方法 | |
| CN108536162A (zh) | 基于对称时不变指数正切复合型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器全状态受限控制方法 | |
| CN108549218A (zh) | 基于对称时不变正切余弦复合型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限控制方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C02 | Deemed withdrawal of patent application after publication (patent law 2001) | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |
Application publication date: 20150211 |