CN107264838B - 一种基于电活性聚合物的芯片卫星及其姿态控制方法 - Google Patents

一种基于电活性聚合物的芯片卫星及其姿态控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107264838B
CN107264838B CN201710475577.1A CN201710475577A CN107264838B CN 107264838 B CN107264838 B CN 107264838B CN 201710475577 A CN201710475577 A CN 201710475577A CN 107264838 B CN107264838 B CN 107264838B
Authority
CN
China
Prior art keywords
electroactive polymer
feeler
chip
satellite
chip satellite
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.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201710475577.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107264838A (zh
Inventor
袁建平
乔桥
袁源
朱战霞
孙冲
赵迪
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Northwestern Polytechnical University
Shenzhen Institute of Northwestern Polytechnical University
Original Assignee
Northwestern Polytechnical University
Shenzhen Institute of Northwestern Polytechnical University
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Northwestern Polytechnical University, Shenzhen Institute of Northwestern Polytechnical University filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN201710475577.1A priority Critical patent/CN107264838B/zh
Publication of CN107264838A publication Critical patent/CN107264838A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107264838B publication Critical patent/CN107264838B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明公开了一种基于电活性聚合物的芯片卫星及其姿态控制方法，本发明依据角动量守恒原理，通过芯片卫星中心平台四周设置的电活性聚合物的变形改变系统整体的质量分布，从而实现芯片卫星的姿态机动，因此本发明提出的芯片卫星姿态控制方法摆脱了传统芯片卫星姿态控制方法对磁场和电离层的依赖，在空间任意位置都可实现芯片卫星的姿态机动，极大地扩大了芯片卫星的应用范围；在芯片卫星姿态机动过程结束后，仍使芯片卫星系统保持姿态机动前的平面状态，在这种平面状态下，由电活性聚合物驱动器构成的触角结构处于无需通电的状态，从而使芯片星系统在姿态机动后无需消耗任何能量即可维持所实现的姿态机动。

Description

一种基于电活性聚合物的芯片卫星及其姿态控制方法
技术领域
本发明属于航天领域，具体涉及一种基于电活性聚合物的芯片卫星及其姿态控制方法。
背景技术
随着微米、纳米技术的发展，纳卫星和皮卫星等微小卫星逐渐成为空间系统的重要组成部分，开始由科学探索与技术试验阶段向商业运营阶段过渡。与此同时，由美欧提出的芯片卫星概念由于其低廉的成本、快速的研制以及便捷的发射等优势自一提出就广受关注。这种芯片卫星通过集成微机电系统(MEMS)、微光机电系统(MOEMS)和互补金属氧化物半导体(CMOS)等单元来实现。因此其体积极小、质量极轻、功能密度高，可以利用商用流水线批量化生产，易于大规模制造且成本低廉。对于一些科学探测任务，如验证太空碎片的行为模型、绘制地球磁场高空间分辨率图像等，这些芯片卫星具有极大的潜力。
由于质量、体积和功耗的严格限制，提出有效的姿态控制方法成为芯片卫星在空间广泛应用的一大挑战。传统基于推进剂的姿态控制方法无法用于芯片卫星，不仅如此，诸如动量轮和控制力矩陀螺这一类应用于大型航天器的传统姿态控制机构对于芯片卫星来说也已不再适用。然而，地球周围的磁场和电离层为芯片卫星的姿态控制提供了新的思路。利用地球磁场的磁力矩器和洛伦兹力以及利用电离层的电动力绳系统可以实现芯片卫星的姿态控制。然而，以上这些方法仅仅对于拥有磁场或电离层的天体适用，对于不存在磁场或电离层的空间，芯片卫星则无法实现姿态机动，从而极大地限制了芯片卫星的应用范围。
发明内容
本发明的目的在于克服上述不足，提供一种基于电活性聚合物的芯片卫星及其姿态控制方法，从而扩大芯片卫星在空间中的应用范围。
为了达到上述目的，一种基于电活性聚合物的芯片卫星，包括芯片卫星中心平台，卫星中心平台的四周分别设置有左侧电活性聚合物触角、右侧电活性聚合物触角、上部电活性聚合物触角和下部电活性聚合物触角，左侧电活性聚合物触角、右侧电活性聚合物触角、上部电活性聚合物触角和下部电活性聚合物触角均能够向两侧弯曲。
一种基于电活性聚合物的芯片卫星的姿态控制方法，包括以下步骤：
步骤一，使分布在芯片卫星中心平台上的左侧电活性聚合物触角和右侧电活性聚合物触角弯曲；
步骤二，使分布在芯片卫星中心平台上的上部电活性聚合物触角和下部电活性聚合物触角弯曲；
步骤三，使芯片卫星中心平台上的左侧电活性聚合物触角和右侧电活性聚合物触角恢复到初始状态；
步骤四，使芯片卫星的上部电活性聚合物触角和下部电活性聚合物触角在不改变芯片卫星姿态的情况下恢复到初始状态；
依次完成步骤一、步骤二、步骤三和步骤四，且步骤一中左侧电活性聚合物触角和右侧电活性聚合物触角向同一方向弯曲，步骤二中上部电活性聚合物触角和下部电活性聚合物触角向芯片卫星的同侧弯曲时，芯片卫星沿x轴转动；
依次完成步骤二、步骤一、步骤三和步骤四，且步骤一中左侧电活性聚合物触角和右侧电活性聚合物触角向芯片卫星的同侧弯曲，步骤二中上部电活性聚合物触角和下部电活性聚合物触角向同一方向弯曲时，芯片卫星沿y轴转动；
依次完成x轴转动和y轴转动时，芯片卫星沿z轴转动。
与现有技术相比，本发明并不借助外力，而是依据角动量守恒原理，通过芯片卫星中心平台四周设置的电活性聚合物的变形改变系统整体的质量分布，从而实现芯片卫星的姿态机动，因此本发明提出的芯片卫星姿态控制方法摆脱了传统芯片卫星姿态控制方法对磁场和电离层的依赖，在空间任意位置都可实现芯片卫星的姿态机动，极大地扩大了芯片卫星的应用范围；在芯片卫星姿态机动过程结束后，仍使芯片卫星系统保持姿态机动前的平面状态，在这种平面状态下，由电活性聚合物驱动器构成的触角结构处于无需通电的状态，从而使芯片星系统在姿态机动后无需消耗任何能量即可维持所实现的姿态机动。
附图说明
图1为本发明提出的芯片卫星构型示意图；
图2为本发明提出的芯片卫星姿态机动第一阶段示意图；
图3为本发明提出的芯片卫星姿态机动第二阶段示意图；
图4为本发明提出的芯片卫星姿态机动第三阶段示意图；
图5为本发明提出的芯片卫星姿态机动第四阶段示意图；
其中1、芯片卫星中心平台；2、左侧电活性聚合物触角；3、右侧电活性聚合物触角；4、上部电活性聚合物触角；5、下部电活性聚合物触角。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步说明。
参见图1，一种基于电活性聚合物的芯片卫星，包括芯片卫星中心平台1，卫星中心平台的四周分别设置有左侧电活性聚合物触角2、右侧电活性聚合物触角3、上部电活性聚合物触角4和下部电活性聚合物触角5，左侧电活性聚合物触角2、右侧电活性聚合物触角3、上部电活性聚合物触角4和下部电活性聚合物触角5均能够向两侧弯曲。
在芯片卫星绕x轴姿态机动的第一阶段，如图2所示，芯片卫星左部的左侧电活性聚合物触角2和右部的右侧电活性聚合物触角3同时以相同的弯曲幅度向同一方向弯曲，从而导致芯片卫星整体的质量分布发生变化，在角动量守恒原理的作用下，芯片卫星中心平台1沿着x轴的正方向转动角度a。在芯片卫星姿态机动的第二阶段，如图3所示，上部电活性聚合物触角4和下部电活性聚合物触角5同时以相同的弯曲幅度向芯片卫星中心平台1的同一侧弯曲，最终结果则是在不改变芯片卫星姿态的情况下再一次改变了芯片卫星整体的质量分布。在芯片卫星姿态机动的第三阶段，如图4所示，芯片卫星左侧电活性聚合物触角3和右侧电活性聚合物触角3同时恢复原来的无变形状态，从而导致芯片卫星中心平台1沿着x轴的反方向转动角度b，但是由于两次沿着x轴的转动过程中芯片卫星的整体质量分布不同，因此b与a不相等，从而此时芯片卫星的姿态为绕x轴转动角度a-b。在芯片卫星姿态机动的第四阶段，如图5所示，上部电活性聚合物触角4和下部电活性聚合物触角5同时恢复原来的无变形状态，但这个过程并不改变芯片卫星整体的姿态，因此，芯片卫星最终以转动角度a-b结束姿态机动。
以上为芯片卫星沿中心平台连体坐标系的x轴机动的说明，芯片卫星沿中心平台坐标系y轴的机动与之类似。而芯片卫星沿中心平台连体坐标系z轴的机动可以通过x轴和y轴转动的叠加实现，因此这种姿态机动方法可以实现芯片卫星绕中心平台任意连体坐标轴的转动。通过控制芯片卫星电活性聚合物触角的弯曲幅度，可以实现芯片卫星在姿态机动工作空间内任意角度的姿态机动，而对于超出芯片卫星姿态机动工作空间的角度机动，可通过芯片卫星多次姿态机动的叠加实现。

Claims (5)

1.一种基于电活性聚合物的芯片卫星，其特征在于，包括芯片卫星中心平台(1)，卫星中心平台的四周分别设置有左侧电活性聚合物触角(2)、右侧电活性聚合物触角(3)、上部电活性聚合物触角(4)和下部电活性聚合物触角(5)，左侧电活性聚合物触角(2)、右侧电活性聚合物触角(3)、上部电活性聚合物触角(4)和下部电活性聚合物触角(5)均能够向两侧弯曲。
2.一种基于电活性聚合物的芯片卫星的姿态控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一，使分布在芯片卫星中心平台(1)上的左侧电活性聚合物触角(2)和右侧电活性聚合物触角(3)弯曲；
步骤二，使分布在芯片卫星中心平台(1)上的上部电活性聚合物触角(4)和下部电活性聚合物触角(5)弯曲；
步骤三，使芯片卫星中心平台(1)上的左侧电活性聚合物触角和右侧电活性聚合物触角恢复到初始状态；
步骤四，使芯片卫星的上部电活性聚合物触角和下部电活性聚合物触角在不改变芯片卫星姿态的情况下恢复到初始状态。
3.根据权利要求2所述的一种基于电活性聚合物的芯片卫星的姿态控制方法，其特征在于，依次完成步骤一、步骤二、步骤三和步骤四，且步骤一中左侧电活性聚合物触角和右侧电活性聚合物触角向同一方向弯曲，步骤二中上部电活性聚合物触角和下部电活性聚合物触角向芯片卫星的同侧弯曲时，芯片卫星沿x轴转动。
4.根据权利要求3所述的一种基于电活性聚合物的芯片卫星的姿态控制方法，其特征在于，依次完成步骤二、步骤一、步骤三和步骤四，且步骤一中左侧电活性聚合物触角和右侧电活性聚合物触角向芯片卫星的同侧弯曲，步骤二中上部电活性聚合物触角和下部电活性聚合物触角向同一方向弯曲时，芯片卫星沿y轴转动。
5.根据权利要求4所述的一种基于电活性聚合物的芯片卫星的姿态控制方法，其特征在于，依次完成x轴转动和y轴转动时，芯片卫星沿z轴转动。
CN201710475577.1A 2017-06-21 2017-06-21 一种基于电活性聚合物的芯片卫星及其姿态控制方法 Expired - Fee Related CN107264838B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710475577.1A CN107264838B (zh) 2017-06-21 2017-06-21 一种基于电活性聚合物的芯片卫星及其姿态控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710475577.1A CN107264838B (zh) 2017-06-21 2017-06-21 一种基于电活性聚合物的芯片卫星及其姿态控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107264838A CN107264838A (zh) 2017-10-20
CN107264838B true CN107264838B (zh) 2019-05-21

Family

ID=60068661

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710475577.1A Expired - Fee Related CN107264838B (zh) 2017-06-21 2017-06-21 一种基于电活性聚合物的芯片卫星及其姿态控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107264838B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109110158B (zh) * 2018-07-26 2022-07-12 西北工业大学 一种芯片卫星群及其散布方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101893034A (zh) * 2009-05-19 2010-11-24 泰勒斯公司 具有柔性元件的贯穿枢轴以及包括这种枢轴的航天器
CN102101533A (zh) * 2011-01-26 2011-06-22 哈尔滨工业大学 基于液体回路的陀螺力矩产生装置及卫星姿态控制方法
CN102662074A (zh) * 2012-06-06 2012-09-12 重庆邮电大学 采用摆动质量块的框架式振动角速率传感器及测量系统
CN103917451A (zh) * 2011-09-19 2014-07-09 阿斯特里姆有限公司 用于调节卫星姿态的方法和姿态受控的卫星
US9550584B1 (en) * 2010-09-30 2017-01-24 MMA Design, LLC Deployable thin membrane apparatus
CN106660641A (zh) * 2014-06-19 2017-05-10 空中客车防务和空间公司 控制卫星在地球轨道中的轨道的方法、卫星和控制这种卫星的轨道的系统

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101893034A (zh) * 2009-05-19 2010-11-24 泰勒斯公司 具有柔性元件的贯穿枢轴以及包括这种枢轴的航天器
US9550584B1 (en) * 2010-09-30 2017-01-24 MMA Design, LLC Deployable thin membrane apparatus
CN102101533A (zh) * 2011-01-26 2011-06-22 哈尔滨工业大学 基于液体回路的陀螺力矩产生装置及卫星姿态控制方法
CN103917451A (zh) * 2011-09-19 2014-07-09 阿斯特里姆有限公司 用于调节卫星姿态的方法和姿态受控的卫星
CN102662074A (zh) * 2012-06-06 2012-09-12 重庆邮电大学 采用摆动质量块的框架式振动角速率传感器及测量系统
CN106660641A (zh) * 2014-06-19 2017-05-10 空中客车防务和空间公司 控制卫星在地球轨道中的轨道的方法、卫星和控制这种卫星的轨道的系统

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
基于双框架变速控制力矩陀螺的航天器姿态控制研究;陈璐等;《电子设计工程》;20141231;第22卷(第23期);114-118 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN107264838A (zh) 2017-10-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Wu et al. Modelling rigid origami with quaternions and dual quaternions
CN103412491B (zh) 一种挠性航天器特征轴姿态机动指数时变滑模控制方法
CN110329546B (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
CN103235598B (zh) 一种调整推力器方向指向组合体航天器质心的方法
CN104898642A (zh) 一种用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统
CN103076807B (zh) 一种欠驱动柔性航天器姿态稳定的控制方法
CN101726296A (zh) 空间机器人视觉测量、路径规划、gnc一体化仿真系统
CN104176275B (zh) 一种使用动量轮与磁力矩器联合的速率阻尼方法
CN104880948A (zh) 一种基于鲁棒自适应的带有飞轮的航天器容错控制方法
CN102331785B (zh) 一种航天器指向约束姿态机动控制方法
CN103268067B (zh) 一种基于拟四元数与拟四元数运动学方程的卫星指向跟踪控制方法
CN104407620B (zh) 一种主被动结合的绳网拖拽安全离轨控制方法
CN113361013B (zh) 一种基于时间同步稳定的航天器姿态鲁棒控制方法
CN104635740A (zh) 一种深空探测器自主姿态机动控制方法
CN107264838B (zh) 一种基于电活性聚合物的芯片卫星及其姿态控制方法
Wu et al. Null motion strategy for spacecraft large angle agile maneuvering using hybrid actuators
CN109613827B (zh) 一种相对速度未知的平动点轨道交会控制方法
CN117622521A (zh) 一种含盘绕式伸展臂微小卫星的自适应滑模控制方法
Liu et al. Compensator-based 6-DOF control for probe asteroid-orbital-frame hovering with actuator limitations
CN105045285A (zh) 球面环绕编队控制的几何设计方法
CN106339002B (zh) 一种太阳帆航天器三轴姿态控制及实现方法
CN113607164B (zh) 一种最少传感器布局下的大尺度柔性系绳三维摆角高精度估计方法
CN109165415A (zh) 一种基于人工合成引力势场的连续推力轨道设计方法及其应用
Ousaloo et al. Magnetic attitude control system for spin stabilized satellite
Wang et al. A novel underactuated tetrahedral mobile robot

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20190521

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee