CN107839900A - 用于三轴稳定卫星的编队布局与安装系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种用于三轴稳定卫星的编队布局与安装系统，其为满足卫星的编队要求，卫星在姿控和轨控推力器的基础上需增加编队推力器；在发射状态下，卫星的有效载荷和太阳电池阵收拢在卫星四周；在轨时有效载荷和太阳电池阵均沿卫星的飞行方向Xa方向展开，为了保证编队推力器羽流与太阳电池阵和有效载荷没有干涉，并保证编队推力器推力效率最大化，根据卫星的飞行姿态，将编队推力器分为两组分别布置在卫星的±Ya侧，推力器平面与卫星对地方向垂直，编队推力器合力通过卫星在轨飞行状态的平均质心。本发明保证了编队推力器的装星精度与操作实施的工艺性；有效解决编队推力器在卫星上安装、精度测量和编队控制的需求。

Description

用于三轴稳定卫星的编队布局与安装系统
技术领域
本发明涉及一种航天技术中卫星技术领域，特别是涉及一种用于三轴稳定卫星的编队布局与安装系统。
背景技术
相比单颗在轨卫星，近距离编队卫星在轨以某种构形编队飞行和协同工作，是实现干涉测量、立体成像以及空间监测等空间活动的重要手段。在我国当前正由航天大国向航天强国迈进，卫星事业蓬勃发展的背景下，卫星编队技术是发展我国应用卫星事业的有力支撑。为了实现某卫星的编队控制，需在卫星上布置编队推力器，以满足卫星在轨编队飞行需求。该三轴稳定卫星表面上已使用了多个姿轨控推力器，受到卫星与运载火箭安装接口、太阳电池阵构型、有效载荷构型、天线和敏感器视场、星体结构和热控接口以及推力器羽流的约束，导致在星体表面实现合理可行的编队推力器布局异常困难，因此，需要开发出一种满足卫星编队使用需求、具有良好的安装操作工艺性、适应运载火箭主动段力学环境等性能约束的编队推力器布局及安装技术。在发射状态下，卫星的有效载荷和太阳电池阵收拢在卫星四周；在轨时有效载荷和太阳电池阵均沿卫星的Xa方向展开，因此给星外设备的布局尤其是姿轨控推力器的布局造成很大的局限性，而大面积的太阳电池阵与编队推力器的位置较近，展开状态下对羽流影响较大，影响卫星轨控和编队效率，导致编队推力器在星上的布局异常困难。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种用于三轴稳定卫星的编队布局与安装系统，其保证了推力器的装星精度与操作实施的工艺性；可以有效解决编队推力器在卫星上安装、精度测量和编队控制的需求。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：、一种用于三轴稳定卫星的编队布局与安装系统，其特征在于，其为满足卫星的编队要求，卫星在姿控和轨控推力器的基础上需增加编队推力器；在发射状态下，卫星的有效载荷和太阳电池阵收拢在卫星四周；在轨时有效载荷和太阳电池阵均沿卫星的飞行方向展开，为了保证编队推力器羽流与太阳电池阵和有效载荷没有干涉，并保证编队推力器推力效率最大化，根据卫星的飞行姿态，将编队推力器分为两组分别布置在卫星的±Ya侧，编队推力器平面与卫星对地方向垂直，编队推力器合力通过卫星在轨飞行状态的平均质心。
优选地，所述两组编队推力器的具体情况如下：在卫星±Ya侧的中间位置布置一组编队推力器，推力方向经过卫星在轨状态的平均质心；在±Xa侧分别布置一组编队推力器，每组编队推力器的推力方向分别与±Xa轴的夹角为28°，这两组编队推力器的合力通过卫星在轨状态的平均质心。
优选地，所述每组编队推力器的中间的推力器采用直喷管，通过支架安装在卫星星体的±Y隔板上，使用基准棱镜配合定位销螺钉能够准确且方便地保证中间的编队推力器的安装精度。
优选地，所述卫星的星体受到星体外太阳电池阵和有效载荷的约束，设计了一种65°弯喷管和一种异型的推力器支架，将两侧的推力器安装在卫星星体的服务舱底板上，使用基准棱镜对推力器完成精度测量后，在推力器支架旁安装定位块，将定位块直接固定在星体板上。
本发明的积极进步效果在于：本发明充分考虑了卫星与运载火箭安装接口、太阳电池阵构型、有效载荷构型、天线和敏感器视场、星体结构和热控接口以及推力器羽流的约束，不仅最大程度地保证了编队控制的效率，通过使用销钉和定位块极大简化了精度测量的工作，保证了推力器的装星精度与操作实施的工艺性；有效解决编队推力器在卫星上安装、精度测量和编队控制的需求，在本领域内应用将十分广泛。
附图说明
图1为编队推力器和有效载荷的结构示意图。
图2为太阳电池阵等元件的结构示意图。
图3为中间推力器安装的结构示意图。
图4为两侧的推力器安装的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图给出本发明较佳实施例，以详细说明本发明的技术方案。
如图1至图2所示，本发明用于三轴稳定卫星的编队布局与安装系统为满足卫星的编队要求，卫星在姿控和轨控推力器的基础上需增加编队推力器1。在发射状态下，卫星的有效载荷2和太阳电池阵3收拢在卫星四周；在轨时有效载荷2和太阳电池阵3均沿卫星的飞行方向(Xa方向)展开，为了保证编队推力器羽流与太阳电池阵3和有效载荷2没有干涉，并保证编队推力器1推力效率最大化，根据卫星的飞行姿态，将编队推力器1分为两组分别布置在卫星的±Ya侧，编队推力器平面与卫星对地方向垂直，编队推力器合力通过卫星在轨飞行状态的平均质心。其中，在卫星±Ya侧的中间位置布置一组编队推力器，推力方向经过卫星在轨状态的平均质心；在±Xa侧分别布置一组编队推力器，每组编队推力器的推力方向分别与±Xa轴的夹角为28°，这两组编队推力器的合力通过卫星在轨状态的平均质心。
如图3所示，每组编队推力器的中间的编队推力器1采用直喷管，通过支架31安装在卫星星体的±Y隔板32上，使用基准棱镜33配合定位销螺钉34能够准确且方便地保证中间的编队推力器1的安装精度。
如图4所示，受到星体外太阳电池阵3和有效载荷2的约束，为了保证编队推力器的羽流与卫星其他部件之间不产生物理干涉，通过设计了一种65°弯喷管和一种异型的推力器支架，将两侧的编队推力器1安装在卫星星体的服务舱底板41上，使用基准棱镜33对编队推力器1完成精度测量后，可在推力器支架42旁安装定位块，将定位块直接固定在星体板上，不仅可以保证推力器的安装精度，也能有效保证推力器的重复安装精度。
编队推力器通过支架安装在卫星的隔板与服务舱底板上，编队推力器的安装精度由两种方式进行保证，一种方式是通过经纬仪测量支架上的六面体棱镜，将安装精度调整到位后采用销螺钉保证推力器的位置精度，另外一种方式是通过经纬仪测量支架上的六面体棱镜，然后在推力器旁安装定位块保证推力器的位置精度。
本发明充分考虑了卫星与运载火箭安装接口、太阳电池阵构型、有效载荷构型、天线和敏感器视场、星体结构和热控接口以及推力器羽流的约束，不仅最大程度地保证了编队控制的效率，通过使用销钉和定位块极大简化了精度测量的工作，保证了推力器的装星精度与操作实施的工艺性；可以有效解决编队推力器在卫星上安装、精度测量和编队控制的需求，在本领域内应用将十分广泛。
以上所述的具体实施例，对本发明的解决的技术问题、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种用于三轴稳定卫星的编队布局与安装系统，其特征在于，其为满足卫星的编队要求，卫星在姿控和轨控推力器的基础上需增加编队推力器；在发射状态下，卫星的有效载荷和太阳电池阵收拢在卫星四周；在轨时有效载荷和太阳电池阵均沿卫星的飞行方向展开，为了保证编队推力器羽流与太阳电池阵和有效载荷没有干涉，并保证编队推力器推力效率最大化，根据卫星的飞行姿态，将编队推力器分为两组分别布置在卫星的±Ya侧，编队推力器平面与卫星对地方向垂直，编队推力器合力通过卫星在轨飞行状态的平均质心。
2.如权利要求1所述的用于三轴稳定卫星的编队布局与安装系统，其特征在于，所述两组编队推力器的具体情况如下：在卫星±Ya侧的中间位置布置一组编队推力器，推力方向经过卫星在轨状态的平均质心；在±Xa侧分别布置一组编队推力器，每组编队推力器的推力方向分别与±Xa轴的夹角为28°，这两组编队推力器的合力通过卫星在轨状态的平均质心。
3.如权利要求1所述的用于三轴稳定卫星的编队布局与安装系统，其特征在于，所述每组编队推力器的中间的推力器采用直喷管，通过支架安装在卫星星体的±Y隔板上，使用基准棱镜配合定位销螺钉能够准确且方便地保证中间的编队推力器的安装精度。
4.如权利要求1所述的用于三轴稳定卫星的编队布局与安装系统，其特征在于，所述卫星的星体受到星体外太阳电池阵和有效载荷的约束，设计了一种65°弯喷管和一种异型的推力器支架，将两侧的推力器安装在卫星星体的服务舱底板上，使用基准棱镜对推力器完成精度测量后，在推力器支架旁安装定位块，将定位块直接固定在星体板上。
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