CN108725843A - 一种内含式双体卫星平台构型 - Google Patents

一种内含式双体卫星平台构型 Download PDF

Info

Publication number
CN108725843A
CN108725843A CN201810516443.4A CN201810516443A CN108725843A CN 108725843 A CN108725843 A CN 108725843A CN 201810516443 A CN201810516443 A CN 201810516443A CN 108725843 A CN108725843 A CN 108725843A
Authority
CN
China
Prior art keywords
service module
load cabin
internal
configuration
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.)
Pending
Application number
CN201810516443.4A
Other languages
English (en)
Inventor
王磊
葛升民
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.)
Harbin Institute of Technology
Original Assignee
Harbin Institute of Technology
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 Harbin Institute of Technology filed Critical Harbin Institute of Technology
Priority to CN201810516443.4A priority Critical patent/CN108725843A/zh
Publication of CN108725843A publication Critical patent/CN108725843A/zh
Pending legal-status Critical Current

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
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Wind Motors (AREA)

Abstract

本发明提供了一种内含式双体卫星平台构型，属于航天飞行器结构设计技术领域。本发明包括服务舱和载荷舱，服务舱和载荷舱通过无接触的力执行器和位置传感器组合去控制相对位置及相对姿态；载荷舱完全内含在服务舱内；服务舱与载荷舱质心位置相重叠。本发明将并列式构型更改为内含式构型，将两个舱段的质心位置重叠，可以减少惯性力影响，内含式双体卫星构型与单体卫星构型相比并未明显增加体积和重量，与并列式双体卫星构型相比，明显减少了体积和重量，减少两个舱段的配套系统，并成功降低了暴漏在太空中的器件数量，节约卫星生产和发射成本。

Description

一种内含式双体卫星平台构型
技术领域
本发明涉及一种内含式双体卫星平台构型，属于航天飞行器结构设计技术领域。
背景技术
目前国内外提出的双体卫星平台构型示意图如图2所示，主要是并列式构型，其星体局部放大视图如图3所示。双体卫星构型的主要特点是——整颗卫星由两个舱段组成，两个舱段之间通过无接触的力执行器连接，只有电磁力作为力的传输途径，排除了所有物理接触引发的干扰。图3中清楚的展示了两个舱段位置的并列构型关系，这种构型缺点是：(1)当卫星在空间微重力环境下运行时，姿态调整是围绕整个系统的质心转动的，由于两个舱段各自的质心到整个系统的质心均有较大距离，因此不可避免的会产生惯性力，引入控制的复杂性；(2)两个舱段相对独立，配套系统也需要两套，如温控系统等。
发明内容
本发明的目的是为了解决上述现有技术存在的问题，进而提供一种内含式双体卫星平台构型。
本发明的目的是通过以下技术方案实现的：
一种内含式双体卫星平台构型，包括服务舱和载荷舱，服务舱和载荷舱通过无接触的力执行器和位置传感器组合去控制相对位置及相对姿态；载荷舱完全内含在服务舱内；服务舱与载荷舱质心位置相重叠。
所述服务舱和载荷舱之间包括八个力执行器和位置传感器组合；四个竖直放置，四个水平放置，两两平行配对使用，在卫星转动惯量轴上实现三个转动三个平动自由度。
所述每对两个力执行器和位置传感器组合中点的连线过载荷舱的质心。
本发明的有益效果为：
本发明将并列式构型更改为内含式构型，将两个舱段的质心(不是几何中心)安装到几乎重叠的位置，如此在动力学方面能够减少两个舱段各自质心到整个系统质心的距离，减少惯性力影响。
本发明在外观上与单体卫星类似，通过合理机械设计，将内部按无接触双体卫星设计。内含式双体卫星构型与单体卫星构型相比并未明显增加体积和重量，与并列式双体卫星构型相比，明显减少了体积和重量，并成功降低了暴漏在太空中的器件数量。
本发明相对于现有双体卫星并列式构型来说，通过内含式构型减少两个舱段的配套系统(如温控系统等)，合二为一；有效减少体积和重量，节约卫星生产和发射成本，可以应用于双体卫星的应用场合，尤其在双体卫星两个平台质量均较大时，例如：带有大型载荷的双体卫星。
附图说明
图1为本发明一种内含式双体卫星平台构型的结构示意图。
图2为现有双体卫星平台构型的结构示意图。
图3为现有双体卫星平台构型的结构示意局部放大图。
图4为本发明一种内含式双体卫星平台构型实施例2的结构示意图。
图5为本发明一种内含式双体卫星平台构型实施例2的结构示意局部放大图。
图中的附图标记，A为载荷舱的质心，1为气瓶，2为星敏感器，3为光纤陀螺，4为载荷相机，5为力执行器和位置传感器组合，6为能量耦合器，7为喷气嘴，8为信号通道，9为飞轮组合，10为太阳帆板，11为载荷舱舱体，12为服务舱舱体。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式，但本发明的保护范围不限于下述实施例。
如图1、图4和图5所示，本实施例所涉及的一种内含式双体卫星平台构型，包括：服务舱和载荷舱，服务舱和载荷舱通过无接触的力执行器和位置传感器组合5去控制相对位置及相对姿态；载荷舱完全内含在服务舱内；服务舱与载荷舱质心位置相重叠。
所述服务舱和载荷舱之间包括八个力执行器和位置传感器组合5；四个竖直放置，四个水平放置，两两平行配对使用，在卫星转动惯量轴上实现三个转动三个平动自由度。
所述每对两个力执行器和位置传感器组合5中点的连线过载荷舱的质心。
质心位置相重叠可以减少惯性力影响，内含式双体卫星构型与并列式双体卫星构型相比，明显减少了体积和重量，并成功降低了暴漏在太空中的器件数量。通过内含式构型减少两个舱段的配套系统，有效减少体积和重量，节约卫星生产和发射成本。
实施例1
载荷舱以六面体为例(其可以根据具体卫星的要求为任何形状)，单提出包含在内的载荷舱图形，如图1所示。按箭头位置安装力执行器和位置传感器组合5，四个水平安装，四个垂直安装，两两平行配对使用。每对两个力执行器和位置传感器组合5的中点的连线过载荷舱的质心A为最佳理想状态，此时各个自由度上的力是完全解耦的。实际应用时具体安装位置最好依据上述位置但不限于上述安装位置，基本原则是两两平行配对使用，能在卫星转动惯量轴上实现3个转动3个平动自由度即可，通过内部算法进行解耦。
实施例2
如图4、图5所示，一种内含式双体卫星平台构型，包括服务舱和载荷舱，服务舱和载荷舱通过无接触的力执行器和位置传感器组合5去控制相对位置及相对姿态；载荷舱完全内含在服务舱内；服务舱与载荷舱质心位置相重叠。服务舱和载荷舱之间包括八个力执行器和位置传感器组合5；四个竖直放置，四个水平放置，两两平行配对使用，在卫星转动惯量轴上实现三个转动三个平动自由度。每对两个力执行器和位置传感器组合5中点的连线过载荷舱的质心。服务舱和载荷舱用无接触连接，通过力执行器和位置传感器组合5实现。
如图5所示，服务舱包括：服务舱舱体12、气瓶1、能量耦合器6、喷气嘴7、信号通道8、飞轮组合9和太阳帆板10；服务舱舱体12为六面体，太阳帆板10安装在服务舱舱体12的两侧，服务舱舱体12框架的每个角上都设置有喷气嘴7，气瓶1、能量耦合器6、喷气嘴7和信号通道8安装在服务舱舱体12内部，且位于载荷舱舱体11外部，。
载荷舱包括：载荷舱舱体11、星敏感器2、光纤陀螺3、载荷相机4和力执行器和位置传感器组合5；载荷舱舱体11为六面体，力执行器和位置传感器组合5设置在载荷舱舱体11的外部表面上，光纤陀螺3安装在载荷舱舱体11的内部，星敏感器2和载荷相机4设置在载荷舱上。载荷舱内可以包括但不限于这些设备，可以有增减，只要是没有运动部件的安静载荷，均可以安装在此处。
服务舱舱体12上有可供星敏感器2和载荷相机4伸出的孔洞。
卫星结构间的微振动扰动相对位移较小，力执行器和位置传感器组合5可以适应两个舱段间的相对位移运动。其两两平行放置，执行器和位置传感器组合之间的耦合度和耦合形式最为简单。
本实施例一种内含式双体卫星平台构型可以有效减少两个舱段各自质心到整个系统质心的距离，减少惯性力影响，并通过内含式构型减少两个舱段的配套系统，合二为一，节约卫星生产和发射成本。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，这些具体实施方式都是基于本发明整体构思下的不同实现方式，而且本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求书的保护范围为准。

Claims (3)

1.一种内含式双体卫星平台构型，包括服务舱和载荷舱，其特征在于，服务舱和载荷舱通过无接触的力执行器和位置传感器组合(5)去控制相对位置及相对姿态；载荷舱完全内含在服务舱内；服务舱与载荷舱质心位置相重叠。
2.根据权利要求1所述的一种内含式双体卫星平台构型，其特征在于，服务舱和载荷舱之间包括八个力执行器和位置传感器组合(5)；四个竖直放置，四个水平放置，两两平行配对使用，在卫星转动惯量轴上实现三个转动三个平动自由度。
3.根据权利要求2所述的一种内含式双体卫星平台构型，其特征在于，每对两个力执行器和位置传感器组合(5)中点的连线过载荷舱的质心。
CN201810516443.4A 2018-05-25 2018-05-25 一种内含式双体卫星平台构型 Pending CN108725843A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810516443.4A CN108725843A (zh) 2018-05-25 2018-05-25 一种内含式双体卫星平台构型

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810516443.4A CN108725843A (zh) 2018-05-25 2018-05-25 一种内含式双体卫星平台构型

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN108725843A true CN108725843A (zh) 2018-11-02

Family

ID=63936302

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810516443.4A Pending CN108725843A (zh) 2018-05-25 2018-05-25 一种内含式双体卫星平台构型

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108725843A (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109798866A (zh) * 2019-01-30 2019-05-24 上海卫星工程研究所 舱间相对姿态和质心相对位置的确定方法
CN109900297A (zh) * 2019-01-30 2019-06-18 上海卫星工程研究所 双超卫星相对位置传感器的测试方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104443431A (zh) * 2014-10-23 2015-03-25 上海卫星工程研究所 三角形卫星构型、系统及装配方法
CN105775166A (zh) * 2016-03-30 2016-07-20 上海卫星工程研究所 工字形卫星平台
CN106249749A (zh) * 2016-09-08 2016-12-21 上海卫星工程研究所 主从非接触双超卫星平台变质心变惯量姿态控制系统
CN106516182A (zh) * 2016-11-23 2017-03-22 上海卫星工程研究所 双五自由度气浮主从非接触式双超卫星地面原理验证系统
CN106742063A (zh) * 2016-11-30 2017-05-31 上海卫星工程研究所 内含式卫星构型
CN107792393A (zh) * 2017-09-25 2018-03-13 上海卫星工程研究所 主从非接触内含式卫星地面验证系统及其验证方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104443431A (zh) * 2014-10-23 2015-03-25 上海卫星工程研究所 三角形卫星构型、系统及装配方法
CN105775166A (zh) * 2016-03-30 2016-07-20 上海卫星工程研究所 工字形卫星平台
CN106249749A (zh) * 2016-09-08 2016-12-21 上海卫星工程研究所 主从非接触双超卫星平台变质心变惯量姿态控制系统
CN106516182A (zh) * 2016-11-23 2017-03-22 上海卫星工程研究所 双五自由度气浮主从非接触式双超卫星地面原理验证系统
CN106742063A (zh) * 2016-11-30 2017-05-31 上海卫星工程研究所 内含式卫星构型
CN107792393A (zh) * 2017-09-25 2018-03-13 上海卫星工程研究所 主从非接触内含式卫星地面验证系统及其验证方法

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109798866A (zh) * 2019-01-30 2019-05-24 上海卫星工程研究所 舱间相对姿态和质心相对位置的确定方法
CN109900297A (zh) * 2019-01-30 2019-06-18 上海卫星工程研究所 双超卫星相对位置传感器的测试方法
CN109798866B (zh) * 2019-01-30 2021-08-03 上海卫星工程研究所 舱间相对姿态和质心相对位置的确定方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105059568B (zh) 双超卫星八杆六自由度卫星平台解耦控制方法
CN104691781B (zh) 一种基于开放式结构的天基平台
CN102009746B (zh) 八边形体装电池阵立柱式微小卫星构型
EP2662658B1 (en) Cavitation device of underwater moving body and underwater moving body having the same
CN104129509B (zh) 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
CN102358437B (zh) 高轨道卫星平台10n推力器布局方法
CN108725843A (zh) 一种内含式双体卫星平台构型
WO2017004777A1 (en) Systems and methods for uav fuel cell
CN107792393A (zh) 主从非接触内含式卫星地面验证系统及其验证方法
JP2016523759A5 (zh)
RU2567496C1 (ru) Многовинтовой беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки
CA3200454A1 (en) Interlocking, reconfigurable, reconstitutable, reformable cell-based space system
CN106516166B (zh) 卫星动静隔离式结构
CN104058102A (zh) 八杆连接式非接触卫星平台构型及装配方法
CN106364699A (zh) 主从式非接触双超卫星地面原理验证系统
CN106742070A (zh) 具备动中成像能力的卫星平台
CN107448325A (zh) 一种大摆角矢量喷管混联机构
CN104163251B (zh) 八杆连接式非接触卫星平台载荷位姿调节装置及方法
CN107223108A (zh) 电源组件、无人飞行器及遥控移动装置
WO2018061226A1 (ja) ポインティング機構
CN111071471A (zh) 一种具有俘能功能的复合式减振云台
CN107380484A (zh) 基于磁浮力器控制系统的无动量轮卫星平台
CN103729507B (zh) 魔方卫星及其设计方法
CN211685663U (zh) 三轴吊舱
CN106568354A (zh) 一种新型具有温度控制功能的保温筒

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
RJ01 Rejection of invention patent application after publication
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20181102