CN108910086A - 一种基于小卫星星团的可再入式立方星系统 - Google Patents

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Abstract

本发明揭示了一种基于小卫星星团的可再入式立方星系统，该立方星系统包括立方星和运载器，立方星由立方星用户提供，运载器由发射服务商提供，所述立方星和运载器通过电脐带紧密连接，所述运载器上配备有太阳能极板和固体燃料反推发动机，所述太阳能极板对准太阳将吸收到的太阳能转化为电能，由电脐带统一为立方星供电，且不同的立方星工作在同一轨道平面上共轨飞行。在系统寿命末期，反推用固体火箭点火，实现整个系统的再入。该立方星系统不仅解决了立方星再入困难的问题，同时具有结构简单，成本小，稳定性高的优点。

Description

一种基于小卫星星团的可再入式立方星系统
技术领域
本发明涉及一种基于小卫星星团的可再入式立方星系统，涉及航空航天领域。
背景技术
立方星是国际上广泛用于大学开展航天科学研究与教育的一种小卫星，具有成本低、功能密度大、研制周期短、入轨快的特点，通过组网形成星座，可实现对海洋、大气环境、船舶、航空飞行器等的监测。可应用于空间成像，通信，大气研究，生物学研究，新技术试验平台等方面。然而，被发射至宇宙空间中的立方星本身并不具备再入功能，并且到目前为止，国际上鲜有对立方星再入机动的研究。这就造成了达到预期使用寿命的立方星滞留在太空中成为太空垃圾，对宇航员和航天器的工作与安全造成了不可忽视的威胁，因此开发一种立方星重返再入技术是十分必要的。
发明内容
本发明的目的就是为了解决现有技术中存在的上述问题，提出一种基于小卫星星团的可再入式立方星系统。
本发明的目的将通过以下技术方案得以实现：一种基于小卫星星团的可再入式立方星系统，包括立方星和运载器，所述立方星与运载器之间通过电脐带连接，该电脐带用于运载器对立方星拖曳和供电，实现运载器与立方星共轨飞行，所述运载器上设置有太阳能极板和固体燃料反推发动机，所述运载器内部设置有多个容置空间；当系统处于发射状态时，所述立方星储存于运载器的容置空间内，系统进入轨道时，立方星从运载器的容置空间内释放出去，并在电脐带的拖曳下与运载器共轨运行形成小卫星星团，共轨运行过程中，所述太阳能极板吸收太阳能而向整个系统供电，系统在轨运行结束时，所述固体燃料反推发动机启动，使得运载器拖曳着立方星一起向地球返回，并在大气层中销毁。
优选地，所述运载器上可搭载8～24颗立方星。
优选地，每个立方星与运载器之间的间距不等。
优选地，每个所述立方星工作在同一轨道平面上共轨飞行。
优选地，所述太阳能极板对称设置于运载器的两侧，所述运载器位于X轴方向，太阳能极板位于Y方向，所述固体燃料反推发动机设置于运载器内，喷嘴位于运载器轨道顺向表面。
优选地，所述太阳能极板的朝向对准太阳，并将吸收到的太阳能转化为电能，通过电脐带对立方星统一供电。
优选地，所述运载器上搭载有蓄电池、用于维持飞行姿态稳定的姿态调控设备和用于接收并执行地面指令遥测设备。
优选地，所述系统在工作寿命末期于远地点启动反推发动机，降低飞行速度，实现受控再入。
本发明技术方案的优点主要体现在：该系统由小型运载器拖曳立方星组成“星团”，实现对达到使用寿命的立方星进行受控再入，在地球大气中烧毁。立方星的太阳能极板不容易与太阳对齐，能效低，在运载器上的太阳能板能对准太阳可实现统一供电；同时，在立方星重返地球穿越大气层时，太阳能极板能够增大阻力。星团可返回烧毁，不会形成太空垃圾，卫星星团在其工作寿命的后期于远地点依靠固体燃料反推发动机的反推作用将星团带回地球。同时取消了立方星上的太阳能极板后能够降低立方星的成本，限于现有的空间遥测技术，国际认证的立方星规格必须大于1U（10CM x 10CM x 10CM），小于该规格的立方星必须搭载其他卫星发射。
在该系统中，利用电脐带的拖曳作用，整个系统的所有立方星组成星团，所有立方星共轨飞行，便于对面监测站对其监测、跟踪，因此让更小的立方星升空成为可能。运载器可用作运载火箭的仪器舱，发射时负责火箭控制，入轨后负责统一供电，寿命末期负责反推再入，降低了整体发射成本。
附图说明
图1为本发明的一种基于小卫星星团的可再入式立方星系统的原理框图。
图2为本发明的一种基于小卫星星团的可再入式立方星系统的星团在轨状态示意图。
图3为本发明的一种基于小卫星星团的可再入式立方星系统的星团离轨状态示意图。
具体实施方式
本发明的目的、优点和特点，将通过下面优选实施例的非限制性说明进行图示和解释。这些实施例仅是应用本发明技术方案的典型范例，凡采取等同替换或者等效变换而形成的技术方案，均落在本发明要求保护的范围之内。
本发明揭示了一种基于小卫星星团的可再入式立方星系统，该系统由配备大型太阳能极板与反推发动机的小型运载器拖曳立方星组成“星团”，在立方星寿命末期实现对立方星的再入销毁。运载器与立方星组成的星团在轨飞行中处于同一条轨道，增加了立方星的入轨精度，同时，方便地面观测站的监控。
如图1和图2和图3所示，该立方星系统包括立方星1和运载器2，运载器可以为运载火箭的上面级，随立方星一同入轨，具体地，运载器可用作运载火箭的仪器舱，发射时负责火箭控制，入轨后负责统一供电与系统维持，寿命末期负责反推再入，降低了整体发射成本。所述立方星1与运载器2之间通过电脐带3连接，该电脐带3用于运载器2对立方星1拖曳和供电，实现运载器2与立方星1共轨飞行，所述运载器2上设置有太阳能极板4和固体燃料反推发动机5，所述运载器2内部设置有多个容置空间；当系统处于发射状态时，所述立方星1储存于运载器2的容置空间内，系统进入轨道时，立方星1从运载器2的容置空间内释放出去，并在电脐带3的拖曳下与运载器2共轨运行形成小卫星星团，共轨运行过程中，所述太阳能极板4吸收太阳能而向整个系统供电，系统在轨运行结束时，所述固体燃料反推发动机5启动，使得运载器2拖曳着立方星1一起向地球返回，并在大气层中销毁。
所述立方星的数量与运载器规模相关，可搭载8-24颗立方星，在本技术方案中，所述立方星的数量优选为6个。
所述运载器2上配备有太阳能极板和固体燃料反推发动机，所述太阳能极板4将吸收到的太阳能转化为电能，通过电脐带3对立方星统一供电。所述固体燃料反推发动机5用于系统减速实现受控再入。所述立方星与运载器为独立物体，立方星由卫星所有者提供，运载器由发射服务商提供。所述运载器本身作为一个小型卫星平台，搭载有蓄电池（太阳能极板转换的电能储存于此，再向立方星和整个系统的供电，在背光区无法接收太阳辐射时对外输出储存的电能）、姿态调控设备（用于维持飞行姿态稳定）和遥测设备（用于接收并执行地面指令，如太阳能帆板对准太阳，设计寿命结束开始反推再入过程等），用于维持系统工作期间姿态稳定。
所述运载器上同时搭载有蓄电池、姿态调控设备和遥测设备，用于维持系统正常工作时的姿态稳定。运载器采用三轴稳定方案，在轨状态时反推引擎喷嘴方向为轨道顺向（+X方向），两侧太阳能板对应+Y/-Y方向。运载器能够支持的立方星数量由运载器规模决定，较大的运载器能够承载更多的立方星，一般为8~24颗不等。
立方星在发射过程中储存在运载器的容器中，入轨后立方星释放，同时通过不同长度的电脐带与运载器相连。具体地，立方星系统在发射时立方星置于运载器的容器内，发射升空运载器进入预定轨道之后释放立方星，运载器与立方星星团之间依靠电脐带连接，其中，电脐带用于对立方星的拖曳和供电，同时实现运载器与立方星共轨飞行，方便地面监测站对立方星进行实时的监测与跟踪。
考虑到立方星的太阳能极板不容易与太阳对齐，导致能效低，因此在运载器上设计有太阳能极板，以提高能量收集效率。在立方星达到预期的使用寿命以前，太阳能极板对准太阳，将吸收到的太阳能转化为电能，通过电脐带为立方星统一供电，维持立方星的正常工作，航天器太阳能极板的安装属于本领域公知常识，在此不再赘述。
在立方星达到使用寿命以后，立方星系统在地球远地点反推机动，此时，运载器的飞行速度最小，在固体燃料反推发动机的作用下，在固体燃料反推发动机的持续作用下，运载器变换轨道进入地球大气层，立方星在电脐带的拖曳作用下，与小型运载器一同减速变轨进入地球。
在立方星达到使用寿命前，利用太阳能极板，将吸收到的太阳能转化为电能，通过电脐带为立方星统一供电，维持立方星的正常工作。在系统寿命末期，固体燃料反推发动机点火，带动整个系统减速，降低系统的近地点，实现受控再入。航天器反推火箭发动机的安装属于本领域公知常识，在此不再赘述。
在立方星达到使用寿命以后，固体燃料反推发动机启动，在固体燃料反推发动机的持续作用下，运载器变轨进入地球大气层，立方星在电脐带的拖曳作用下，随运载器一同减速变轨进入地球，解决了立方星再入困难的问题。
本发明尚有多种实施方式，凡采用等同变换或者等效变换而形成的所有技术方案，均落在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种基于小卫星星团的可再入式立方星系统，其特征在于：包括立方星（1）和运载器（2），所述立方星（1）与运载器（2）之间通过电脐带（3）连接，该电脐带（3）用于运载器（2）对立方星（1）拖曳和供电，实现运载器（2）与立方星（1）共轨飞行，所述运载器（2）上设置有太阳能极板（4）和固体燃料反推发动机（5），所述运载器（2）内部设置有多个容置空间；当系统处于发射状态时，所述立方星（1）储存于运载器（2）的容置空间内，系统进入轨道时，立方星（1）从运载器（2）的容置空间内释放出去，并在电脐带（3）的拖曳下与运载器（2）共轨运行形成小卫星星团，共轨运行过程中，所述太阳能极板（4）吸收太阳能而向整个系统供电，系统在轨运行结束时，所述固体燃料反推发动机（5）启动，使得运载器（2）拖曳着立方星（1）一起向地球返回，并在大气层中销毁。
2.根据权利要求1所述的一种基于小卫星星团的可再入式立方星系统，其特征在于：所述运载器上可搭载8～24颗立方星。
3.根据权利要求1所述的一种基于小卫星星团的可再入式立方星系统，其特征在于：每个立方星（1）与运载器（2）之间的间距不等。
4.根据权利要求1所述的一种基于小卫星星团的可再入式立方星系统，其特征在于：每个所述立方星工作在同一轨道平面上共轨飞行。
5.根据权利要求1所述的一种基于小卫星星团的可再入式立方星系统，其特征在于：所述太阳能极板（4）对称设置于运载器的两侧，所述运载器位于X轴方向，太阳能极板位于Y方向，所述固体燃料反推发动机（5）设置于运载器内，喷嘴位于运载器轨道顺向表面。
6.根据权利要求1所述的一种基于小卫星星团的可再入式立方星系统，其特征在于：所述太阳能极板（4）的朝向对准太阳，并将吸收到的太阳能转化为电能，通过电脐带对立方星统一供电。
7.根据权利要求1所述的一种基于小卫星星团的可再入式立方星系统，其特征在于：所述运载器上分别搭载有蓄电池、用于维持飞行姿态稳定的姿态调控设备和用于接收并执行地面指令遥测设备。
8.根据权利要求1所述的一种基于小卫星星团的可再入式立方星系统，其特征在于：所述系统在工作寿命末期于远地点启动反推发动机，降低飞行速度，实现受控再入。
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