CN109703783B - 一种卫星姿态自救装置及具有姿态自救装置的卫星 - Google Patents

Abstract

本发明一种卫星姿态自救装置，包括框架、导轨、旋转机构、滑动机构和滑块，所述的框架内设置有扇形调整区，导轨的长度与扇形调整区的半径相当，导轨一端铰接在扇形调整区的圆心处的支座轴上，另一端与扇形调整区的内部圆弧面活动连接；滑块安装在导轨上；旋转机构驱动导轨以铰接处为中心在扇形调整区内转动，滑动机构驱动滑块沿导轨产生相对滑动用以改变质心位置。可以实现失效卫星的姿态自救，不仅不改变立方星的结构设计，而且以防万一，可以使失效卫星继续发挥作用，挽回损失。

Description

一种卫星姿态自救装置及具有姿态自救装置的卫星

技术领域

本发明属于空间飞行器空间操作和空间姿态控制领域，具体为一种卫星姿态自救装置及具有姿态自救装置的卫星。

背景技术

随着人类对空间探测、开发和应用能力的不断提高，对卫星等航天器的可靠性要求也越来越高，但卫星所处的环境十分复杂，导致其失效的可能性依然较大，再加上卫星自身所储存的燃料耗尽等原因，都会使还在寿命期内的卫星失效，造成较大的经济损失；目前我国刚开始掌握太空在轨燃料加注技术，且一般只应用于空间站等大型航天器的燃料补充，实现为一般卫星尤其是微小卫星的燃料加注还有很大的困难需要克服。

目前卫星改变自身姿态的方式原则上可以分为主动式与被动式两大类，主动式通过产生控制力矩使航天器转动，常用的执行器有质量排出式(推力器)和动量矩交换式(动量轮)。被动稳定-控制方式有引力梯度式、空气动力式、磁力式、太阳光压式、自旋式、双自旋式等。

主动式控制方式消耗卫星能源较多占用体积较大，常见的控制系统为三轴稳定-控制系统，使航天器对三个主轴均保持姿态稳定。具体型式有：以飞轮(偏置动量轮)为主的三轴稳定系统，零动量三轴稳定系统，纯喷气的三轴稳定系统。

被动式控制系统如引力梯度式，这是纯被动的方式。其原理是：由于主惯性矩的差别和对稳定平衡姿态的偏离而产生的引力梯度力矩，具有使航天器恢复平衡状态的趋势，从而保证航天器姿态稳定性。这种方式的主要优点是结构简单、成本低、寿命长。缺点是定向精度低，对航天器的构型和质量分布有特殊要求。被动式控制方式一般只应用于保持卫星稳定，不能使卫星产生姿态变化。

失效卫星不仅造成卫星无法正常使用、造成经济损失，而且失去控制后会造成太空垃圾，目前太空垃圾已经严重影响到航天器以及航天员的安全，各国都在积极努力避免造成太空垃圾。如何让失效的卫星姿态自救不仅可以挽回损失，而且对于改善空间环境也有一定的作用。

发明内容

为解决现有技术存在是问题，本发明一种卫星姿态自救装置及具有姿态自救装置的卫星。可以实现失效卫星的姿态自救，不仅不改变立方星的结构设计，而且以防万一，可以使失效卫星继续发挥作用，挽回损失。

本发明是通过以下技术方案来实现：

一种卫星姿态自救装置，包括框架、导轨、旋转机构、滑动机构和滑块，所述的框架内设置有扇形调整区，导轨的长度与扇形调整区的半径相当，导轨一端铰接在扇形调整区的圆心处的支座轴上，另一端与扇形调整区的内部圆弧面活动连接；滑块安装在导轨上；旋转机构驱动导轨以铰接处为中心在扇形调整区内转动，滑动机构驱动滑块沿导轨产生相对滑动用以改变质心位置。

所述的旋转机构包括从动轮和第一电机，从动轮与导轨连接，第一电机的输出轴通过第一传动带与从动轮连接。

所述的滑动机构包括第二电机和第二传动带，第二传动带设置在导轨上，滑块设置在第二传动带上，第二传动带通过第二电机驱动。

所述的扇形调整区的圆心角为直角。

所述的扇形调整区的内部圆弧面设有用于约束导轨顶部运动的凹槽。

所述的旋转机构和滑动机构均嵌入在框架中。

所述的框架采用3D打印制备而成。

一种具有姿态自救装置的卫星，包括立方星和所述的卫星姿态自救装置，所述的立方星至少一个面框架上设置所述姿态自救装置。

所述的导轨的长度与立方星面框架内部正方形长度相当；扇形调整区的内部圆弧半径长度与立方星面框架内部正方形边长相当。

与现有技术相比，本发明具有以下有益的技术效果：

基于立方星的发展，探讨一种嵌在卫星内部的卫星姿态自救装置，该装置的导轨能够通过旋转机构驱动绕底部支座轴旋转，装置内部圆弧面处设有凹槽用于约束导轨顶部的运动。滑块通过滑动机构驱动可沿导轨产生相对滑动用以改变质心位置，进而调整立方星的姿态。这种装置要求占用体积小，质量轻，结构简单，在卫星失效后能够依靠其改变卫星本体姿态。这种装置嵌在立方星的一侧，对卫星内部结构不会造成影响，也基本上不会影响立方星的内部空间的有效利用率。

进一步，扇形调整区的圆心角为直角，可以实现轨道的90°范围内旋转，进行立方星的姿态调整。

本发明一种具有姿态自救装置的卫星，通过设置在立方星一个面框架上的卫星姿态自救装置，调整立方星的质心位置，可以实现失效卫星的姿态自救，不仅不改变立方星的结构设计，而且以防万一，可以使失效卫星继续发挥作用，挽回损失。

附图说明

图1立方星结构示意图；

图2姿态自救装置正视图；

图3姿态自救装置侧视图；

图4姿态自救装置整体效果图；

图5整个姿态变换过程不同时刻状态图；

图中：100.立方星，200.卫星姿态自救装置，201.扇形调整区，202.滑块，203.导轨，204.第一传动带，205.从动轮，206.第一电机，207.第二传动带，208.第二电机，209.第二从动轮，210.框架。

具体实施方式

下面结合具体的实施例对本发明做进一步的详细说明，所述是对本发明的解释而不是限定。

本发明基于立方星的研究技术，设计了一种针对立方星失效后进行自救的装置方案，包括原始立方星构型，装置在立方星中的位置及连接方案。

立方星构型

分析现有的立方星的构型，综合考虑各个系统与约束协调，确定装置的具体尺寸，现有立方星的尺寸为150mm*150mm*150mm，参照其尺寸进行设计。

如图1所示为立方星的整体框架图，沿垂直方向上分布若干安装槽，用于放置星上设备，设备安装完成后，立方星的各个侧板安装太阳能电池板。

卫星姿态自救装置

如图2～4所示，为姿态自救装置示意图，一种卫星姿态自救装置，包括框架210、导轨203、旋转机构、滑动机构和滑块202，所述的框架210内设置有扇形调整区201，导轨203的长度与扇形调整区201的半径相当，导轨203一端铰接在扇形调整区201的圆心处的支座轴上，另一端与扇形调整区201的内部圆弧面活动连接；滑块202安装在导轨203上；旋转机构驱动导轨203以铰接处为中心在扇形调整区201内转动，滑动机构驱动滑块202沿导轨203产生相对滑动用以改变质心位置。扇形调整区201的内部圆弧面设有用于约束导轨顶部运动的凹槽。

其原理为：导轨203可绕底部支座轴旋转，装置内部圆弧面处设有凹槽用于约束导轨顶部的运动。滑块可沿导轨产生相对滑动用以改变质心位置。旋转导轨的旋转与滑块的平动均使用电机通过传动带来驱动，在布置电机位置时将电机嵌入装置的框架中，其中框架采用3D打印技术来制作。

旋转机构包括从动轮205和第一电机206，从动轮205与导轨203连接，第一电机206的输出轴通过第一传动带204与从动轮205连接。滑动机构包括第二电机208和第二传动带207，第二传动带207设置在导轨203上，滑块202设置在第二传动带207上，第二传动带207通过第二电机208驱动。

优选地，扇形调整区201的圆心角为直角。旋转机构和滑动机构均嵌入在框架210中。框架210采用3D打印制备而成。

如图4所示，一种具有姿态自救装置的卫星，包括立方星100和权利要求1至7任意一项所述的卫星姿态自救装置200，所述的立方星100至少一个面框架上设置所述姿态自救装置200。导轨203的长度与立方星100面框架内部正方形长度相当；扇形调整区201的内部圆弧半径长度与立方星100面框架内部正方形边长相当。

姿态变换的实现

如图5所示为不同时刻滑块及导轨所处的状态，装置初始状态为，此时第一电机206和第二电机208未接通，导轨203与滑块202保持固定状态，当立方星100需要进行姿态变换时，电机接通电源，接收指令后开始工作。首先第二电机208保持静止，通过第一电机206通过第一传动带204驱动第一从动轮，使得导轨203绕底部支座轴进行第一次旋转至状态，整个过程中滑块202保持不动；然后，保持第一电机206静止，即导轨203保持不旋转，第二电机208驱动第二传动轮，通过第二传动带驱动滑块202由导轨203顶部移动到导轨203底部，如状态所示；再保持第二电机208静止，第一电机206工作，驱动导轨203绕支座轴旋转至状态，此过程中滑块202保持不动；最后保持第一电机206静止，即导轨203保持固定，第二电机208通过第二传动带驱动滑块202沿导轨203从底部移动到顶部，经过此过程后回到状态即初始状态，通过改变滑块202位置的一次变化，改变自救装置质量分布，通过这种改变，完成一次姿态变换。

本发明主要用于立方星失效后的姿态自救，有效解决了一般立方星失效后的姿态调整问题；装置具有占用体积小，重量轻等优点，适用于立方星功能密度高的特点；装置结构简单易于实现，不需要消耗大量的人力物力。

以上，仅为本发明的较佳实施例，并非仅限于本发明的实施范围，凡依本发明专利范围的内容所做的等效变化和修饰，都应为本发明的技术范畴。

Claims (5)

1.一种卫星姿态自救装置，其特征在于，包括框架(210)、导轨(203)、旋转机构、滑动机构和滑块(202)，所述的框架(210)内设置有扇形调整区(201)，导轨(203)的长度与扇形调整区(201)的半径相当，导轨(203)一端铰接在扇形调整区(201)的圆心处的支座轴上，另一端与扇形调整区(201)的内部圆弧面活动连接；滑块(202)安装在导轨(203)上；旋转机构驱动导轨(203)以铰接处为中心在扇形调整区(201)内转动，滑动机构驱动滑块(202)沿导轨(203)产生相对滑动用以改变质心位置；

所述的旋转机构包括从动轮(205)和第一电机(206)，从动轮(205)与导轨(203)连接，第一电机(206)的输出轴通过第一传动带(204)与从动轮(205)连接；

所述的滑动机构包括第二电机(208)和第二传动带(207)，第二传动带(207)设置在导轨(203)上，滑块(202)设置在第二传动带(207)上，第二传动带(207)通过第二电机(208)驱动；

所述的扇形调整区(201)的内部圆弧面设有用于约束导轨顶部运动的凹槽；

所述的旋转机构和滑动机构均嵌入在框架(210)中。

2.根据权利要求1所述的一种卫星姿态自救装置，其特征在于，所述的扇形调整区(201)的圆心角为直角。

3.根据权利要求1或2所述的一种卫星姿态自救装置，其特征在于，所述的框架(210)采用3D打印制备而成。

4.一种具有姿态自救装置的卫星，其特征在于，包括立方星(100)和权利要求1至3任意一项所述的卫星姿态自救装置(200)，所述的立方星(100)至少一个面框架上设置所述姿态自救装置(200)。

5.根据权利要求4所述的一种具有姿态自救装置的卫星，其特征在于，所述的导轨(203)的长度与立方星(100)面框架内部正方形长度相当；扇形调整区(201)的内部圆弧半径长度与立方星(100)面框架内部正方形边长相当。

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