CN109814586A - 一种沿保守力作用轨迹无偏飞行的装置 - Google Patents

Abstract

本申请实施例提供的一种沿保守力作用轨迹无偏飞行的装置，涉及航天技术领域，所述装置包括：卫星本体；纯惯性系统模块，所述纯惯性系统模块设置于所述卫星本体内部，所述纯惯性系统模块为所述悬浮质量块提供只受保守力作用的运行环境；微推力器控制系统，所述微推力控制系统与所述卫星本体刚性固定连接，接收所述差分光学阴影传感器阵列发出的所述相对位移信息，根据所述相对位移信息，调节所述卫星本体跟踪所述悬浮质量块飞行。解决了现有技术中由无法维持厘米级以及更高精度的自主导航的技术问题，达到了使星体定轨精度尽可能逼近保守力模型的精度极限，最大限度提高对卫星的导航精度的技术效果。

Description

一种沿保守力作用轨迹无偏飞行的装置

技术领域

本发明涉及航天技术领域，特别涉及一种沿保守力作用轨迹无偏飞行的装置。

背景技术

随着科技发展，人们对宇宙的探索越发深入，探索水平也随之逐渐精进。未来对高精度空间节点和长期自主导航提出了前所未有的迫切需求，对空间节点的自主导航提出了厘米级甚至更高精度的要求。

众所周知，目前仅单个空间基准节点的构建和维持需要以举国甚至全球联合的测控资源为代价。

但本申请发明人在实现本申请实施例中发明技术方案的过程中，发现上述技术至少存在如下技术问题：

现有技术中获取的高精度轨迹数据不是实时的，而是通过事后处理拟合得到的，而且按照现有卫星设计和运行模式，即便具备了全球测控能力，仍无法维持厘米级自主导航。

发明内容

本申请实施例通过提供一种沿保守力作用轨迹无偏飞行的装置，解决了现有技术中无法维持厘米级以及更高精度自主导航的技术问题，达到了能够消除非保守力带来的影响，为星体构建一条高精度的只受保守力摄动的飞行轨道，使星体定轨精度尽可能逼近保守力模型的精度极限，最大限度提高卫星的导航精度。

鉴于上述问题，提出了本申请实施例以便提供一种沿保守力作用轨迹无偏飞行的装置。

本申请实施例提供了一种沿保守力作用轨迹无偏飞行的装置，所述装置包括：卫星本体；纯惯性系统模块，所述纯惯性系统模块设置于所述卫星本体内部，所述纯惯性系统模块包括：壳体，所述壳体为一封闭的真空容置空间，所述壳体与所述卫星本体刚性固定连接；悬浮质量块，所述悬浮质量块悬浮于所述壳体内部；八组差分光学阴影传感器阵列，所述八组差分光学阴影传感器阵列位于所述壳体内部的四个侧壁上，检测所述悬浮质量块与所述壳体侧壁的相对位移信息，发出所述相对位移信息；其中，所述纯惯性系统模块为所述悬浮质量块提供只受保守力作用的运行环境；微推力器控制系统，所述微推力控制系统与所述卫星本体固定连接，接收所述差分光学阴影传感器发出的所述相对位移信息，根据所述相对位移信息，调节所述卫星本体跟踪所述悬浮质量块飞行。

优选的，所述悬浮质量块的材质为不易挥发的金属材料，如金、铂等。。

优选的，如果所述装置运行在预定轨道，所述悬浮质量块悬浮于所述壳体内部，与所述壳体内部壁面保持cm级间隙。

优选的，所述装置还包括：锁定释放机构，所述锁定释放机构包括：凹槽，所述凹槽为纯惯性系统模块壳体内壁面嵌入安装的半球体弹性结构；螺杆，所述螺杆与所述壳体的另一内壁活动连接，且与所述凹槽相对设置，所述螺杆朝所述凹槽底壁运动，使所述悬浮质量块夹持在所述螺杆与所述凹槽底壁之间；所述螺杆释放所述悬浮质量块时的运动方向与所述装置在空间轨道运行方向一致；橡胶触头，所述橡胶触头位于所述螺杆与所述悬浮质量块接触的一端；密封圈，所述密封圈位于所述螺杆与所述内壁的连接处，保持所述纯惯性系统模块内的真空环境；驱动电机，所述驱动电机与所述螺杆动力连接，驱动所述螺杆运动。

优选的，所述微推力器控制系统包括：位移跟踪控制器，所述位移跟踪控制器监控所述卫星本体与所述悬浮质量块的位移关系并设定阈值，如果所述卫星本体与所述悬浮质量块的相对位移信息超过所述阈值，发送反馈信息；微推力器执行机构，接收所述位移跟踪控制器发出的所述反馈信息，根据所述反馈信息对所述卫星本体的运行进行调整。

优选的，所述微推力器执行机构包括三个微推力器，所述三个微推力器分别位于所述卫星本体的三维坐标系的不同平面上，对所述卫星本体进行三维控制。

优选的，所述八组差分光学阴影传感器阵列还包括：所述差分光学阴影传感器阵列由多个差分光学阴影传感器组成，其中，每个所述差分光学阴影传感器包括：一个发光二极管和一个光电二极管，所述发光二极管与所述光电二极管在两个相对壁面同轴心安装，其中，同壁面的所述发光二极管与所述光电二极管错位安装。模数转换器，所述模数转换器接收所述相对位移信息的模拟信号，将所述模拟信号转换为所述相对位移信息的数字信号；数字信号处理器，所述数字信号处理器接收所述相对位移信息的数字信号，传递给所述位移跟踪控制器。

优选的，所述装置还包括：姿态确定与控制系统，所述姿态确定与控制系统设置于所述卫星本体的内部，控制所述卫星本体的运行姿态。

本申请实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：

1.本申请实施例提供的一种沿保守力作用轨迹无偏飞行的装置，所述装置包括：卫星本体；纯惯性系统模块，所述纯惯性系统模块设置于所述卫星本体内部，所述纯惯性系统模块包括：壳体，所述壳体为一封闭的真空容置空间，所述壳体与所述卫星本体刚性固定连接；悬浮质量块，所述悬浮质量块悬浮于所述壳体内部；差分光学阴影传感器阵列，所述差分光学阴影传感器阵列分别位于所述壳体内部的四个侧壁上，检测所述悬浮质量块与所述壳体侧壁的相对位移信息，发出所述相对位移信息；其中，所述纯惯性系统模块为所述悬浮质量块提供只受保守力作用的运行环境；微推力器控制系统，所述微推力控制系统与所述卫星本体刚性固定连接，接收所述差分光学阴影传感器发出的所述相对位移信息，根据所述相对位移信息，调节所述卫星本体跟踪所述悬浮质量块飞行。解决了现有技术中由无法维持厘米级以及更高精度的自主导航的技术问题，达到了能够屏蔽非保守力带来的影响，为星体构建一条高精度的只受保守力摄动的飞行轨道，使星体定轨精度尽可能逼近保守力模型的精度极限，最大限度提高对卫星的导航精度的技术效果。

2.本申请实施例悬浮质量块的材质为不易挥发的金属材料，如金、铂等。进一步解决了现有技术中由无法维持厘米级以及更高精度的自主导航的技术问题，进一步达到了降低悬浮质量块受外界环境的影响，确保所述悬浮质量块只受保守力的作用，从而提高对卫星的导航精度的技术效果。

3.本申请实施例通过如果所述装置运行在预定轨道，所述悬浮质量块悬浮于所述壳体内部，与所述壳体内部壁面保持cm级间隙，-进一步达到了避免悬浮质量块受到所述壳体碰撞而产生外力作用，确保所述悬浮质量块只受保守力的作用，从而提高对卫星的导航精度的技术效果。

4.本申请实施例中所述装置还包括：锁定释放机构，所述锁定释放机构包括：凹槽，所述凹槽为纯惯性系统模块壳体内壁面嵌入安装的半球体弹性结构；螺杆，所述螺杆与所述壳体的另一内壁可活动连接，且与所述凹槽相对设置，所述螺杆朝所述凹槽底壁运动，使所述悬浮质量块夹持在所述螺杆与所述凹槽底壁之间；螺杆释放悬浮质量块时的运动方向与无偏轨迹飞行的装置在空间轨道运行方向一致；橡胶触头，所述橡胶触头位于所述螺杆与所述悬浮质量块接触的一端；密封圈，所述密封圈位于所述螺杆与所述内壁的连接处，保持所述纯惯性系统模块内的真空环境；驱动电机，所述驱动电机与所述螺杆动力连接，驱动所述螺杆运动。达到了使所述悬浮质量块在到达预定轨道前避免被破坏的目的，也达到了不依靠微推力器执行机构完全靠大气阻力作用即可实现悬浮质量块到达纯惯性系统模块中心的目的。

5.本申请实施例中的所述微推力器执行机构包括三个微推力器，所述三个微推力器分别位于所述卫星本体的三维坐标系的不同平面上，对所述卫星本体进行三维控制，调节卫星本体跟踪悬浮质量块飞行。进一步解决了现有技术中由无法维持厘米级以及更高精度的自主导航的技术问题，达到了能够从各个角度对卫星的飞行状态进行调整，追踪只受保守力作用的悬浮质量块飞行，从而提高对卫星的导航精度的技术效果。

6.本申请实施例中的所述八组差分光学阴影传感器阵列还包括：

所述差分光学阴影传感器阵列由多组差分光学阴影传感器组成，每组差分光学阴影传感器包括一个发光二极管装置和一个光电二极管装置。发光二极管与光电二极管在两个相对壁面同轴心安装，同壁面的发光二极管阵列与光电二极管阵列错位安装。模数转换器，所述模数转换器接收所述相对位移信息的模拟信号，将所述模拟信号转换为所述相对位移信息的数字信号；数字信号处理器，所述数字信号处理器接收所述相对位移信息的数字信号，传递给所述位移跟踪控制器。进一步解决了现有技术中由无法维持厘米级以及更高精度自主导航的技术问题，进一步达到了通过光电二极管检测光强度的变化，表征壳体及卫星本体相对悬浮质量块发生的相对位移信息，测量采用了相对的两组二极管阵列测量值之差的方法降低共模噪声，从而提高对卫星的导航精度的技术效果。

上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其它目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举本发明的具体实施方式。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1(a)为本申请实施例提供的一种沿保守力作用轨迹无偏飞行的装置进入轨道的结构示意图；

图1(b)为本申请实施例提供的一种沿保守力作用轨迹无偏飞行的装置未进入轨道的结构示意图；

图2为本申请实施例提供的纯惯性系统模块内壁面差分光学阴影传感器阵列安装位置示意图；

图3为本申请实施例提供的微推力器系统在卫星本体表面的结构图；

图4(a)为本申请实施例提供的无偏轨迹飞行的装置悬浮质量块处于初始位置时的纯惯性系统控制策略图；

图4(b)为本申请实施例提供的无偏轨迹飞行的装置悬浮质量块即将到达右侧控制距离时的纯惯性系统控制策略图；

图4(c)为本申请实施例提供的无偏轨迹飞行的装置悬浮质量块到达右侧控制边界时的纯惯性系统控制策略图；

图4(d)为本申请实施例提供的无偏轨迹飞行的装置悬浮质量块向左侧运行时的纯惯性系统控制策略图；

图4(e)为本申请实施例提供的无偏轨迹飞行的装置悬浮质量块到达左侧控制边界时的纯惯性系统控制策略图。

附图标号说明：悬浮质量块1，纯惯性系统模块壳体2，差分光学阴影传感器阵列3，发光二极管阵列31，光电二极管阵列32，模数转换器33，数字信号处理器34，锁定释放机构4，螺杆41，橡胶触头42，密封圈43，凹槽44，驱动电机45，刚性连接结构5，位移跟踪控制器6，微推力器执行机构7，卫星本体8，姿态确定与控制系统9.

具体实施方式

本申请实施例提供的一种沿保守力作用轨迹无偏飞行的装置，所述装置包括：卫星本体；纯惯性系统模块，所述纯惯性系统模块设置于所述卫星本体内部，所述纯惯性系统模块包括：壳体，所述壳体为一封闭的真空容置空间，所述壳体与所述卫星本体刚性固定连接；悬浮质量块，所述悬浮质量块悬浮于所述壳体内部；差分光学阴影传感器阵列，所述差分光学阴影传感器阵列分别位于所述壳体内部的四个侧壁上，检测所述悬浮质量块与所述壳体侧壁的相对位移信息，发出所述相对位移信息；其中，所述纯惯性系统模块为所述悬浮质量块提供只受保守力作用的运行环境；微推力器控制系统，所述微推力控制系统与所述卫星本体刚性固定连接，接收所述差分光学阴影传感器阵列发出的所述相对位移信息，根据所述相对位移信息，调节所述卫星本体跟踪所述悬浮质量块飞行。解决了现有技术中由无法维持厘米级以及更高精度自主导航的技术问题，达到了能够消除非保守力带来的影响，为星体构建一条高精度的只受保守力摄动的飞行轨道，使星体定轨精度尽可能逼近保守力模型的精度极限，最大限度提高对卫星的导航精度的技术效果。

下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。

实施例一

图1(a)为本申请实施例提供的一种沿保守力作用轨迹无偏飞行的装置进入轨道的结构示意图。如图1所示，所述结构包括：

卫星本体8；

具体而言，本申请实施例所述的卫星本体8为人造卫星，人造卫星一般亦可称为卫星。人造卫星是由人类建造，以太空飞行载具如火箭、航天飞机等发射到太空中，像天然卫星一样环绕地球或其它行星的装置。

进一步的，姿态确定与控制系统9，所述姿态确定与控制系统9设置于所述卫星本体8的内部，控制所述卫星本体8的运行姿态。

纯惯性系统模块(未示出)，所述纯惯性系统模块设置于所述卫星本体8内部，其中，所述纯惯性系统模块为所述悬浮质量块提供只受保守力作用的运行环境。所述纯惯性系统模块为只具有惯性的系统，也就是说，在所述纯惯性系统内的物体，具有能够保持运动状态不变的性质。从动力学本质进行分析，卫星本体8运动中承受的摄动力主要涉及如下两类不同的外力因素，即：(1)中心天体非球形引力和第三体引力、潮汐力等非耗散力；(2)与航天器形状、姿态和表面物理性能有关的表面力，如耗散力和辐射压等。低轨地球卫星和高轨导航卫星在精密定轨时分别要着力解决地球大气模型和太阳辐射，包括地球辐射和卫星星体热效应的模型问题。但是，大气模型和太阳辐射模型的物理成因受到日地空间物质传输的影响，再精确的建模也存在10-15％的不确定性，导致基于以上两类摄动模型的卫星精密定轨精度必将遇到“天花板”，也就是耗散力即非保守力的不确定带来的定轨误差，而且各类模型仅仅适用于历史数据，无法对未来轨道进行精确预报。所以，本申请实施例的纯惯性系统模块从动力学本质入手，能够屏蔽耗散力也就是非保守力带来的影响，只基于保守力的摄动，为星体构建一条高精度的只受保守力摄动的飞行轨道，从而达到提高对卫星的导航精度的技术效果。

进一步的，所述纯惯性系统模块包括：

壳体2，所述壳体2为一封闭的真空容置空间，所述壳体2与所述卫星本体8固定连接；

具体而言，所述壳体2为一个固定安装在所述卫星本体8上的容置空间，所述容置空间为六面体，所述容置空间内部为真空状态，所述固定连接可以通过刚性结构进行固定，也可以通过焊接等方式进行固定。

悬浮质量块1，所述悬浮质量块1悬浮于所述壳体2内部；所述悬浮质量块1的材质为不易挥发的金属材料，如金、铂等。。如果所述装置运行在预定轨道，所述悬浮质量块1悬浮于所述壳体2内部，与所述壳体2内部壁面保持cm级间隙。具体而言，所述悬浮质量块1在空间释放后，悬浮于所述壳体2内部，换言之，当所述装置进入预定轨道后，所述悬浮质量块1悬浮于所述壳体2的内部，为了使所述悬浮质量块避免受到外界环境的干扰，本申请实施例选择不易挥发的金属材料，如金、铂等。。所述悬浮质量块可以是圆球状，也可以是方块状，所述悬浮质量块1与所述壳体2内部壁面保持cm级间隙，使所述悬浮质量块1避免受到所述壳体碰撞而产生外力作用，确保所述悬浮质量块只受保守力的作用，从而提高对卫星的导航精度的技术效果。

八组差分光学阴影传感器阵列3，所述八组差分光学阴影传感器阵列分别位于所述壳体2内部的四个侧壁上，检测所述悬浮质量块1与所述壳体2侧壁的相对位移信息，发出所述相对位移信息；

具体而言，所述差分光学阴影传感器的优点包括非接触和非破坏性测量、几乎不受干扰等，本申请实施例利用所述差分光学阴影传感器对所述悬浮质量块1的运动状态进行监测，如果所述悬浮质量块1与所述壳体2侧壁之间产生相对位移信息，所述差分光学阴影传感器就会发出所述相对位移信息。

所述八组差分光学阴影传感器阵列，每组由多个差分光学阴影传感器组成，阵列宽度分为cm级和mm级两种，可解决现有技术中无法维持厘米级以及更高精度自主导航的问题。其中cm级宽度差分光学阴影传感器阵列相对位移测量精度为微米级，mm级宽度差分光学阴影传感器阵列相对位移测量精度为纳米级。

八组差分光学阴影传感器阵列包括：

八组发光二极管阵列31和八组光电二极管阵列32装置，所述八组发光二极管阵列31和光电二极管阵列32装置分别位于所述壳体2的四个内壁上所述光电二极管阵列32检测所述壳体2内部对应发光二极管阵列的光强变化，得到所述卫星本体与所述悬浮质量块的相对位移信息，并发出所述相对位移信息的模拟信号。

具体而言，如图2所示，所述壳体2的四个侧壁的内表面上，分别安装八组发光二极管阵列31和八组光电二极管阵列32。所述发光二极管阵列31和所述光电二极管阵列32分别对称分布于所述壳体2的四个侧壁上，使得所述发光二极管阵列31的8束光以悬浮质量块1为中心，每个光束的1/2光被悬浮质量块1遮挡。通过光电二极管阵列32检测光强度的变化表征纯惯性系统模块金属壳体2及卫星本体8相对悬浮质量块发生的相对位移信息，并发出所述相对位移信息的模拟信号。本申请实施例采用了相对的两组光电二极管测量值之差的方法降低共模噪声，从而提高对卫星的导航精度的技术效果。

模数转换器33，所述模数转换器33接收所述相对位移信息的模拟信号，将所述模拟信号转换为所述相对位移信息的数字信号；数字信号处理器34，所述数字信号处理器34接收所述相对位移信息的数字信号，传递给所述位移跟踪控制器6。

具体而言，所述模数转换器33是把经过与标准量(或参考量)比较处理后的模拟量转换成以二进制数值表示的离散信号的转换器，本申请实施例中的所述模数转换器33用于接收所述相对位移信息的模拟信号，并将所述相对位移信息的模拟信号转换为数字信号，然后所述数字信号处理器34接收到所述相对位移信息的数字信号，对所述相对位移信息数字信号进行处理，然后将处理后所述相对位移信息的数字信号传递给所述位移跟踪控制器6，其中，所述数字信号处理是将信号以数字方式表示并处理的理论和技术。数字信号处理与模拟信号处理是信号处理的子集。数字信号处理的目的是对真实世界的连续模拟信号进行测量或滤波。

微推力器控制系统，所述微推力控制系统与所述卫星本体刚性固定连接，接收所述差分光学阴影传感器阵列发出的所述相对位移信息，根据所述相对位移信息，调节所述卫星本体跟踪所述悬浮质量块飞行。

进一步的，所述微推力器控制系统包括：

位移跟踪控制器6，所述位移跟踪控制器6监控所述卫星本体8与所述悬浮质量块1的位移关系并设定阈值，如果所述卫星本体8与所述悬浮质量块1的相对位移信息超过所述阈值，发送反馈信息；

具体而言，所述阈值的设定条件为保证导航精度误差在厘米级以内，也就是说，如果所述相对位移信息超过所述阈值范围且没有给位移跟踪控制器发送反馈信息，所述悬浮质量块与纯惯性系统模块壳体距离就会小于控制距离Z(cm级)，存在与纯惯性系统模块壳体发生碰撞的危险，导致无偏轨迹飞行的装置失效。所以，当所述悬浮质量块1与所述壳体的相对位移超过所述阈值，所述位移跟踪控制器6进行最优控制量迭代计算，得到计算结果，所述计算结果即为所述反馈信息，发送反馈信息。

微推力器执行机构7，接收所述位移跟踪控制器发出的所述反馈信息，根据所述反馈信息对所述卫星本体的在轨飞行进行调整。所述微推力器执行机构包括三个微推力器，所述三个微推力器分别位于所述卫星本体的三维坐标系的不同平面上，对所述卫星本体进行三维控制。

具体而言，图3是微推力器系统在卫星本体表面的结构图，微推力器执行机构7由3个微推力器组成，所述3个微推力控制器分别位于卫星本体8的三个外表面中心，并且这三个外表面互不平行，也就是说所述三个微推力器分别位于所述卫星本体的三维坐标系的不同平面上，可对卫星本体8实施三维控制，实现卫星本体8追踪纯惯性系统模块中的悬浮质量块1。如果所述位移跟踪控制器6发出反馈信息，所述微推力器执行机构7接收到所述反馈信息。

进一步的，所述装置还包括：锁定释放机构，所述锁定释放机构包括：凹槽，所述凹槽为纯惯性系统模块壳体内壁面嵌入安装的半球体弹性结构；螺杆，所述螺杆与所述壳体的另一内壁活动连接，且与所述凹槽相对设置，所述螺杆朝所述凹槽底壁运动，使所述悬浮质量块夹持在所述螺杆与所述凹槽底壁之间；橡胶触头，所述橡胶触头位于所述螺杆与所述悬浮质量块接触的一端；密封圈，所述密封圈位于所述螺杆与所述内壁的连接处，保持所述纯惯性系统模块内的真空环境；驱动电机，所述驱动电机与所述螺杆动力连接，驱动所述螺杆运动。

具体而言，无偏轨迹飞行的装置运行在预定轨道之前，纯惯性系统模块中的悬浮质量块1由锁定释放机构4固定在模块壳体上，如图1(b)所示。悬浮质量块1位于模块壳体内壁的凹槽44内，锁定释放机构螺杆41和橡胶触头42通过悬浮质量块1的质心在垂直凹槽44方向施加一个力，限制悬浮质量块1移动，其中施加力的方向与所述无偏轨迹飞行的装置在轨道的运行方向相反。无偏轨迹飞行的装置到达预定轨道后，锁定释放机构4的驱动电机45带动螺杆41和橡胶触头42沿垂直方向远离凹槽44，远离方向与无偏轨迹飞行的装置在轨道上的运行方向一致，最终螺杆41和橡胶触头42撤离到与密封圈43紧密贴合，同时保持纯惯性系统模块内的真空环境，达到了使所述悬浮质量块在释放过程中不会受到外力影响，确保所述悬浮质量块只受保守力的作用，从而提高对卫星的导航精度的技术效果。

实施例二

为了更清楚的解释说明本申请的技术方案，本申请实施例提供了一种沿保守力作用轨迹无偏飞行的装置的工作原理的解释说明。

在卫星进入预定轨道之前，所述悬浮质量块1处于被锁定释放机构4固定的状态，当所述卫星进入预定轨道，所述悬浮质量块1被所述锁定释放机构4释放，运行在只受保守力作用的轨道上，而卫星本体8在大气阻力作用下，运行速度减缓，使所述悬浮质量块1悬浮在所述壳体2内部。

图4是无偏轨迹飞行的装置的微推力器控制策略图。当卫星本体8在预定轨道运行时，当锁定释放机构4释放的悬浮质量块1到达纯惯性系统模块中心时，此时启动无偏轨迹飞行的装置的微推力器控制策略，保持卫星本体8追踪悬浮质量块1。在纯惯性系统模块中，悬浮质量块1悬浮于模块内部，与模块壳体2内壁面保持的间隙Z(见图4所示)为cm级。

图4(a)为悬浮质量块1悬浮于纯惯性系统模块中心时，为悬浮质量块的初始位置。此时启动无偏轨迹飞行的装置的微推力器控制策略。在大气阻力的作用下，卫星本体8速度减缓，悬浮质量块1即将到达右侧控制距离Z(图4(b))，位移跟踪控制器6和微推力器执行机构7开始工作，产生推进力，推进力大于大气阻力，卫星本体8反向加速。右侧临界条件是悬浮质量块1到达右侧控制边界时(图4(c))，悬浮质量块1相对卫星本体8速度为零。在推进力和大气阻力的合力下，卫星本体7继续加速，相对悬浮质量块1继续向左侧运行(图4(d))。在运行过程中，微推力器执行机构7停止工作。左侧临界条件是悬浮质量块1达到左侧控制边界时(图4(e))，悬浮质量块1相对卫星本体7速度为零。卫星本体7在大气阻力的作用下，速度减缓，相对悬浮质量块1向左运行，重复上述控制策略。采用该类型微推力器控制策略的优点是节省推力器燃料，实现微推力器三维控制策略，并保持卫星本体7实时追踪悬浮质量块1，达到无偏轨迹飞行的装置的目的。与此同时，要保障姿态确定与控制系统8(ADACS)持续工作，使卫星本体8与悬浮质量块1的相对姿态保持不变。

本申请实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：

1.本申请实施例提供的一种沿保守力作用轨迹无偏飞行的装置，所述装置包括：卫星本体；纯惯性系统模块，所述纯惯性系统模块设置于所述卫星本体内部，所述纯惯性系统模块包括：壳体，所述壳体为一封闭的真空容置空间，所述壳体与所述卫星本体刚性固定连接；悬浮质量块，所述悬浮质量块悬浮于所述壳体内部；八组差分光学阴影传感器阵列，所述八组差分光学阴影传感器阵列分别位于所述壳体内部的四个侧壁上，检测所述悬浮质量块与所述壳体侧壁的相对位移信息，发出所述相对位移信息；其中，所述纯惯性系统模块为所述悬浮质量块提供只受保守力作用的运行环境；微推力器控制系统，所述微推力控制系统与所述卫星本体刚性固定连接，接收所述差分光学阴影传感器阵列发出的所述相对位移信息，根据所述相对位移信息，调节所述卫星本体跟踪所述悬浮质量块飞行。解决了现有技术中由无法维持厘米级以及更高精度自主导航的技术问题，达到了能够消除非保守力带来的影响，为星体构建一条高精度的只受保守力摄动的飞行轨道，使星体定轨精度尽可能逼近保守力模型的精度极限，最大限度提高对卫星的导航精度的技术效果。

2.本申请实施例悬浮质量块的材质为不易挥发的金属材料，如金、铂等。进一步解决了现有技术中由无法维持厘米级以及更高精度的自主导航，导致导航偏差较大的技术问题，进一步达到了降低悬浮质量块受到外界环境的影响，确保所述悬浮质量块只受保守力的作用，从而提高对卫星的导航精度的技术效果。

3.本申请实施例通过如果所述装置运行在预定轨道，所述悬浮质量块悬浮于所述壳体内部，与所述壳体内部壁面保持cm级间隙，进一步达到了避免悬浮质量块受到所述壳体碰撞而产生外力作用，确保所述悬浮质量块只受保守力的作用，从而提高对卫星的导航精度的技术效果。

4.本申请实施例中所述装置还包括：锁定释放机构，所述锁定释放机构包括：凹槽，所述凹槽为纯惯性系统模块壳体内壁面嵌入安装的半球体弹性结构；螺杆，所述螺杆与所述壳体的另一内壁活动连接，且与所述凹槽相对设置，所述螺杆朝所述凹槽底壁运动，使所述悬浮质量块夹持在所述螺杆与所述凹槽底壁之间；螺杆释放悬浮质量块时的运动方向与无偏轨迹飞行的装置在空间轨道运行方向一致；橡胶触头，所述橡胶触头位于所述螺杆与所述悬浮质量块接触的一端；密封圈，所述密封圈位于所述螺杆与所述内壁的连接处，保持所述纯惯性系统模块内的真空环境；驱动电机，所述驱动电机与所述螺杆动力连接，驱动所述螺杆运动。达到了使所述悬浮质量块在到达预定轨道前避免被破坏的目的，也达到了不依靠微推力器执行机构完全靠大气阻力作用即可实现悬浮质量块到达纯惯性系统模块中心的目的。

5.本申请实施例中的所述微推力器执行机构包括三个微推力器，所述三个微推力器分别位于所述卫星本体的三维坐标系的不同平面上，对所述卫星本体进行三维控制，调节卫星本体跟踪悬浮质量块飞行。进一步解决了现有技术中由无法维持厘米级以及更高精度的自主导航的技术问题，达到了能够从各个角度对卫星的飞行状态进行调整，追踪只受保守力作用的悬浮质量飞行，从而提高对卫星的导航精度的技术效果。

6.本申请实施例中的所述八组差分光学阴影传感器阵列还包括：

所述差分光学阴影传感器阵列由多组差分光学阴影传感器组成，每组差分光学阴影传感器包括一个发光二极管装置和一个光电二极管装置。发光二极管与光电二极管在两个相对壁面同轴心安装，同壁面的发光二极管阵列与光电二极管阵列错位安装。测试原理是发光二极管装置发出准直光，由对应的光电二极管装置接收准直光的强度，根据接收光的强度变化，得到所述纯惯性系统模块壳体相对悬浮质量块的位移，并发出所述位移差值的模拟信号；差分光学阴影传感器阵列宽度分为cm级和mm级两种，可解决现有技术中无法维持厘米级以及更高精度自主导航的问题。其中cm级宽度差分光学阴影传感器阵列相对位移测量精度为微米级，mm级宽度差分光学阴影传感器阵列相对位移测量精度为纳米级。模数转换器，所述模数转换器接收所述相对位移信息的模拟信号，将所述模拟信号转换为所述相对位移信息的数字信号；数字信号处理器，所述数字信号处理器接收所述相对位移信息的数字信号，传递给所述位移跟踪控制器。进一步解决了现有技术中由无法维持厘米级以及更高精度的自主导航的技术问题，进一步达到了通过光电二极管检测光强度的变化，表征壳体及卫星本体相对悬浮质量块发生的相对位移信息，测量采用了相对的两组二极管阵列测量值之差的方法降低共模噪声，从而提高对卫星的导航精度的技术效果。

显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

最后所应说明的是，以上具体实施方式仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照实例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (8)

1.一种沿保守力作用轨迹无偏飞行的装置，其特征在于，所述装置包括：

卫星本体；

纯惯性系统模块，所述纯惯性系统模块设置于所述卫星本体内部，所述纯惯性系统模块包括：

壳体，所述壳体为一封闭的真空容置空间，所述壳体与所述卫星本体刚性固定连接；

悬浮质量块，所述悬浮质量块悬浮于所述壳体内部；

八组差分光学阴影传感器阵列，所述差分光学阴影传感器阵列分别位于所述壳体内部的四个侧壁上，检测所述悬浮质量块与所述壳体侧壁的相对位移信息，发出所述相对位移信息；

其中，所述纯惯性系统模块为所述悬浮质量块提供只受保守力作用的运行环境；

微推力器控制系统，所述微推力控制系统与所述卫星本体刚性固定连接，接收所述差分光学阴影传感器发出的所述相对位移信息，根据所述相对位移信息，调节所述卫星本体跟踪所述悬浮质量块飞行。

2.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述悬浮质量块的材质为不易挥发的金属材料。

3.如权利要求2所述的装置，其特征在于，如果所述装置运行在预定轨道，所述悬浮质量块悬浮于所述壳体内部，与所述壳体内部壁面保持cm级间隙。

4.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述装置还包括：

锁定释放机构，所述锁定释放机构包括：

凹槽，所述凹槽与所述壳体内壁固定连接；

螺杆，所述螺杆与所述壳体的另一内壁活动连接，且与所述凹槽相对设置，所述螺杆朝所述凹槽底壁运动，使所述悬浮质量块夹持在所述螺杆与所述凹槽底壁之间，其中，所述螺杆释放所述悬浮质量块时的运动方向与所述装置在空间轨道运行方向一致；

橡胶触头，所述橡胶触头位于所述螺杆与所述悬浮质量块接触的一端；

密封圈，所述密封圈位于所述螺杆与所述内壁的连接处，保持所述纯惯性系统模块内的真空环境；

驱动电机，所述驱动电机与所述螺杆动力连接，驱动所述螺杆运动。

5.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述微推力器控制系统包括：

位移跟踪控制器，所述位移跟踪控制器监控所述卫星本体与所述悬浮质量块的位移关系并设定阈值，如果所述卫星本体与所述悬浮质量块的相对位移信息超过所述阈值，发送反馈信息；

微推力器执行机构，接收所述位移跟踪控制器发出的所述反馈信息，根据所述反馈信息对所述卫星本体的运行进行调整。

6.如权利要求5所述的装置，其特征在于，所述微推力器执行机构包括三个微推力器，所述三个微推力器分别位于所述卫星本体的三维坐标系的不同平面上，对所述卫星本体进行三维控制。

7.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述八组差分光学阴影传感器阵列还包括：

所述差分光学阴影传感器阵列由多个差分光学阴影传感器组成，其中，每个所述差分光学阴影传感器包括：

一个发光二极管和一个光电二极管，所述发光二极管与所述光电二极管在两个相对壁面同轴心安装，其中，同壁面的所述发光二极管与所述光电二极管错位安装；

模数转换器，所述模数转换器接收所述相对位移信息的模拟信号，将所述模拟信号转换为所述相对位移信息的数字信号；

数字信号处理器，所述数字信号处理器接收所述相对位移信息的数字信号，传递给所述位移跟踪控制器。

8.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述装置还包括：

姿态确定与控制系统，所述姿态确定与控制系统设置于所述卫星本体的内部，控制所述卫星本体的运行姿态。