CN110329542B - 适用于超大挠性卫星协同控制的卫星构型 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种航天卫星领域内的适用于超大挠性卫星协同控制的卫星构型，包括：卫星本体、挠性天线、协同控制机构、太阳阵；卫星本体包括由底板、中板、顶板、隔板、侧板组成的密闭舱体；挠性天线包括天线单元、天线折叠展开机构、压电堆驱动器、天线安装底座，压电堆驱动器连接于天线单元；协同控制机构包括本体端定子、有限空间二维转子，本体端定子与有限空间二维转子分别安装于底板和天线安装底座；太阳阵包括连接架、电池阵基板、太阳电池片阵列，太阳电池片列阵安装于电池阵基板，电池阵基板设置于连接架上，连接架与侧板连接。本发明解决了一类超大挠性卫星的载荷尺寸大、抗干扰能力要求高、大尺寸挠性结构稳定性和精度保持的问题。
Description
技术领域
本发明涉及航天卫星技术领域，具体地，涉及一种适用于超大挠性卫星协同控制的卫星构型。
背景技术
一种超大挠性卫星协同控制的卫星构型，整星重量约2420kg，挠性天线重720 kg，含压紧与展开两种状态Φ1000mm×500mm，展开后挠性天线尺寸为Φ15000mm×900mm，具有较高展（开）收（拢）比。
超大挠性卫星拥有大尺寸的天线或运动机构等超大挠性附件，与现有的卫星相比，载荷尺寸更大，抗干扰能力要求更高，尤其是远高于现有卫星的天线型面保持精度，设计时需要重点保障。因此，卫星构型必须适应有挠性天线和连续折叠展开的特殊使用要求，包括提升天线型面保持精度及其控制方法的可靠性、改善超大挠性天线抗干扰能力、降低挠性天线的加工及装配误差，成为本领域亟待解决的问题。
经现有技术检索，中国发明专利号为CN201410513373.9，发明名称一种基于频域分析的挠性卫星高稳定度姿态控制方法，涉及挠性卫星姿态控制领域。目的在于通过减小从干扰输入到角速度输出的幅频响应，从而实现对挠性卫星的高稳定度姿态控制。本发明提出的姿态控制方法在考虑了干扰及不确定性的影响下，针对卫星的大惯量特性和高稳定度控制要求提出姿态控制方法，以传统的PD控制器为基础，运用鲁棒模型匹配原理设计了干扰补偿器；分别给出了挠性影响化作广义干扰和不化作广义干扰时的传递函数模型，采用频域方法分析了干扰补偿器的性能，同时为PD参数与补偿器参数的选取提供了参考。该方法不能解决超大挠性卫星的载荷尺寸大、抗干扰能力要求高、大尺寸挠性结构稳定性和精度保持等问题。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种适用于超大挠性卫星协同控制的卫星构型。
根据本发明提供的一种适用于超大挠性卫星协同控制的卫星构型，包括：卫星本体、挠性天线、协同控制机构以及太阳阵；
所述卫星本体包括底板、中板、顶板、隔板、侧板，所述底板、所述中板、所述顶板、所述隔板以及所述侧板组成密闭舱体；
所述挠性天线包括天线单元、天线折叠展开机构、压电堆驱动器以及天线安装底座，所述压电堆驱动器连接于所述天线单元上，所述天线单元、所述天线折叠展开机构以及所述天线安装底座依次连接；
所述协同控制机构包括本体端定子、有限空间二维转子，所述本体端定子与所述有限空间二维转子分别安装于所述底板和所述天线安装底座上；
所述太阳阵包括连接架、电池阵基板、太阳电池片阵列，所述太阳电池片阵列安装于所述电池阵基板上，所述电池阵基板设置于所述连接架上，所述连接架与所述侧板连接。
一些实施方式中，所述卫星本体的中央位置设有承力筒，所述承力筒为蜂腰状薄壁圆柱形承力筒，所述承力筒的上端与所述顶板连接，所述承力筒的下端与所述底板连接，所述承力筒的中间蜂腰部份贯穿所述中板并与其连接，所述隔板的侧边与所述承力筒连接。
一些实施方式中，所述连接架为单杆连接架，所述太阳阵通过所述单杆连接架可绕一轴转动的多次折叠展开。
一些实施方式中，所述天线单元为轻量化蜂窝形天线单元，所述轻量化蜂窝形天线单元为杆状桁架与薄膜组成的六边形结构。
一些实施方式中，所述天线单元的节点上采用所述压电堆驱动器进行分布式的主动面形控制。
一些实施方式中，所述天线折叠展开机构可驱动天线单元拼接成蜂窝形网状抛物面结构，所述蜂窝形网状抛物面的直径为15m，所述蜂窝形网状抛物面的面形精度均方根值为0.2mm。
一些实施方式中，所述天线折叠展开机构为高强度复合材料结构，所述天线折叠展开机构将所述挠性天线从锁定在所述卫星本体的状态展开释放到特定位置再锁定的状态。
一些实施方式中，所述本体端定子为稀土永磁材料制作的碗状结构，所述有限空间二维转子为细导线精密绕制的线圈结构，所述有限空间二维转子与所述本体端定子组合具有二维运动功能。
一些实施方式中，所述顶板设置有对地数传天线，所述对地数传天线呈对地可变指向构型。
一些实施方式中，所述底板设置有星间数传天线，所述星间数传天线呈对天固定指向构型。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明实现卫星本体与挠性天线的协同控制，从而增加了卫星的结构稳定性。
2、本发明所采用的网状蜂窝天线结构形面控制方法，实现了形面结构变形的主动控制，增强了挠性天线的抗干扰能力，提高挠性天线面形控制精度。
3、本发明收拢状态构型还具有结构轻巧紧凑、控制稳定、适用广泛的技术优点。
4、本发明解决了一类超大挠性卫星的载荷尺寸大、抗干扰能力要求高、大尺寸挠性结构稳定性和精度保持的问题。
5、本发明对未来大型通信卫星、对地观测卫星及深空探测器等应用具有重要社会经济价值。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1 为本发明卫星构型剖面图；
图2 为本发明卫星在轨飞行外形示意图；
图3 为本发明卫星构型爆炸图。
1-卫星本体、2-挠性天线、3-非接触协同控制机构、4-单杆连接架太阳阵、5-对地数据传输天线、6-对天数据传输天线；10-底板、11-中板、12-顶板、13-隔板、14-侧板；15-承力筒；20-轻量化蜂窝形天线单元、21-天线折叠展开机构、22-压电堆驱动器、23-天线安装座；30-本体端定子、31-有限空间二维转子；40-单杆连接架、41-电池阵基板、42-太阳电池片阵列、43-两维驱动。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
如图1-3所示，根据本发明提供的一种适用于超大挠性卫星协同控制的卫星构型，卫星构型由卫星本体1、挠性天线2、非接触协同控制机构3、单杆连接架太阳阵4等组成，是一种具有超大挠性附件的卫星，挠性附件带有主动形面控制驱动器；同时卫星本体与挠性附件之间具有协同控制特征，既一种协同控制的超大挠性卫星构型。
卫星本体1由底板10、中板11、顶板12、若干隔板13以及若干侧板14连接成一个具有工艺一致性特点的正六面体方形结构的密闭舱体，即所述底板10、所述中板11、所述顶板12依次相互平行设置，所述隔板13连接于所述底板10与所述中板11、所述顶板12与所述中板11之间，所述底板10、所述中板11、所述顶板12以及所述隔板13四者形成框架，所述侧板14连接于所述框架的侧面，并将所述框架维护成封闭结构，组成密闭舱体。卫星本体1上安装卫星电源、热控、推进、测控数传、姿轨控等分系统的部件和设备。承力筒15，所述承力筒为蜂腰状薄壁圆柱形承力筒，位于卫星本体1的中央位置，其上端与所述顶板12连接，下端与所述底板10连接，中间蜂腰部份贯穿所述中板11并与其连接，所述隔板13的侧边也与承力筒15连接。卫星本体顶板12上设置对地数据传输天线5，安装时锁紧活动机构，呈对地可变指向构型。卫星本体底板10上设置星间数据传输天线6，安装时固定在底板上特定位置，呈对天固定指向构型。
挠性天线2为蜂窝形网状抛物面结构，部分采用了分布式压电材料，由轻量化蜂窝形天线单元20、天线折叠展开机构21、压电堆驱动器22、天线安装底座23等组成，是一个超大挠性的桁架结构天线，若干蜂窝形天线单元20装配成具有一定形面精度的天线反射面，蜂窝形天线单元20均为良导体，可吸收并反射电磁波；蜂窝形天线单元20的节点上按照一定分布规律安装有压电驱动器22，所述压电堆驱动器22为具有电压驱动的可伸缩作动器，与蜂窝形天线单元20组合后可控制天线抛物面结构的面形精度；所述天线单元20、所述天线折叠展开机构21以及所述天线安装底座23依次连接，天线安装底座23为一体成型钛合金法兰结构，用于支撑天线折叠展开机构21与轻量化蜂窝形天线单元20。
非接触协同控制机构3由本体端定子30和有限空间二维转子31组成，区别于现有电机定子与转子，有限空间二维转子31不局限于轴向运动驱动，还具有空间上任意位置的连续驱动能力，本体端定子30和有限空间二维转子31分别装配在卫星本体1的底板10和挠性天线2的安装底座23上。
太阳阵4由连接架40、电池阵基板41、太阳电池片阵列42、两维驱动43等组成，用于卫星太阳能的光电转换传输，连接架40优选单杆连接架，所述单杆连接架太阳阵为可绕一轴转动的多次折叠展开结构，2组单杆连接架太阳电池阵4对称装配在卫星本体的侧板14上，电池阵基板41设置在所述连接架40上，电池阵基板41由增强碳纤维蒙皮与镁铝合金蜂窝芯子组成，太阳电池片阵列42贴在电池阵基板41上并组成串并结构发电供给卫星本体1。
参照图2说明本发明的工作原理特征：本发明卫星构型呈正六面体构型，组装后形成卫星本体1、挠性天线2和单杆连接架太阳阵4三部分并装配成一体；入轨后锁挠性天线2和单杆连接架太阳阵4解锁展开，天线折叠展开机构21驱动挠性天线2展开到位后，蜂窝形天线单元20拼接成一个抛物面天线；非接触协同控制机构3开始通过挠性天线安装底座23控制挠性天线2与卫星平台之间的运动；继而挠性天线2上的压电堆驱动器22控制天线形面调整到任务所需的形面精度，飞行过程中非接触协同控制机构3与压电堆驱动器22协同控制挠性天线2的指向稳定性和形面精度，从而使卫星保持稳定可靠工作的状态。
综上所述，本发明实现卫星本体与挠性天线的协同控制，从而增加了卫星的结构稳定性；本发明所采用的网状蜂窝天线结构形面控制方法，实现了形面结构变形的主动控制，增强了挠性天线的抗干扰能力，提高挠性天线面形控制精度；本发明收拢状态构型还具有结构轻巧紧凑、控制稳定、适用广泛的技术优点，对未来大型通信卫星、对地观测卫星及深空探测器等应用具有重要社会经济价值；本发明解决了一类超大挠性卫星的载荷尺寸大、抗干扰能力要求高、大尺寸挠性结构稳定性和精度保持的问题。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
Claims (7)
1.一种适用于超大挠性卫星协同控制的卫星构型，其特征在于，包括：卫星本体（1）、挠性天线（2）、协同控制机构（3）以及太阳阵（4）；
所述卫星本体（1）包括底板（10）、中板（11）、顶板（12）、隔板（13）、侧板（14），所述底板（10）、所述中板（11）、所述顶板（12）、所述隔板（13）以及所述侧板（14）组成密闭舱体；
所述挠性天线（2）包括天线单元（20）、天线折叠展开机构（21）、压电堆驱动器（22）以及天线安装底座（23），所述压电堆驱动器（22）连接于所述天线单元（20）上，所述天线单元（20）、所述天线折叠展开机构（21）以及所述天线安装底座（23）依次连接；
所述协同控制机构（3）包括本体端定子（30）、有限空间二维转子（31），所述本体端定子（30）与所述有限空间二维转子（31）分别安装于所述底板（10）和所述天线安装底座（23）上；
所述太阳阵（4）包括连接架（40）、电池阵基板（41）、太阳电池片阵列（42），所述太阳电池片阵列（42）安装于所述电池阵基板（41）上，所述电池阵基板（41）设置于所述连接架（40）上，所述连接架（40）与所述侧板（14）连接；
所述天线单元（20）为轻量化蜂窝形天线单元，所述轻量化蜂窝形天线单元为杆状桁架与薄膜组成的六边形结构；
所述天线单元（20）的节点上采用所述压电堆驱动器（22）进行分布式的主动面形控制；
所述本体端定子（30）为稀土永磁材料制作的碗状结构，所述有限空间二维转子（31）为细导线精密绕制的线圈结构，所述有限空间二维转子（31）与所述本体端定子（30）组合具有二维运动功能。
2.根据权利要求1所述的适用于超大挠性卫星协同控制的卫星构型，其特征在于，所述卫星本体（1）的中央位置设有承力筒（15），所述承力筒（15）为蜂腰状薄壁圆柱形承力筒，所述承力筒（15）的上端与所述顶板（12）连接，所述承力筒（15）的下端与所述底板（10）连接，所述承力筒（15）的中间蜂腰部份贯穿所述中板（11）并与其连接，所述隔板（13）的侧边与所述承力筒（15）连接。
3.根据权利要求1所述的适用于超大挠性卫星协同控制的卫星构型，其特征在于，所述连接架（40）为单杆连接架，所述太阳阵（4）通过所述单杆连接架可绕一轴转动的多次折叠展开。
4.根据权利要求1所述的适用于超大挠性卫星协同控制的卫星构型，其特征在于，所述天线折叠展开机构（21）可驱动天线单元（20）拼接成蜂窝形网状抛物面结构，所述蜂窝形网状抛物面的直径为15m，所述蜂窝形网状抛物面的面形精度均方根值为0.2mm。
5.根据权利要求4所述的适用于超大挠性卫星协同控制的卫星构型，其特征在于，所述天线折叠展开机构（21）为高强度复合材料结构，所述天线折叠展开机构（21）将所述挠性天线（2）从锁定在所述卫星本体（1）的状态展开释放到特定位置再锁定的状态。
6.根据权利要求1所述的适用于超大挠性卫星协同控制的卫星构型，其特征在于，所述顶板（12）设置有对地数传天线（5），所述对地数传天线（5）呈对地可变指向构型。
7.根据权利要求1所述的适用于超大挠性卫星协同控制的卫星构型，其特征在于，所述底板（10）设置有星间数传天线（6），所述星间数传天线（6）呈对天固定指向构型。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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