CN110371322B - 一种卫星动量轮群的安装支架 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种卫星动量轮群的安装支架结构设计方法，属于航天器结构技术领域。本发明涉及的安装支架结构设计方法，用于星上多个动量轮(称之为动量轮群)的一体化安装支架结构设计。本发明依据动量轮的三个平动自由度无约束的特点，开展易于动量轮群一体化安装的动量轮布局设计，据此获得灵活适应动量轮群布局且提供统一外部接口的动量轮群一体化安装支架结构，支架结构设计兼顾动量轮初始矢量方向、动量轮布局安全间距、动量轮连接、支架与星本体连接、优化减重以及电缆走向等多重卫星设计约束。安装支架结构一体化设计使得自身刚度更高，且便于星上动量轮群的统一管理，尤其适用于动量轮群的一体化减隔振设计。安装支架结构具有对动量轮群布局适应性强、承载能力高、模块化、可扩展性强、质量轻等特点。

Description

一种卫星动量轮群的安装支架

技术领域

本发明涉及一种高度适应卫星动量轮群布局的安装支架结构设计方法，属于航天器结构技术领域，适用于卫星上多个动量轮群的一体化安装。

技术背景

卫星在轨运行时需要利用姿控执行部件，动量轮是一种典型的姿控执行部件，为保证卫星多个方向以及冗余备份的姿控执行设计，卫星利用多个动量轮即“动量轮群”来实现姿态控制。

当动量轮数量较少，常以分散形式独立安装于星上不同位置。此时，需要针对安装部位的结构进行特殊设计，以满足动量轮群安装强度及刚度要求。在卫星发射段，由于力学环境苛刻，安装结构往往需要进行特殊加强设计，以避免出现动量轮群响应过大的问题。当动量轮数量较多，采用分散形式独立安装将直接导致局部结构重量增加，同时对周围结构的抗力学环境设计也会产生较大影响。

近年来，在发展迅速的军事遥感卫星领域，为满足卫星较高的姿态机动需求，采用动量轮作为姿控执行部件时，其数量比常规卫星显著增加，一般都在五个以上。若采用以往的分散安装形式，则对局部结构的加强设计带来较大难度，且会显著影响到整星的布局设计。同时，为满足军用卫星高分辨率相机成像精度要求，需要针对动量轮群的支撑环节进行减隔振设计，以降低动量轮群工作时产生的扰动对整星姿态的影响。此时多个动量轮群如果仍采用分散形式安装则需要对各自进行单独的减隔振设计，这对卫星局部结构设计、整星布局以及减隔振设计来说实现难度较大，且无法实现卫星减隔振系统的一体化设计。

综上，传统的动量轮群分散独立安装形式及其安装结构设计具有以下不足：

(1)需要对每个动量轮群的安装部位进行各自加强设计，导致结构增重过大，且影响到安装部位周边结构设计。

(2)需要对动量轮群相应的电缆布局进行单独设计，则其安装及拆卸等对星上影响范围较大。

(3)动量轮群的减隔振设计需要单独设计，导致减隔振系统重量增加且不利于减隔振系统的整体设计。

(4)当动量轮群数量变化时，会直接影响卫星整星布局设计，即分散式安装相应安装结构无法实现可扩展设计。

发明内容

(1)技术问题

本发明解决的技术问题是：

a)需要同时提供星上多个动量轮的安装接口，满足其初始矢量方向要求(包括动量轮群中各动量轮初始矢量方向完全相同或不完全相同)，并保证满足卫星发射及在轨运行等各个阶段的力学载荷。

b)需要满足星上动量轮群的模块化管理，便于动量轮群的整体安装等各种操作，同时满足星上动量轮群的统一减隔振设计需求。

c)安装支架结构需要具有一定的可扩展性，可满足不同数量要求的动量轮群安装结构设计。

d)安装支架结构需要具有一定的开敞性，对于动量轮群各种初始矢量方向角度条件下的安装及其相关电缆布置具有较好的适应性。

(2)技术方案

本发明针对传统动量轮群分散独立安装的不足，通过设计一体化安装支架结构，给出详细解决方案。

以包含8个动量轮的卫星动量轮群布局为例，其动量轮群构型见图1，动量轮布局角度α根据卫星总体及控制方案决定，β为俯视图的分布角度，由此得到的理想状态动量轮设备布局见图2a，由于动量轮布局跨度大，导致此状态难以实现动量轮群的一体化支架设计。

根据控制系统执行部件的工作原理及控制策略，执行部件在空间内可以3个平动自由度内任意平移，且允许方向相反(制定控制策略时输出力矩参数提前取负即可)。按图2b示意，实现动量轮群一体化安装，即需要同时达到布局紧凑且便于支架的统一外部安装界面设计，以动量轮A及B为例，通过2次平移，达到图2c所示的布局状态。通过动量轮安装面设计，同时考虑动量轮安装时的安全间距以及动量轮的精测通道，最终可实现动量轮的高效布局，如图3a及图3b所示。

图3c为当前图1动量轮群构型状态的一体化安装支架结构，在满足动量轮布局同时，还进行了结构优化减重设计，同时设计了如图4所示的动量轮安装接口。由于适应动量轮群的灵活布局，相适应的安装支架结构具有良好的整体特性，铸造为其首选的成型工艺。图5为支架与动量轮安装后作为整体模块所提供的外部接口，提供与卫星本体结构的安装接口，包括卫星减隔振系统的连接接口。

由于通过优化减重设计，动量轮周围有多个较大的接口开口，实现了结构较好的开敞性，便于动量轮群安装操作及布置电缆。动量轮群安装完成后，与安装结构一起，可以整体安装或拆卸，实现模块化特性。

(3)有益效果

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

a)能够同时提供星上多个动量轮群的安装接口，可满足多个动量轮群各自相应的初始矢量方向角度要求，并可保证满足卫星发射及在轨运行等各个阶段的力学载荷。

b)通过一体化设计，可满足星上动量轮群的模块化管理，便于动量轮群的整体安装等各种操作，同时可满足星上动量轮群的统一减隔振设计需求。

c)动量轮群安装接口位置相对集中，由侧板结构提供，可实现安装支架结构对于不同动量轮群需求的较强的可扩展性，可满足不同数量要求的动量轮群安装结构设计。

d)通过结构轻量化设计，实现结构较好的开敞性，对于动量轮群各种初始矢量方向角度条件下的安装及其相关电缆布置具有较好的适应性。

附图说明

图1为典型的包含8个动量轮的卫星动量轮群构型图(左图反映实际初始矢量方向，右图为构型俯视图，反映动量轮1～5为初始矢量方向相同，动量轮6～8初始矢量方向与X轴一致)。图2a为满足动量轮群构型的理想化动量轮布局图。

图2b为动量轮利用平动自由度的平移示意。

图2c为实现动量轮紧凑布局、便于一体化安装支架设计的动量轮平移后的新布局状态。

图3a为安装支架结构(包含动量轮安装包络、精测通道)的整体模块俯视图。

图3b为安装支架结构(包含动量轮安装包络、精测通道)的整体模块45°俯视图。

图3c为典型的卫星动量轮群的安装支架结构(适应8个动量轮及相应初始矢量方向角度的安装)。

图4为支架上提供的动量轮安装接口。

图5为支架与动量轮安装后作为整体模块所提供的外部接口。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步说明。在给定星上动量轮群构型图，以图1为例，包含5个相对X轴斜装的动量轮以及法线方向与 X轴一致的3个动量轮，分析一体化安装支架的设计构想。

首先按照图2a给出理想化的动量轮群布局状态，根据图2b及图2c的动量轮平动自由度无约束的布局特点，对动量轮进行平移，获得如图2c所示的便于动量轮群一体化支架设计的动量轮布局方案。

至此，开展支架初步方案设计，兼顾动量轮布局安全间距、精测通道、支架成型工艺(首选铸造)、后机加工艺、电缆走向等因素，最终得到如图3所示的动量轮群一体化安装支架。根据动量轮安装接口要求，设计如图4所示的接口。

为一体化支架设计外部接口(图5)，保证其与卫星本体有效连接，包括完全刚性连接或减隔振连接，具体按需求进行相应设计。

Claims (2)

1.一种卫星动量轮群的安装支架结构设计方法，其特征在于，

首先依据理想化的动量轮群布局状态，根据动量轮三个平动自由度无约束的布局特点，对动量轮进行平移，获得便于动量轮群一体化支架设计的动量轮布局方案；在对动量轮群进行优化布局设计时，根据动量轮群数量及各自初始矢量方向要求进行适应性扩展设计，包括动量轮群中各动量轮初始矢量方向完全相同或不完全相同；

然后开展安装支架初步方案设计，设计时兼顾动量轮布局安全间距、动量轮精测通道、支架成型工艺、后机加工艺、电缆走向，由此获得动量轮群一体化安装支架；采用铸造工艺+局部机加工的成型工艺制备安装支架，使支架结构具有良好的整体特性；

根据动量轮安装接口要求，在安装支架上设计动量轮安装接口；所述动量轮安装接口由侧板结构提供，实现安装支架结构对于不同动量轮群需求的可扩展性；安装支架与动量轮安装后作为整体模块所提供的外部接口，提供与卫星本体结构的安装接口；其中动量轮群与卫星本体采用统一的安装接口，使安装支架结构具有模块化特征；

最后通过优化减重设计，在安装支架上动量轮周围布置接口开口，使安装支架结构具有开敞性特征。

2.如权利要求1所述的卫星动量轮群的安装支架结构设计方法，其特征在于，与卫星本体结构的安装接口包括卫星减隔振系统的连接接口。

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