CN112572833A - 基于吸气式电推进的智能姿轨控系统 - Google Patents

基于吸气式电推进的智能姿轨控系统 Download PDF

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Abstract

本发明公开了基于吸气式电推进的智能姿轨控系统，属于航天器姿态与轨道控制领域。本发明由大气吸收模块、智能调节模块、姿轨控制模块、能量供应模块、姿态执行模块和阻力补偿模块组成，通过吸收轨道空间的大气分子作为工质，然后通过智能调节模块针对实际工质流率需求调节工质供给以支撑姿态执行模块中的脉冲等离子体推力器进行姿态调整和阻力补偿模块中的霍尔推力器进行阻力补偿和轨道转移工作。系统周身附有太阳能板，通过吸收太阳能进行充电，以为系统中需要电能的各个部件提供电能。系统的优点在于可使卫星在少量甚至不携带工质的情况下，通过将吸收的大气作为工质以支撑各种推力器进行姿态调整和轨道转移任务，且通过智能调节避免工质浪费。

Description

基于吸气式电推进的智能姿轨控系统
技术领域
本发明属于航天器姿态与轨道控制领域，具体涉及一种少携带甚至不携带工质，通过收集轨道大气作为工质，然后通过智能控制针对实际工质流率需求进行调节从而满足姿态调整和轨道转移需求的姿轨控系统。
背景技术
近年来，空间卫星的发射数量逐年递增，仅统计目前已经公布的发射计划，未来10年内将发射上万颗卫星。但空间轨道是有限的、不可再生的重要资源，考虑到空间轨道上的卫星数量越来越饱和，为了扩大卫星的运行范围，提高卫星的任务能力，对于低轨道空间(150-250km)资源的争夺将会是未来主导太空话语权的关键。
对于卫星而言，轨道高度越低，卫星发射成本越低、响应速度越快、仪器精度越高。但由于低轨道环境的特殊性和复杂性，卫星会因为稀薄大气阻力的原因，其在轨运行和变轨时的姿态会受到干扰力矩的扰动，因此我们需要对卫星本体施加控制力矩从而保持卫星姿态稳定在要求位置，这一系列工作通常由卫星姿轨控系统来完成。
将姿态控制系统按照控制力矩来源分类，可以分为被动控制系统和主动控制系统。被动控制系统主要用于低精度要求的小卫星中，而主动控制系统的姿态控制精度高，能够满足卫星在空间的各种任务需求。喷气式姿态控制系统是一种常用的主动控制系统，需要消耗燃料，其精度较高，灵活性大，快速性好，但由于卫星质量限制，携带燃料有限，因此这种控制系统不能长时间工作。
考虑到电推进技术可以使用气体为工质进行电离推进，为实现更长的工作寿命以及更高的有效载荷，可通过收集轨道大气作为工质，然后通过智能控制针对实际工质流量需求对工质供应进行调节，以达到在少携带甚至不携带工质的情况下在超低轨道完成姿态调整和轨道转移任务。
发明内容
针对卫星喷气式姿态控制系统由于卫星携带燃料有限，不能长时间工作问题，本发明提供了一种基于吸气式电推进，通过收集轨道大气作为工质，然后通过智能控制器对实际工质流率需求调节工质供应，在避免工质浪费的情况下完成姿态调整和轨道转移等任务的智能姿轨控系统。该发明可以实现150km-250km超低轨道范围内灵活机动，满足多种任务需求。
本发明的技术方案如下：
基于吸气式电推进的智能姿轨控系统，由大气吸收模块、智能调节模块、姿轨控制模块、能量供应模块、阻力补偿模块和姿态执行模块组成；
所述大气吸收模块用于将来流大气分子进行摄取吸收并进行初步压缩，其构型为抛物线型，前端入口为系统迎风部位，后端出口连接智能调节模块；
所述智能调节模块包括分子泵、压力计a、质量流量计a、工质储箱、智能控制器、流量泵、压力计b和质量流量计b；
所述分子泵用于使气体分子在刚体表面的运动方向上产生定向流动而被排出泵外，从而压缩气体；所述流量泵用于通过智能控制器对电动执行机构进行控制，通过电动执行机构控制调节阀的开度，从而实现流量调节；
所述智能控制器包括信号接受器、计算处理单元、信号发生器；所述信号接受器用于接受工质储箱入口的压力、质量流量信号，以及工质储箱出口的压力、质量流量信号，并将信号传递给计算处理单元，计算处理单元根据设定流量值和实际流量的差值给出控制信号，信号发生器对控制信号进行转换，进而将信号传递给流量泵和分子泵，从而实现对流量泵和分子泵的控制。
所述压力计a用于测量经过分子泵后的气体压力，并显示气体压力的数值大小，压力的数值大小即为空气分子进入工质储箱前的压力数值；所述压力计a用于监测压力的实时数据并传递给智能控制器，为智能调控提供数据参考。
所述压力计b用于测量经过流量泵后的气体压力，并显示气体压力的数值大小，压力的数值大小即为空气分子流出工质储箱后的压力数值；所述压力计b用于监测压力的实时数据并传递给智能控制器，为智能调控提供数据参考。
所述质量流量计a用于测量经过分子泵后的质量流量，并显示质量流量的数值大小，流量的数值大小即为来流空气进入工质储箱前的流量大小；质量流量计a用于监测流量的实时数据并传递给智能控制器，为智能调控提供数据参考。
所述质量流量计b用于测量经过流量泵后的质量流量，并显示质量流量的数值大小，流量的数值大小即为从工质储箱流出的质量流量大小；质量流量计b用于监测流量的实时数据并传递给智能控制器，根据飞行器所在高度给出设定流量值，智能控制器根据设定流量值对实时流量值进行调节，直到达到设定流量值。
所述能量供应模块包括电池和太阳能板，太阳能板覆盖于所述姿轨控系统外壳表面，基本不产生额外阻力，在工作中保持充电状态；所述能量供应模块与智能调节模块、姿轨控制模块、阻力补偿模块相连接并为所述模块中的各个组分提供电源；
所述姿轨控制模块包括姿态敏感器和姿轨控计算机子系统，由姿态敏感器将测量出的姿态情况传达给姿轨控计算机子系统，然后再由后者中的计算机进行处理，将实际的姿态调整命令传达给姿态执行模块和阻力补偿模块，控制其进行姿态调整和轨道转移工作；
所述阻力补偿模块包括4个霍尔推力器，相互并联密集排列于卫星尾部，用于提供足够大的推力完成阻力补偿和轨道转移任务。
所述姿态执行模块包括8个脉冲等离子体推力器，8个脉冲等离子体推力器均分为4对分别安装在卫星周向的四个面上，以满足对各种姿态的调控；
优选的，所述姿轨控制模块中的姿态敏感器包括1台半球谐振陀螺组合、2类3台星敏感器、2台红外地平仪、4台模拟式太阳敏感器；所述半球谐振陀螺组合具有高精度与长寿命的特点，根据在轨情况接入系统使用；3台星敏感器为满足姿态测量精度的要求，均长期加电工作；2台红外地平仪分别正装在滚动、俯仰方向，用于初始入轨、偏航姿态机动以及长期稳态姿态基准备份；4台模拟式太阳敏感器用于安全模式。
优选的，所述姿轨控制模块3中的姿轨控计算机子系统采用了姿轨控计算机、综合线路盒、推进线路盒3台单机分体设计的方案；姿轨控计算机采用TSC695处理器；综合线路盒用于对各姿轨控单机的供配电控制；推进线路盒用于实现对姿态执行机构压力、温度参数的采集和电磁阀的驱动控制。
优选的，所述阻力补偿模块中的4个霍尔推力器所需功率较高、推力密度高，且相互并联密集排列于卫星尾部，能够提供足够大的推力以满足基本的阻力补偿和轨道转移所需的加速度要求。
优选的，所述姿态执行模块中的8个脉冲等离子体推力器推力密度较小、控制精度高，且均分为4对，分别设在卫星周向的四个面上，能够满足姿态调控的需求，并能保证高精准度。
相对于现有技术，本发明的有益效果是：
1.本发明可使卫星在少量甚至不携带工质的情况下，通过将吸收的大气作为工质从而支撑姿态执行模块和阻力补偿模块进行相应的姿态调整和轨道转移操作；
2.本发明可以通过智能调节避免工质浪费，达到延长卫星使用寿命的目的。
3.本发明采用全电平台作为能量来源，不会对大气环境造成污染，起到保护环境的效果。
4.本发明提高了卫星在150km-250km范围超低轨道内工作的可行性，相较于其他高度轨道而言在超低轨道上工作的卫星具有更高的设备效率，能够满足更多的任务需求；
附图说明
图1为系统结构图；
图2为智能调节模块结构图；
图3为姿轨控制模块结构图
图4为自由分子流态下大气吸收模块工作原理图；
图5为能量供应模块中的太阳能板示意图；
图6为执行机构中的脉冲等离子体推力器结构图；
图7为阻力补偿模块中的霍尔推力器结构图；
附图标号说明：1-大气吸收模块；2-智能调节模块；3-阻力补偿模块；4-太阳能板；5-姿轨控制模块；6-姿态执行模块；21-分子泵、22-压力计a、23-质量流量计a、24-工质储箱、25-智能控制器、26流量泵、27-压力计b、28-质量流量计b；51、52、53、54-霍尔推力器；31-姿态敏感器；32-姿轨控计算机子系统；61、62、63、64、65、66、67、68-脉冲等离子体推力器。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例图中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，做进一步详细说明，但本发明的实施方式不仅限于此。
本发明的应用背景为150km-250km范围高度的轨道，该高度范围内的大气基本为自由分子流态，且随着轨道增高，大气密度降低。
本发明的技术方案是：
基于吸气式电推进的智能姿轨控系统，由大气吸收模块1、智能调节模块2、姿轨控制模块3、能量供应模块、阻力补偿模块5和姿态执行模块6组成。
所述大气吸收模块1用于将来流大气分子进行摄取吸收并进行初步压缩，其构型为抛物线型，前端入口为系统迎风部位，后端出口连接智能调节模块2。
所述智能调节模块2包括分子泵21、压力计a22、质量流量计a23、工质储箱24、智能控制器25、流量泵26、压力计b27和质量流量计b28。
所述分子泵21用于使气体分子在刚体表面的运动方向上产生定向流动而被排出泵外，从而压缩气体；所述流量泵26用于通过智能控制器25对电动执行机构进行控制，通过电动执行机构控制调节阀的开度，从而实现流量调节。
所述智能控制器25包括信号接受器、计算处理单元、信号发生器；所述信号接受器用于接受工质储箱24入口的压力、质量流量信号，以及工质储箱出口的压力、质量流量信号，并将信号传递给计算处理单元，计算处理单元根据设定流量值和实际流量的差值给出控制信号，信号发生器对控制信号进行转换，进而将信号传递给流量泵26和分子泵21，从而实现对流量泵26和分子泵21的控制。
所述压力计a22用于测量经过分子泵21后的气体压力，并显示气体压力的数值大小，压力的数值大小即为空气分子进入工质储箱24前的压力数值；所述压力计a22用于监测压力的实时数据并传递给智能控制器25，为智能调控提供数据参考。
所述压力计b27用于测量经过流量泵26后的气体压力，并显示气体压力的数值大小，压力的数值大小即为空气分子流出工质储箱24后的压力数值；所述压力计b27用于监测压力的实时数据并传递给智能控制器25，为智能调控提供数据参考。
所述质量流量计a23用于测量经过分子泵21后的质量流量，并显示质量流量的数值大小，流量的数值大小即为来流空气进入工质储箱24前的流量大小；质量流量计a22用于监测流量的实时数据并传递给智能控制器25，为智能调控提供数据参考。
所述质量流量计b28用于测量经过流量泵26后的质量流量，并显示质量流量的数值大小，流量的数值大小即为从工质储箱24流出的质量流量大小；质量流量计b28用于监测流量的实时数据并传递给智能控制器25，根据飞行器所在高度给出设定流量值，智能控制器25根据设定流量值对实时流量值进行调节，直到达到设定流量值。
所述能量供应模块包括电池和太阳能板4，太阳能板4覆盖于所述姿轨控系统外壳表面，基本不产生额外阻力，在工作中保持充电状态；所述能量供应模块与智能调节模块2、姿轨控制模块3、阻力补偿模块5相连接并为所述模块中的各个组分提供电源；
所述姿轨控制模块3包括姿态敏感器31和姿轨控计算机子系统32，由姿态敏感器31将测量出的姿态情况传达给姿轨控计算机子系统32，然后再由后者中的计算机进行处理，将实际的姿态调整命令传达给姿态执行模块6和阻力补偿模块5，控制其进行姿态调整和轨道转移工作；
所述阻力补偿模块5包括4个霍尔推力器51、52、53和54，相互并联密集排列于卫星尾部，用于提供足够大的推力完成阻力补偿和轨道转移任务。
所述姿态执行模块包括8个脉冲等离子体推力器61、62、63、64、65、66、67和68，8个脉冲等离子体推力器61、62、63、64、65、66、67和68均分为4对，分别安装在卫星周向的四个面上，以满足对各种姿态的调控；
优选的，所述姿轨控制模块3中的姿态敏感器31包括1台半球谐振陀螺组合、2类3台星敏感器、2台红外地平仪、4台模拟式太阳敏感器；半球谐振陀螺组合具有高精度与长寿命的特点，根据在轨情况接入系统使用；3台星敏感器为满足姿态测量精度的要求，均长期加电工作；2台红外地平仪分别正装在滚动、俯仰方向，用于初始入轨、偏航姿态机动以及长期稳态姿态基准备份；4台模拟式太阳敏感器用于安全模式。
优选的，所述姿轨控制模块3中的姿轨控计算机子系统32采用了姿轨控计算机、综合线路盒、推进线路盒3台单机分体设计的方案。姿轨控计算机采用TSC695处理器；综合线路盒用于实现对各姿轨控单机的供配电控制；推进线路盒用于实现对姿态执行机构压力、温度参数的采集和电磁阀的驱动控制。
优选的，所述阻力补偿模块5中的4个霍尔推力器51、52、53和54所需功率较高、推力密度高，且相互并联密集排列于卫星尾部，能够提供足够大的推力以满足基本的阻力补偿和轨道转移所需的加速度要求。
优选的，所述姿态执行模块中的8个脉冲等离子体推力器61、62、63、64、65、66、67和68推力密度较小、控制精度高，且均分为4对分别设在卫星周向的四个面上，能够满足各种姿态调控的需求，并能保证高精准度。
上述对实施例的描述是为便于本技术领域的普通技术人员能理解和应用本发明。熟悉本领域技术的人员显然可以容易地对上述实施例做出各种修改，并把在此说明的一般原理应用到其他实施例中而不必经过创造性的劳动。因此，本发明不限于上述实施例，本领域技术人员根据本发明的揭示，对于本发明做出的改进和修改都应该在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.基于吸气式电推进的智能姿轨控系统，其特征在于：由大气吸收模块(1)、智能调节模块(2)、姿轨控制模块(3)、能量供应模块、阻力补偿模块(5)和姿态执行模块(6)组成：所述大气吸收模块(1)用于将来流大气分子进行摄取吸收并进行初步压缩，其构型为抛物线型，前端入口为系统迎风部位，后端出口连接智能调节模块(2)；所述智能调节模块(2)包括分子泵(21)、压力计a(22)、质量流量计a(23)、工质储箱(24)、智能控制器(25)、流量泵(26)、压力计b(27)和质量流量计b(28)；所述分子泵(21)用于使气体分子在刚体表面的运动方向上产生定向流动而被排出泵外，从而压缩气体；所述流量泵(26)用于通过智能控制器(25)对电动执行机构进行控制，通过电动执行机构控制调节阀的开度，从而实现流量调节；所述智能调节模块(2)中的智能控制器(25)包括信号接受器、计算处理单元、信号发生器；所述信号接受器用于接受工质储箱(24)入口的压力、质量流量信号，以及工质储箱出口的压力、质量流量信号，并将信号传递给计算处理单元，计算处理单元根据设定流量值和实际流量的差值给出控制信号，信号发生器对控制信号进行转换，进而将信号传递给流量泵(26)和分子泵(21)，从而实现对流量泵(26)和分子泵(21)的控制；所述能量供应模块包括电池和太阳能板(4)，太阳能板(4)覆盖于所述姿轨控系统外壳表面，基本不产生额外阻力，在工作中保持充电状态；能量供应模块与智能调节模块(2)、姿轨控制模块(3)、阻力补偿模块(5)相连接并为它们每个模块中的各个组分提供电源；所述姿轨控制模块(3)包括姿态敏感器(31)和姿轨控计算机子系统(32)，由姿态敏感器(31)将测量出的姿态情况传达给姿轨控计算机子系统(32)，然后再由后者中的计算机进行处理，将实际的姿态调整命令传达给姿态执行模块(6)和阻力补偿模块(5)，控制其进行姿态调整和轨道转移工作；所述阻力补偿模块(5)包括4个霍尔推力器(51)、(52)、(53)和(54)，相互并联密集排列于卫星尾部，用于提供足够大的推力完成阻力补偿和轨道转移任务；所述姿态执行模块包括共8个脉冲等离子体推力器(61)、(62)、(63)、(64)、(65)、(66)、(67)和(68)，8个脉冲等离子体推力器(61)、(62)、(63)、(64)、(65)、(66)、(67)和(68)均分为4对，分别安装在卫星周向的四个面上，以满足对各种姿态的调控。
2.如权利要求1所述的基于吸气式电推进的智能姿轨控系统，其特征在于：所述智能调节模块(2)中的压力计a(22)用于测量经过分子泵(21)后的气体压力，并显示气体压力的数值大小，压力的数值大小即为空气分子进入工质储箱(24)前的压力数值；所述压力计a(22)用于监测压力的实时数据并传递给智能控制器(25)，为智能调控提供数据参考。
3.如权利要求1所述的基于吸气式电推进的智能姿轨控系统，其特征在于：所述智能调节模块(2)中的压力计b(27)用于测量经过流量泵(26)后的气体压力，并显示气体压力的数值大小，压力的数值大小即为空气分子流出工质储箱(24)后的压力数值；所述压力计b(27)用于监测压力的实时数据并传递给智能控制器(25)，为智能调控提供数据参考。
4.如权利要求1所述的基于吸气式电推进的智能姿轨控系统，其特征在于：所述智能调节模块(2)中的质量流量计a(23)用于测量经过分子泵(21)后的质量流量，并显示质量流量的数值大小，流量的数值大小即为来流空气进入工质储箱(24)前的流量大小；质量流量计a(22)用于监测流量的实时数据并传递给智能控制器(25)，为智能调控提供数据参考。
5.如权利要求1所述的基于吸气式电推进的智能姿轨控系统，其特征在于：所述智能调节模块(2)中的质量流量计b(28)用于测量经过流量泵(26)后的质量流量，并显示质量流量的数值大小，流量的数值大小即为从工质储箱(24)流出的质量流量大小；质量流量计b(28)用于监测流量的实时数据并传递给智能控制器(25)，根据飞行器所在高度给出设定流量值，智能控制器(25)根据设定流量值对实时流量值进行调节，直到达到设定流量值。
6.如权利要求1所述的基于吸气式电推进的智能姿轨控系统，其特征在于：所述姿轨控制模块(3)中的姿态敏感器(31)包括1台半球谐振陀螺组合、2类3台星敏感器、2台红外地平仪、4台模拟式太阳敏感器；半球谐振陀螺组合具有高精度与长寿命的特点，根据在轨情况接入系统使用；3台星敏感器为满足姿态测量精度的要求，均长期加电工作；2台红外地平仪分别正装在滚动、俯仰方向，用于初始入轨、偏航姿态机动以及长期稳态姿态基准备份；4台模拟式太阳敏感器用于安全模式。
7.如权利要求1所述的基于吸气式电推进的智能姿轨控系统，其特征在于：所述姿轨控制模块(3)中的姿轨控计算机子系统(32)采用了姿轨控计算机、综合线路盒、推进线路盒3台单机分体设计的方案；姿轨控计算机采用TSC695处理器；所述综合线路盒用于实现对各姿轨控单机的供配电控制；所述推进线路盒用于实现对姿态执行机构压力、温度参数的采集和电磁阀的驱动控制。
8.如权利要求1所述的基于吸气式电推进的智能姿轨控系统，其特征在于：所述阻力补偿模块(5)中的4个霍尔推力器(51)、(52)、(53)和(54)所需功率较高、推力密度高，且相互并联密集排列于卫星尾部，能够提供足够大的推力以满足基本的阻力补偿和轨道转移所需的加速度要求。
9.如权利要求1所述的基于吸气式电推进的智能姿轨控系统，其特征在于：所述姿态执行模块中的8个脉冲等离子体推力器(61)、(62)、(63)、(64)、(65)、(66)，(67)和(68)推力密度较小、控制精度高，8个脉冲等离子体推力器(61)、(62)、(63)、(64)、(65)、(66)，(67)和(68)均分为4对，分别设在卫星周向的四个面上，能够满足各种姿态调控的需求，并能保证高精准度。
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