CN112572838A - 基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统，属于航天器姿态控制技术领域。所述航天器姿态控制系统包括作动子系统、卸载子系统、姿态确定子系统、驱动控制子系统；所述姿态控制系统采用动量轮作为航天器姿态控制的作动机构，并采用可自主调整反射率的发射率控制装置生成卸载力矩，择机对趋于饱和的动量轮实施卸载。依据所述系统方案组件的航天器姿态控制系统，既能够保证姿态控制能力，又能够摆脱对地磁力矩卸载和推力器卸载等传统卸载方法的依赖，使航天器在中高轨以远的太空环境中具备超长期服役条件。

Description

基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统

技术领域

本发明属于航天器姿态控制技术领域，具体涉及一种基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统。

背景技术

航天器姿态控制系统是航天器的重要组成部分，对航天器顺利执行各类任务至关重要。动量轮是一类机械式的角动量交换装置，能够以较高的精度生成姿态控制力矩，因而在航天器姿态控制系统中被广泛用作作动器。然而，受限于转速的物理极限，当动量轮转速超过某一阈值时，将不再具备完整的控制能力，为姿态控制系统带来隐患。因此，在动量轮即将达到饱和时，须对其角动量进行卸载。常见的卸载方式有地磁力矩卸载、推力器力矩卸载等。

然而，地磁力矩卸载需要较高的地球磁场强度，因而只适用于中低轨道卫星。推力器力矩卸载需要消耗工质，当工质耗尽时无法继续提供卸载力矩。随着未来航天器任务边界的提升和任务时间的增长，传统的卸载方法将无法满足动量轮卸载需求，成为航天事业发展的瓶颈之一。

利用太阳光，是解决上述瓶颈的有效思路之一。太阳光广泛分布于太阳系中，其光子具有动量，通过对太阳光的反射能够获得太阳光压力。反射面所受太阳光压力的大小与反射面的光学特性相关。在航天器受晒面布局一组可以自主调整光学特性的反射率控制装置，即可产生受控的等效太阳光压合力矩。这样的太阳光压力矩本身极为微小，如作为姿态控制作动器，则仅能适用于对姿态控制能力要求较低的航天器上，如日本所研发的IKAROS航天器。虽然太阳光压力矩量级微小，但不受距离和燃料的约束，通过一段时间的累积能够生成可观的总角动量，特别适用于动量轮的卸载。

发明内容

本发明的主要目的是一种基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统，旨在克服现有的同类系统方案控制能力不足或强烈依赖地磁力矩、推力器力矩的局限性，以拓展航天器的活动空间和任务模式。

为实现上述目的，本发明提出一种基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统，包括：

作动子系统，安装于航天器本体舱内部，用于实现航天器的姿态机动和姿态稳定控制；

卸载子系统，粘贴于航天器舱外附件表面，能够产生可控的太阳光压力矩，供动量轮组卸载；

姿态确定子系统，包含各类为航天器姿态确定提供信息的传感器；

驱动控制子系统，包含供电、驱动与控制装置，与作动子系统、卸载子系统、姿态确定子系统相连接，能够生成控制指令，为姿态控制系统提供电源和驱动信号；

所述作动子系统由若干动量轮组成，基于角动量守恒原理，通过与航天器交换角动量实现对航天器姿态的控制；

所述卸载子系统由若干薄膜式的反射率控制装置组成，所述反射率控制装置在通电和断电时具有不同的光学特性，多个反射率控制装置能够各自独立调整通断点状态，相互配合，能够在受太阳光照射时产生多种方向和大小的卸载力矩。

优选地，姿态确定子系统由姿态传感器组成，包括星敏感器、太阳敏感器、陀螺仪，为航天器提供实时姿态信息。

优选地，驱动子系统包括电源控制器、驱动电路、星载计算机和连接线缆；所述星载计算机通过连接线缆与电源控制器和驱动电路相连接，电源控制器和驱动电路通过连接线缆与作动子系统、卸载子系统、姿态确定子系统相连接。

优选地，航天器舱外附件表面上所布局的反射率控制装置均呈中心对称分布。

优选地，无需卸载时，卸载子系统内所有反射率控制处于关机状态；而处于卸载状态时，卸载子系统能够根据作动子系统当前的动量轮转速生成特定方向的卸载力矩，供动量轮组卸载，并依此控制反射率控制装置的开关机状态。

此外，本发明还提出了一种航天器，该航天器带有所述的基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统。

此外，本发明还提出了一种计算机设备，该计算机设备被编程或配置以构建所述的基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统的计算机程序。

此外，本发明还提出了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有被编程或配置以构建所述以基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统的计算机程序。

与现有技术相比，本发明技术方案的有益效果：

一、相较于基于地磁力矩的卸载方案，本发明所述姿态控制系统的卸载子系统不再受限于航天器的轨道高度和地球磁场强度，对高轨航天器、深空探测航天器等具有广泛的适用性。

二、相较于基于推力器力矩的卸载方案，本发明所述姿态控制系统的卸载子系统无需消耗燃料，能够长期无工质运行，对延长航天器寿命具有重大意义。

三、相较于直接以反射率控制装置为作动器的姿态控制系统，本发明所述姿态控制具有更强的控制能力、更快的响应速度、更高的控制精度和更高的可靠性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1是本发明第一实施例的系统组成示意图；

图2是本发明第一实施例的系统工作原理示意图；

图3是本发明第一实施例的作动子系统组成示意图；

图4是本发明第一实施例的卸载子系统组成示意图；

图5是本发明第一实施例的姿态确定子系统组成示意图；

图6是本发明第一实施例的驱动子系统组成示意图；

图7是本发明第一实施例的卸载过程中动量轮转速变化示意图；

图8是本发明第一实施例的卸载过程中航天器姿态角变化示意图；

图9是本发明第二实施例的系统组成示意图。

附图标记：

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例不是本发明的全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有付出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“重合”、“相反”、“正交”等应做广义理解，例如，“连接”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

第一实施例：

本实施例针对一个太阳帆航天器，应用本发明所提出基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统。

请参阅图1、图2，图1为第一实施例中的基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统组成示意图。在本实施例中，航天器本体舱50特指太阳帆航天器的中心舱体，航天器舱外附件60特指太阳帆航天器的帆面及其支撑结构，均用于展示本实施例中，姿态控制系统各组件的安装位置。图2为本实施例中，姿态控制系统工作原理示意图。本实施例中的基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统包括作动子系统10、卸载子系统20、姿态确定子系统30、驱动控制子系统40。

1)作动子系统10

请参阅图3，作动子系统10由若干动量轮组成。本实施例中，共安装有3个相互正交的动量轮101～103，分别与航天器3根惯量主轴平行，确保航天器能够实现三轴稳定姿态控制。

2)卸载子系统20

请参阅图4，卸载子系统20由若干反射率控制装置组成。本实施例中，卸载子系统包括12个可以独立进行反射率控制的反射率控制装置201～212。图4中，反射率控制装置201～203处于开机状态，反射率控制装置204～212处于关机状态。任一反射率控制装置，能够通过对其电压的开关控制，使其在开机状态和关机状态间切换。在本实施例中，反射率控制装置分布在航天器舱外结构50上，共计12个，呈现中心对称分布。在本实施例中，卸载前，通过姿态控制使得航天器舱外结构50垂直于太阳光入射方向，即正面受晒。在这种姿态下，当任一组对称的反射率控制装置的开关机状态不同时，航天器将受到太阳光压力矩的作用。

3)姿态确定子系统30

请参阅图5，姿态确定子系统30由若干姿态传感器组成。本实施例中，姿态确定子系统30由星敏感器301、太阳敏感器302和陀螺仪303组成，能够精确得到航天器的姿态参数。

4)驱动控制子系统40

请参阅图6，本实施例中，驱动控制子系统40包括电源控制器401、驱动电路402、星载计算机403和若干连接线缆404；所述星载计算机403通过连接线缆404与电源控制器401和驱动电路402相连接，电源控制器401和驱动电路402通过连接线缆404与作动子系统10、卸载子系统20、姿态确定子系统30相连接。其中，连接线缆404应做广义理解，既可以用于电能传输，又可以用作驱动控制信号传输，还应包括与其匹配的接口装置。

本发明所提出的姿态控制系统利用反射率控制装置实现卸载，具有新颖性。下面给出本实施例的卸载过程中，作动子系统和卸载子系统的一种控制算法，包含7个步骤，S1至S7。

S1，航天器接收到卸载指令；

S2，通过作动子系统10将航天器姿态调整至对日定向状态，使得航天器舱外结构50正对太阳光；

S3，计算卸载力矩的所有可取值，即，反射率控制装置201～212各自开机或关机的状态合集中，卸载子系统20所产生的总太阳光压力矩的所有可选值；

S4，获取作动子系统10内所有动量轮的角速度值，得到动量轮101～103的总角速度矢量；

S5，在卸载力矩的所有可取值中，选择与动量轮总角速度矢量的反方向最接近，且需开机的反射率控制装置最少的一组值，以此为依据控制反射率控制装置201～212开机或关机；

S6，将卸载力矩视为干扰力矩，利用作动子系统保持航天器对日定向姿态稳定，在此过程中，由于卸载力矩与动量轮101～103的总角速度矢量方向相反，动量轮的转速将自然降低；

S7，判断所有动量轮是否均已经完成卸载，如“是”则退出卸载，如“否”则跳转至S5继续卸载。

依据本实施例所提出的姿态控制子系统，假定动量轮101～103的转速分别为0rpm，5000rpm，-2000rpm，在距太阳1个天文单位距离处的光照条件下对姿态控制子系统启动卸载，对卸载过程进行仿真，得到计算结果如图7和图8所示。

如图7所示，采用本发明提供的基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统，用作航天器姿态控制的动量轮组的转速有效降至0，且各动量轮能够近似同步完成卸载。

如图8所示，卸载的过程中，航天器对日定向姿态保持稳定，三轴姿态角误差保持为小量，航天器处于安全可靠的姿态模式。

第二实施例：

本实施例针对一个常规航天器，应用本发明所提出基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统。所述常规航天器的结构采用中心本体+两侧携带有太阳能电池阵的结构形式。

请参阅图9，即第二实施例中，基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统组成示意图。在本实施例中，航天器本体舱50特指航天器的中心舱体，航天器舱外附件60特指航天器的太阳能电池阵，均用于展示本实施例中，姿态控制系统各组件的安装位置。

参考图9和第一实施例，本领域普通技术人员在没有付出创造性劳动前提下，能够获得第二实施例所述姿态控制系统的具体实施方式。

综合以上分析，本发明沿用动量轮组进行姿态控制作动，采用反射率控制装置生成可控的太阳光压力矩对动量轮组进行卸载，有效解决了姿态控制系统方案对地磁力矩或推力器力矩的依赖，促进航天器摆脱轨道高度和燃料携带量的限制，大幅提升了姿态控制系统的空间适用性和系统可靠性。

此外，本发明还提出了一种航天器，该航天器带有所述的基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统。

此外，本发明还提出了一种计算机设备，该计算机设备被编程或配置以构建所述的基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统的计算机程序。

此外，本发明还提出了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有被编程或配置以构建所述以基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统的计算机程序。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效期望姿态设计，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (8)

1.一种基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统，其特征在于，包括：

作动子系统，安装于航天器本体舱内部，用于实现航天器的姿态机动和姿态稳定控制；

卸载子系统，粘贴于航天器舱外附件表面，用于产生可控的太阳光压力矩，供动量轮组卸载；

姿态确定子系统，包含多个传感器，用于为航天器提供实时姿态信息；

驱动控制子系统，包含供电、驱动与控制装置，与作动子系统、卸载子系统、姿态确定子系统相连接，用于生成控制指令，为姿态控制系统提供电源和驱动信号；

所述作动子系统包括若干动量轮，基于角动量守恒原理，通过与航天器交换角动量实现对航天器姿态的控制；

所述卸载子系统包括若干薄膜式的反射率控制装置，所述反射率控制装置在通电和断电时具有不同的光学特性，多个反射率控制装置能够各自独立调整通断点状态使得在受太阳光照射时产生多种不同方向和大小的卸载力矩。

2.根据权利要求1所述的基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统，其特征在于，姿态确定子系统包括星敏感器、太阳敏感器和/或陀螺仪。

3.根据权利要求1所述的基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统，其特征在于，驱动子系统包括电源控制器、驱动电路、星载计算机和连接线缆；所述星载计算机通过连接线缆与电源控制器和驱动电路相连接，电源控制器和驱动电路通过连接线缆与作动子系统、卸载子系统、姿态确定子系统相连接。

4.根据权利要求1所述的基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统，其特征在于，航天器舱外附件表面上所布局的反射率控制装置均呈中心对称分布。

5.根据权利要求1所述的基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统，其特征在于，无需卸载时，卸载子系统内所有反射率控制装置处于关机状态；而处于卸载状态时，卸载子系统能够根据作动子系统当前的动量轮转速通过控制反射率控制装置的开关机状态以生成卸载力矩，供动量轮组卸载。

6.一种航天器，其特征在于，该航天器带有权利要求1～5中任意一项所述的基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统。

7.一种计算机设备，其特征在于，该计算机设备被编程或配置以构建权利要求1～5中任意一项所述的基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统的计算机程序。

8.一种计算机可读存储介质，其特征在于，该计算机可读存储介质上存储有被编程或配置以构建权利要求1～5中任意一项所述的基于动量轮与反射率控制装置的航天器姿态控制系统的计算机程序。

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