CN112777001A

CN112777001A - 伴随入轨微纳卫星

Info

Publication number: CN112777001A
Application number: CN202110095582.6A
Authority: CN
Inventors: 绳涛; 谢雄; 闫旭; 赵勇; 陈利虎; 宋新; 杨磊; 刘革; 熊镇
Original assignee: National University of Defense Technology
Current assignee: National University of Defense Technology
Priority date: 2021-01-25
Filing date: 2021-01-25
Publication date: 2021-05-11
Anticipated expiration: 2041-01-25
Also published as: CN112777001B

Abstract

本发明公开了一种伴随入轨微纳卫星。该伴随入轨微纳卫星包括：入轨单元，入轨单元用于进行入轨控制和提供入轨推力；卫星平台，卫星平台设置在入轨单元上端，卫星平台能够实现设定的卫星功能，卫星平台能够在入轨单元的推动下实现入轨；分离机构，分离机构安装在入轨单元上，分离机构用于实现入轨单元和卫星平台的连接与分离。本发明的伴随入轨微纳卫星通过采用伴随入轨的发射方式，利用入轨单元实现自主二次入轨，利用分离机构实现入轨单元与卫星平台的分离控制，既能够提高卫星对运载器的适应能力以降低发射成本，提高卫星的快速响应能力，又能够减小卫星平台的重量和转动惯量，提高卫星的机动能力。

Description

伴随入轨微纳卫星

技术领域

本发明涉及航天器技术领域，尤其涉及一种伴随入轨微纳卫星。

背景技术

微纳卫星通常指的是质量为100kg以下的卫星，微纳卫星具有体积小、质量轻、成本低、研发周期短、可应急发射等特点，是近些年航天发展的热点。传统的微纳卫星采用推进系统和卫星平台一体化设计，推进系统包括推进剂储箱、管路、阀门、推力器等组件，微纳卫星的发射使用专用的火箭和分离机构，火箭通常为两级或三级火箭，火箭末子级与卫星一体入轨，然后通过分离机构实现卫星分离。

由于现有的微纳卫星不具备自主二次入轨能力，卫星发射需要专用的火箭和分离机构，导致发射费用高、准备周期长、无法实现快速响应。并且，由于微纳卫星采用推进系统和卫星平台一体化设计，组件数量多、体积大、质量重，导致卫星体积和重量增加，难以实现高动态的卫星姿态机动。若要提高机动能力，则需要选择更大的执行机构，此时将导致卫星的质量和转动惯量进一步增加。

发明内容

为解决上述现有技术中存在的部分或全部技术问题，本发明提供一种伴随入轨微纳卫星。

为此，本发明公开了一种伴随入轨微纳卫星，所述伴随入轨微纳卫星包括：

入轨单元，所述入轨单元用于进行入轨控制和提供入轨推力；

卫星平台，所述卫星平台设置在所述入轨单元上端，所述卫星平台能够实现设定的卫星功能，所述卫星平台能够在所述入轨单元的推动下实现入轨；

分离机构，所述分离机构安装在所述入轨单元上，所述分离机构用于实现所述入轨单元和所述卫星平台的连接与分离。

进一步地，在所述伴随入轨微纳卫星中，所述入轨单元包括：

固体推进剂储箱，所述固体推进剂储箱用于存储固体推进剂，以及作为安装基础；

轨控发动机，所述轨控发动机设置在所述固体推进剂储箱底部，与所述固体推进剂储箱连接，用于提供入轨推力；

液体推进剂储箱，所述液体推进剂储箱安装在所述固体推进剂储箱外侧壁上，用于存储液体推进剂；

姿控发动机，所述姿控发动机安装在所述固体推进剂储箱外侧壁上，且与所述液体推进剂储箱连接，用于入轨过程中的姿态控制；

高压气瓶，所述高压气瓶安装在所述固体推进剂储箱外侧壁上，用于存储高压气体。

进一步地，在所述伴随入轨微纳卫星中，所述姿控发动机包括八个，八个所述姿控发动机中，两个所述姿控发动机用于控制俯仰轴，两个所述姿控发动机用于控制偏航轴，另外四个所述姿控发动机用于控制滚动轴。

进一步地，在所述伴随入轨微纳卫星中，所述分离机构包括：

支撑座，所述支撑座安装在所述固体推进剂储箱上部，用于支撑所述卫星平台；

锁紧杆，所述锁紧杆设置在所述支撑座上，所述锁紧杆一端连接所述支撑座，另一端连接所述卫星平台；

切割器，所述切割器安装在所述支撑座上，用于切断所述锁紧杆；

弹性件，所述弹性件安装在所述支撑座上，所述弹性件一端与所述卫星平台接触配合，用于提供推力以使所述卫星平台与所述入轨单元分离。

进一步地，在所述伴随入轨微纳卫星中，所述支撑座包括：上部支座、上支腿和下支腿；

所述上支腿包括两个，两个所述上支腿安装在所述上部支座的底部，且呈人字形分布；

所述下支腿包括四个，两个所述下支腿安装在一个所述上支腿的底部，且沿一个所述上支腿的宽度方向呈人字形分布，另两个所述下支腿安装在另一个所述上支腿的底部，且沿另一个所述上支腿的宽度方向呈人字形分布；

所述上支腿和所述下支腿均采用栅格结构，且每个栅格空隙均填充有橡胶。

进一步地，在所述伴随入轨微纳卫星中，所述分离机构还包括行程开关，所述行程开关安装在所述支撑座上，用于监测所述卫星平台与所述入轨单元的分离状态。

进一步地，在所述伴随入轨微纳卫星中，所述分离机构包括四个，四个所述分离机构沿所述固体推进剂储箱的外周均匀布置。

进一步地，在所述伴随入轨微纳卫星中，所述卫星平台包括：

平台框架，所述平台框架用于作为卫星平台部组件安装的基础；

姿轨控分系统，所述姿轨控分系统安装在所述平台框架上，用于控制所述卫星平台的运行姿态；

电源分系统，所述电源分系统安装在所述平台框架上，用于提供所述卫星平台运行所需电能；

测控通信分系统，所述测控通信分系统安装在所述平台框架上，用于卫星平台与地面站之间的通信和数据传输；

综合电子分系统，所述综合电子分系统安装在所述平台框架上，用于卫星平台部组件运行控制；

结构热控分系统，所述结构热控分系统安装在所述平台框架上，用于卫星平台部组件承力安装与温度控制。

进一步地，在所述伴随入轨微纳卫星中，所述卫星平台还包括导航与控制模块，所述导航与控制模块集成在所述姿轨控分系统中，所述导航与控制模块用于根据搭载所述伴随入轨微纳卫星的运载器的导航信息控制所述分离机构分离所述入轨单元和所述卫星平台。

进一步地，在所述伴随入轨微纳卫星中，所述卫星平台与所述入轨单元还通过电磁分离电连接器通信连接。

本发明技术方案的主要优点如下：

本发明的伴随入轨微纳卫星通过采用伴随入轨的发射方式，利用入轨单元实现自主二次入轨，利用分离机构实现入轨单元与卫星平台的分离控制，既能够提高卫星对运载器的适应能力以降低发射成本，提高卫星的快速响应能力，又能够减小卫星平台的重量和转动惯量，提高卫星的机动能力。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明一实施例的伴随入轨微纳卫星的结构示意图；

图2为本发明一实施例的入轨单元的结构示意图；

图3为本发明一实施例的分离机构的结构示意图；

图4为本发明一实施例的姿控发动机的安装位置示意图。

附图标记说明：

1-入轨单元，11-固体推进剂储箱，12-轨控发动机，13-液体推进剂储箱，14-姿控发动机，141-第一姿控发动机，142-第二姿控发动机，143-第三姿控发动机，144-第四姿控发动机，145-第五姿控发动机，146-第六姿控发动机，147-第七姿控发动机，148-第八姿控发动机，15-高压气瓶；

2-卫星平台；

3-分离机构，31-支撑座，311-上部支座，312-上支腿，313-下支腿，32-锁紧杆，33-切割器，34-弹性件，35-行程开关。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明具体实施例及相应的附图对本发明技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

以下结合附图，详细说明本发明实施例提供的技术方案。

参见图1，本发明一实施例提供了一种伴随入轨微纳卫星，该伴随入轨微纳卫星包括：

入轨单元，入轨单元用于进行入轨控制和提供入轨推力；

卫星平台，卫星平台设置在入轨单元上端，卫星平台能够实现设定的卫星功能，卫星平台能够在入轨单元的推动下实现入轨；

分离机构，分离机构安装在入轨单元上，分离机构用于实现入轨单元和卫星平台的连接与分离。

以下对本发明一实施例提供的伴随入轨微纳卫星的工作原理进行具体说明：

本发明一实施例提供的伴随入轨微纳卫星在使用时，将该伴随入轨微纳卫星搭载在运载器上，运载器在运行到一定高度和速度后释放伴随入轨微纳卫星，运载器继续完成后续工作，伴随入轨微纳卫星利用自身的导航能力进行导航，同时利用入轨单元进行入轨控制，实现伴随入轨微纳卫星入轨，在伴随入轨微纳卫星入轨后，入轨单元与卫星平台通过分离机构实现自主分离，与入轨单元分离后的卫星平台进行自主在轨运行，执行设定卫星任务。

其中，运载器可以包括能够直接入轨的火箭和不能直接入轨的导弹等，由于该伴随入轨微纳卫星具备自主二次入轨能力，能够实现自主入轨，为了降低发射成本，运载器使用不能直接入轨的导弹等。

可见，本发明一实施例提供的伴随入轨微纳卫星通过采用伴随入轨的发射方式，利用入轨单元实现自主二次入轨，利用分离机构实现入轨单元与卫星平台的分离控制，既能够提高卫星对运载器的适应能力以降低发射成本，提高卫星的快速响应能力，又能够减小卫星平台的重量和转动惯量，提高卫星的机动能力。

进一步地，对于入轨单元如何实现入轨控制和提供入轨推力，以下进行示例说明：

参见图2，本发明一实施例中，入轨单元可以包括：

固体推进剂储箱，固体推进剂储箱用于存储固体推进剂，以及作为安装基础；

轨控发动机，轨控发动机设置在固体推进剂储箱底部，与固体推进剂储箱连接，用于提供入轨推力；

液体推进剂储箱，液体推进剂储箱安装在固体推进剂储箱外侧壁上，用于存储液体推进剂；

姿控发动机，姿控发动机安装在固体推进剂储箱外侧壁上，且与液体推进剂储箱连接，用于入轨过程中的姿态控制；

高压气瓶，高压气瓶安装在固体推进剂储箱外侧壁上，用于存储高压气体。

具体地，当运载器在运行到一定高度和速度释放伴随入轨微纳卫星后，轨控发动机利用固体推进剂储箱内存储的固体推进剂产生入轨推力，姿控发动机利用液体推进剂储箱内存储的液体推进剂产生用于控制入轨过程中的伴随入轨微纳卫星的俯仰轴、偏航轴和滚动轴方位的控制推力，高压气瓶用于在姿控发动机工作时将液体推进剂挤压进姿控发动机。

可选的，姿控发动机可以包括八个，八个姿控发动机中，两个姿控发动机用于控制俯仰轴，两个姿控发动机用于控制偏航轴，另外四个姿控发动机用于控制滚动轴。

具体地，参见图4，本发明一实施例中，设定滚动轴对应轨控发动机体坐标系的X轴，俯仰轴对应轨控发动机体坐标系的Y轴，偏航轴对应轨控发动机体坐标系的Z轴，第一姿控发动机和第二姿控发动机平行安装在Z轴对向位置，且推力朝向X轴正方向，用于控制俯仰轴(Y轴)姿态；第三姿控发动机和第四姿控发动机平行安装在Y轴对向位置，且推力朝向X轴正方向，用于控制偏航轴(Z轴)姿态；第五姿控发动机和第六姿控发动机安装在X轴正方向偏Z轴负方向45°位置处，第七姿控发动机和第八姿控发动机安装在Z轴正方向偏Y轴正方向45°位置处，且第五姿控发动机、第六姿控发动机、第七姿控发动机和第八姿控发动机推力方向均在YOZ平面内，第六姿控发动机和第七姿控发动机用于提供X轴正方向控制力矩，第五姿控发动机和第八姿控发动机用于提供X轴负方向控制力矩。

进一步地，对于分离机构如何实现入轨单元和卫星平台的连接与分离，以下进行示例说明：

参见图3，本发明一实施例中，分离机构可以包括：

支撑座，支撑座安装在固体推进剂储箱上部，用于支撑卫星平台；

锁紧杆，锁紧杆设置在支撑座上，锁紧杆一端连接支撑座，另一端连接卫星平台；

切割器，切割器安装在支撑座上，用于切断锁紧杆；

弹性件，弹性件安装在支撑座上，弹性件一端与卫星平台接触配合，用于提供推力以使卫星平台与入轨单元分离。

其中，切割器可以采用火工切割器，弹性件可以采用压缩弹簧。

具体地，在伴随入轨微纳卫星发射阶段，利用锁紧杆连接卫星平台和入轨单元使两者保持一体，待伴随入轨微纳卫星入轨后，需要使卫星平台与入轨单元分离时，通过控制切割器切断锁紧杆实现卫星平台与入轨单元的机械解锁，此时卫星平台在弹性件的弹性力的推动下与入轨单元分离。

进一步地，参见图2-3，本发明一实施例中，支撑座可以包括：上部支座、上支腿和下支腿；

上支腿包括两个，两个上支腿安装在上部支座的底部，且呈人字形分布；

下支腿包括四个，两个下支腿安装在一个上支腿的底部，且沿一个上支腿的宽度方向呈人字形分布，另两个下支腿安装在另一个上支腿的底部，且沿另一个上支腿的宽度方向呈人字形分布；

上支腿和下支腿均采用栅格结构，且每个栅格空隙均填充有橡胶。

如此设置，上部支座可以作为入轨单元的其他组成部件的安装和支撑基础；呈人字形分布的两个上支腿可以适应入轨单元中的各个发动机工作过程中温度上升和压力下降而导致的固体推进剂储箱结构变形，适应固体推进剂储箱径向形变，并对径向振动具有抑制作用；两组呈人字形分布的下支腿可以适应固体推进剂储箱的轴向变形，并对轴向振动具有抑制作用；同时采用栅格结构设计，并在栅格空隙填充橡胶，能够进一步提高该支撑座的结构阻尼。

可选的，栅格空隙中填充的橡胶可以采用硅橡胶。

进一步地，参见图3，本发明一实施例中，该分离机构还可以包括行程开关，行程开关安装在支撑座上，用于监测卫星平台与入轨单元的分离状态。

具体地，在卫星平台与入轨单元未分离时，行程开关处于压紧状态，当卫星平台与入轨单元分离后，行程开关弹开，此时行程开关监测到卫星平台与入轨单元分离，并向卫星平台发送监测信息，卫星平台接收到监测信息后，启动在轨飞行程序，开始按照入轨状态运行。

可选的，参见图1，分离机构可以包括四个，四个分离机构沿固体推进剂储箱的外周均匀布置。

如此，通过在固体推进剂储箱的外周均匀布置四个分离机构以连接入轨单元和卫星平台，能够保证入轨单元与卫星平台的连接稳固性，同时便于后续进行分离控制。

进一步地，为了保证卫星平台能够实现基本卫星功能，以及能够进行自主在轨运行，本发明一实施例中，卫星平台可以包括：

平台框架，平台框架用于作为卫星平台部组件安装的基础；

姿轨控分系统，姿轨控分系统安装在平台框架上，用于控制卫星平台的运行姿态；

电源分系统，电源分系统安装在平台框架上，用于提供卫星平台运行所需电能；

测控通信分系统，测控通信分系统安装在平台框架上，用于卫星平台与地面站之间的通信和数据传输；

综合电子分系统，综合电子分系统安装在平台框架上，用于卫星平台部组件运行控制；

结构热控分系统，结构热控分系统安装在平台框架上，用于卫星平台部组件承力安装与温度控制。

通过设置平台框架并在平台框架设置实现卫星功能的卫星基本组成分系统，能够保证卫星平台实现基本卫星功能，以及能够进行自主在轨运行。

当然，卫星平台中还可以包括其他分系统，其他分系统的具体结构及功能可以根据实际需求进行选择和设定。

进一步地，本发明一实施例中，卫星平台还可以包括导航与控制模块，导航与控制模块集成在姿轨控分系统中，导航与控制模块用于根据搭载伴随入轨微纳卫星的运载器的导航信息控制分离机构分离入轨单元和卫星平台。

具体地，当运载器与伴随入轨微纳卫星分离时，卫星平台中的导航与控制模块获取运载器的导航信息，建立初始姿态和轨道，实现伴随卫星入轨导航；而后，导航与控制模块运行入轨控制算法生成控制指令并发送至入轨单元，控制入轨单元实现伴随入轨微纳卫星入轨；当伴随入轨微纳卫星达到入轨条件后，导航与控制模块控制切割器切断锁紧杆，使卫星平台在弹性件的弹力作用下与入轨单元分离；而后，卫星平台的姿轨控分系统开始工作，实现卫星平台的在轨运行姿态控制。

可选的，为了方便卫星平台安装在入轨单元上，以及方便后续对卫星平台的在轨运行进行控制，卫星平台可以采用扁平结构设计。

可选的，为了提高卫星平台获取太阳能的效率，卫星平台中可以设置体装式太阳能电池阵。

进一步地，本发明一实施例中，卫星平台与入轨单元还可以通过电磁分离电连接器通信连接。

卫星平台与入轨单元之间通过电磁分离电连接器进行电信号交互，发送发动机点火和切割器开关等控制信号，收集储箱压力和温度等遥测信号，控制入轨单元进行工作；同时，在卫星平台与入轨单元分离后，控制电磁分离电连接器实现卫星平台与入轨单元的电信号分离。

需要说明的是，在本文中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。此外，本文中“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”均以附图中表示的放置状态为参照。

最后应说明的是：以上实施例仅用于说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims

1.一种伴随入轨微纳卫星，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的伴随入轨微纳卫星，其特征在于，所述入轨单元包括：

3.根据权利要求2所述的伴随入轨微纳卫星，其特征在于，所述姿控发动机包括八个，八个所述姿控发动机中，两个所述姿控发动机用于控制俯仰轴，两个所述姿控发动机用于控制偏航轴，另外四个所述姿控发动机用于控制滚动轴。

4.根据权利要求2所述的伴随入轨微纳卫星，其特征在于，所述分离机构包括：

5.根据权利要求4所述的伴随入轨微纳卫星，其特征在于，所述支撑座包括：上部支座、上支腿和下支腿；

6.根据权利要求4或5所述的伴随入轨微纳卫星，其特征在于，所述分离机构还包括行程开关，所述行程开关安装在所述支撑座上，用于监测所述卫星平台与所述入轨单元的分离状态。

7.根据权利要求4所述的伴随入轨微纳卫星，其特征在于，所述分离机构包括四个，四个所述分离机构沿所述固体推进剂储箱的外周均匀布置。

8.根据权利要求1所述的伴随入轨微纳卫星，其特征在于，所述卫星平台包括：

9.根据权利要求8所述的伴随入轨微纳卫星，其特征在于，所述卫星平台还包括导航与控制模块，所述导航与控制模块集成在所述姿轨控分系统中，所述导航与控制模块用于根据搭载所述伴随入轨微纳卫星的运载器的导航信息控制所述分离机构分离所述入轨单元和所述卫星平台。

10.根据权利要求1所述的伴随入轨微纳卫星，其特征在于，所述卫星平台与所述入轨单元还通过电磁分离电连接器通信连接。