CN112937917B - 卫星推进模块的分离方法及卫星系统 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种卫星推进模块的分离方法及卫星系统，包括：卫星推进模块为主星的整星提供动力时，模块分离控制系统监测卫星推进模块的推进剂储箱中的燃料余量；模块分离控制系统根据当前主星所处轨道，实时计算卫星推进模块离轨所需燃料；模块分离控制系统根据所述燃料余量及所述所需燃料，计算卫星推进模块与主星分离时间；推力器为卫星推进模块提供分离动力；所述卫星推进模块与所述主星分离后，所述模块分离控制系统自主控制所述推力器的推力方向及推力大小，以调整所述卫星推进模块的姿态，并将所述卫星推进模块推送至安全轨道。

Description

卫星推进模块的分离方法及卫星系统
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种卫星推进模块的分离方法及卫星系统。
背景技术
随着航天技术和航天产业的不断发展，一方面卫星设计趋于集成化、标准化和模块化，另一方面要求卫星实现快速设计、快速研制、快速发射和快速应用。
卫星推进系统作为动力装置，它担任着把卫星送入工作轨道，并使卫星在工作期间保持在所要求的位置上，以及根据卫星任务要求随时进行轨道和姿态的调整、改变的任务。卫星推进系统和卫星平台的姿轨控系统、数管系统、测控系统等系统一样，作为卫星有效载荷的服务设备一般安装于卫星服务舱。在卫星研制过程中，推进系统的总装、集成和测试与卫星的总装、集成和测试交叉进行。推进系统结构复杂，其产品安装、管道焊接和检验测试工作都在星上进行，一方面造成操作困难，另一方面研制周期长。
发明内容
本发明的目的在于提供一种卫星推进模块的分离方法及卫星系统，以解决现有的推进系统结构复杂的问题。
本发明的目的还在于提供一种卫星推进模块的分离方法及卫星系统，以解决现有的推进模块无法分离的问题。
本发明的目的还在于提供一种卫星推进模块的分离方法及卫星系统，以解决现有的推进模块分离后影响轨道运行安全的问题。
为解决上述技术问题，本发明提供一种卫星推进模块的分离方法，包括：
卫星推进模块为主星的整星提供动力时，模块分离控制系统监测卫星推进模块的推进剂储箱中的燃料余量；
模块分离控制系统根据当前主星所处轨道，实时计算卫星推进模块离轨所需燃料；
模块分离控制系统根据所述燃料余量及所述所需燃料，计算卫星推进模块与主星分离时间；
推力器为卫星推进模块提供分离动力；
所述卫星推进模块与所述主星分离后，所述模块分离控制系统自主控制所述推力器的推力方向及推力大小，以调整所述卫星推进模块的姿态，并将所述卫星推进模块推送至安全轨道。
可选的，在所述的卫星推进模块的分离方法中，
卫星推进模块为主星的整星提供动力时，模块分离控制系统与主星的星务平台连接，星务平台通过模块分离控制系统控制推力器的推力方向和推力大小，以执行主星轨控；
卫星推进模块与主星分离后，模块分离控制系统与星务平台断开连接。
可选的，在所述的卫星推进模块的分离方法中，所述卫星推进模块还包括：
外壳，被配置为容置所述推进剂储箱、推力器及所述模块分离控制系统；
所述推进剂储箱容置于所述外壳中，为存储推力器的燃料；
所述推力器嵌入所述长方体的底面，为主星的整星提供入轨及定轨动力。
可选的，在所述的卫星推进模块的分离方法中，所述外壳为长方体，由多片太阳电池片拼接而成；
不同的所述太阳电池片分别采集其自身的星间光照差分信息，并将所述星间光照差分信息发送至所述模块分离控制系统；
所述模块分离控制系统根据多个所述星间光照差分信息计算所述卫星推进模块的当前姿态以进行姿态调整。
可选的，在所述的卫星推进模块的分离方法中，所述卫星推进模块还包括：
锂电池组，被配置为为所述模块分离控制系统提供电力；
所述卫星推进模块为所述主星的整星提供动力时，所述主星为所述锂电池组充电；
所述卫星推进模块与所述主星分离后，所述太阳电池片为所述锂电池组充电。
可选的，在所述的卫星推进模块的分离方法中，所述卫星推进模块还包括：
导航模块，被配置为确定当前所述卫星推进模块所处轨道，并发送至所述模块分离控制系统；
所述模块分离控制系统根据当前所述卫星推进模块所处轨道进行轨道控制，以将所述卫星推进模块推送至所述安全轨道。
可选的，在所述的卫星推进模块的分离方法中，所述卫星推进模块与所述主星分离后，原先为主星的整星提供入轨及定轨动力的推力器为其自身所在的卫星推进模块提供分离动力，以进入安全轨道。
可选的，在所述的卫星推进模块的分离方法中，还包括：
所述模块分离控制系统判断推进器储箱的燃料余量是否充足，若是，则接收主星推进指令，并继续返回判断推进器储箱的燃料余量是否充足，否则进入分离模式；
在所述分离模式下，所述模块分离控制系统自主控制所述卫星推进模块偏离当前主星所在轨道；
所述模块分离控制系统判断所述卫星推进模块是否处于光照区，若是则定姿定轨并减速直至进入安全轨道，否则返回判断所述卫星推进模块是否处于光照区。
本发明还提供一种卫星系统，包括多个如上所述的卫星推进模块。
在本发明提供的卫星推进模块的分离方法及卫星系统中，通过卫星推进模块为主星的整星提供动力时，模块分离控制系统监测卫星推进模块的推进剂储箱中的燃料余量，模块分离控制系统根据当前主星所处轨道，实时计算卫星推进模块离轨所需燃料，模块分离控制系统根据所述燃料余量及所述所需燃料，计算卫星推进模块与主星分离时间，推力器为卫星推进模块提供分离动力，所述卫星推进模块与所述主星分离后，所述模块分离控制系统自主控制所述推力器的推力方向及推力大小，以调整所述卫星推进模块的姿态，并将所述卫星推进模块推送至安全轨道，本发明提供的卫星推进模块可实现自主分离、自主定姿定轨并进入安全轨道销毁，不会形成太空垃圾。
本发明通过推力器嵌入所述长方体的底面，为主星的整星提供入轨及定轨动力，模块分离控制系统判断推进器储箱的燃料余量是否充足，若不充足则进入分离模式，即可以替换另一个卫星推进模块对主星提供动力，实现了推进系统的模块化，配合不同的卫星型号及卫星任务，可以选择卫星推进模块的数量、安装方式及操作方式。且本发明的卫星推进模块结构简单，无需管道焊接，检测测试及操作简单。另外，即使现有技术中有模块化的卫星推进舱，但其在燃料耗尽后不能自主脱离卫星，且不具备自主离轨设计，不具备分离、离轨功能，只能被动接受主星控制。
附图说明
图1是本发明一实施例卫星推进模块示意图；
图2是本发明一实施例模块分离控制系统示意图；
图3是本发明一实施例卫星推进模块与主星安装示意图；
图4是本发明一实施例卫星推进模块的分离方法示意图；
图中所示：1-推进剂储箱；2-推力器；3-太阳电池片；4-模块分离控制系统；5-导航模块；6-锂电池组；7-主星；8-卫星推进模块。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明提出的卫星推进模块的分离方法及卫星系统作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。
另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。
本发明的核心思想在于提供一种卫星推进模块的分离方法及卫星系统，以解决现有的推进系统结构复杂的问题。
本发明的核心思想还在于提供一种卫星推进模块的分离方法及卫星系统，以解决现有的推进模块无法分离的问题。
本发明的核心思想还在于提供一种卫星推进模块的分离方法及卫星系统，以解决现有的推进模块分离后影响轨道运行安全的问题。
为实现上述思想，本发明提供了一种卫星推进模块的分离方法及卫星系统，包括：卫星推进模块为主星的整星提供动力时，模块分离控制系统监测卫星推进模块的推进剂储箱中的燃料余量；模块分离控制系统根据当前主星所处轨道，实时计算卫星推进模块离轨所需燃料；模块分离控制系统根据所述燃料余量及所述所需燃料，计算卫星推进模块与主星分离时间；推力器为卫星推进模块提供分离动力；所述卫星推进模块与所述主星分离后，所述模块分离控制系统自主控制所述推力器的推力方向及推力大小，以调整所述卫星推进模块的姿态，并将所述卫星推进模块推送至安全轨道。
本实施例提供一种卫星推进模块的分离方法，如图1、3所示，卫星推进模块包括：卫星推进主动力系统，被配置为为主星7的整星提供入轨及定轨动力，以及为卫星推进模块8自身提供分离动力；模块分离控制系统4，被配置为控制所述卫星推进模块8与所述主星7分离，以及分离后自主控制所述卫星推进模块8；外壳，被配置为容置所述卫星推进主动力系统及所述模块分离控制系统4。
在本发明的一个实施例中，在所述的卫星推进模块的分离方法中，所述外壳为长方体，由多片太阳电池片3拼接而成。所述卫星推进主动力系统包括推进剂储箱1和推力器2；所述推进剂储箱1容置于所述外壳中，所述推力器2嵌入所述长方体的底面。在所述的卫星推进模块中，所述卫星推进模块8为所述主星7的整星提供动力时，所述模块分离控制系统4与主星7的星务平台连接，所述星务平台通过所述模块分离控制系统4控制所述推力器2的推力方向和推力大小，以执行主星轨控；所述卫星推进模块8为所述主星7的整星提供动力时，所述主星7为所述模块分离控制系统4供电；所述卫星推进模块8与所述主星7分离后，所述模块分离控制系统4与所述星务平台断开连接。推力器2的数量为4个。
在本发明的一个实施例中，如图2所示，在所述的卫星推进模块的分离方法中，所述卫星推进模块为所述主星的整星提供动力时，所述模块分离控制系统4监测所述推进剂储箱1中的燃料余量；所述模块分离控制系统4根据当前主星所处轨道，实时计算所述卫星推进模块离轨所需燃料；所述模块分离控制系统4根据所述燃料余量及所述所需燃料，计算所述卫星推进模块8与所述主星7分离时间。
在本发明的一个实施例中，在所述的卫星推进模块的分离方法中，所述卫星推进模块8与所述主星7分离后，所述模块分离控制系统4自主控制所述推力器2的推力方向及推力大小，以调整所述卫星推进模块8的姿态，并将所述卫星推进模块8推送至安全轨道。
在本发明的一个实施例中，在所述的卫星推进模块的分离方法中，不同的所述太阳电池片3分别采集其自身的星间光照差分信息，并将所述星间光照差分信息发送至所述模块分离控制系统4；所述模块分离控制系统4根据多个所述星间光照差分信息计算所述卫星推进模块8的当前姿态以进行姿态控调整。
在本发明的一个实施例中，在所述的卫星推进模块的分离方法中，卫星推进模块还包括：导航模块5，被配置为确定当前所述卫星推进模块所处轨道，并发送至所述模块分离控制系统4；所述模块分离控制系统4根据当前所述卫星推进模块所处轨道进行轨道控制，以将所述卫星推进模块8推送至所述安全轨道。
在本发明的一个实施例中，在所述的卫星推进模块的分离方法中，卫星推进模块还包括：锂电池组6，被配置为为所述模块分离控制系统4提供电力；所述卫星推进模块8为所述主星7的整星提供动力时，所述主星7为所述锂电池组6充电；所述卫星推进模块8与所述主星7分离后，所述太阳电池片3为所述锂电池组6充电。
在本发明的一个实施例中，在所述的卫星推进模块的分离方法中，包括：所述卫星推进模块8与所述主星7分离后，原先为主星7的整星提供入轨及定轨动力的卫星推进主动力系统为卫星推进模块自身提供分离动力；模块分离控制系统4控制所述卫星推进模块8与所述主星7分离；容置所述卫星推进主动力系统、所述模块分离控制系统4的外壳脱离所述主星7后进入安全轨道。
如图4所示，在所述的卫星推进模块的分离方法中，还包括：所述模块分离控制系统4判断推进器储箱1的燃料余量是否充足，若是，则接收主星推进指令，并继续返回至上一步骤，否则进入分离模式；在所述分离模式下，所述模块分离控制系统4自主控制所述卫星推进模块偏离当前主星所在轨道；所述模块分离控制系统4判断所述卫星推进模块是否处于光照区，若是则定姿定轨并减速直至进入安全轨道，否则返回上一步骤。
所述定姿定轨包括：不同的所述太阳电池片3分别采集其自身的星间光照差分信息，并将所述星间光照差分信息发送至所述模块分离控制系统4；所述模块分离控制系统4根据多个所述星间光照差分信息计算所述卫星推进模块的当前姿态以进行姿态控调整。导航模块5确定当前所述卫星推进模块所处轨道，并发送至所述模块分离控制系统4；所述模块分离控制系统4根据当前所述卫星推进模块所处轨道进行轨道控制，以将所述卫星推进模块推送至所述安全轨道。所述安全轨道为300km以下的大气层，卫星推进模块进入大气层后自动燃烧，不会形成太空垃圾，影响空间安全。
本发明还提供一种卫星系统，如图3所示，主星7上安装有多个如上所述的卫星推进模块8。
在本发明提供的卫星推进模块的分离方法中，通过卫星推进主动力系统分离前为主星的整星提供入轨及定轨动力，分离时为卫星推进模块自身提供分离动力，模块分离控制系统控制所述卫星推进模块与所述主星分离，以及分离后自主控制所述卫星推进模块，实现了推进系统的模块化，配合不同的卫星型号及卫星任务，可以选择卫星推进模块的数量、安装方式及操作方式。且本发明的卫星推进模块结构简单，无需管道焊接，检测测试及操作简单。另外，即使现有技术中有模块化的卫星推进舱，但其在燃料耗尽后不能自主脱离卫星，且不具备自主离轨设计，不具备分离、离轨功能，只能被动接受主星控制。本发明提供的卫星推进模块可实现自主分离、自主定姿定轨并进入安全轨道销毁，不会形成太空垃圾。
综上，上述实施例对卫星推进模块的分离方法及卫星系统的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。

Claims (8)

1.一种卫星推进模块的分离方法，其特征在于，包括：
卫星推进模块为主星的整星提供动力时，模块分离控制系统监测卫星推进模块的推进剂储箱中的燃料余量；
模块分离控制系统根据当前主星所处轨道，实时计算卫星推进模块离轨所需燃料；
模块分离控制系统根据所述燃料余量及所述所需燃料，计算卫星推进模块与主星分离时间；
推力器为卫星推进模块提供分离动力；
所述卫星推进模块与所述主星分离后，所述模块分离控制系统自主控制所述推力器的推力方向及推力大小，以调整所述卫星推进模块的姿态，并将所述卫星推进模块推送至安全轨道；
所述模块分离控制系统判断推进器储箱的燃料余量是否充足，若是，则接收主星推进指令，并继续返回判断推进器储箱的燃料余量是否充足，否则进入分离模式；
在所述分离模式下，所述模块分离控制系统自主控制所述卫星推进模块偏离当前主星所在轨道；
所述模块分离控制系统判断所述卫星推进模块是否处于光照区，若是则定姿定轨并减速直至进入安全轨道，否则返回判断所述卫星推进模块是否处于光照区。
2.如权利要求1所述的卫星推进模块的分离方法，其特征在于，
卫星推进模块为主星的整星提供动力时，模块分离控制系统与主星的星务平台连接，星务平台通过模块分离控制系统控制推力器的推力方向和推力大小，以执行主星轨控；
卫星推进模块与主星分离后，模块分离控制系统与星务平台断开连接。
3.如权利要求1所述的卫星推进模块的分离方法，其特征在于，所述卫星推进模块还包括：
外壳，被配置为容置所述推进剂储箱、推力器及所述模块分离控制系统；
所述推进剂储箱容置于所述外壳中，为存储推力器的燃料；
所述推力器嵌入长方体的底面，为主星的整星提供入轨及定轨动力。
4.如权利要求3所述的卫星推进模块的分离方法，其特征在于，所述外壳为长方体，由多片太阳电池片拼接而成；
不同的所述太阳电池片分别采集其自身的星间光照差分信息，并将所述星间光照差分信息发送至所述模块分离控制系统；
所述模块分离控制系统根据多个所述星间光照差分信息计算所述卫星推进模块的当前姿态以进行姿态调整。
5.如权利要求4所述的卫星推进模块的分离方法，其特征在于，所述卫星推进模块还包括：
锂电池组，被配置为所述模块分离控制系统提供电力；
所述卫星推进模块为所述主星的整星提供动力时，所述主星为所述锂电池组充电；
所述卫星推进模块与所述主星分离后，所述太阳电池片为所述锂电池组充电。
6.如权利要求1所述的卫星推进模块的分离方法，其特征在于，所述卫星推进模块还包括：
导航模块，被配置为确定当前所述卫星推进模块所处轨道，并发送至所述模块分离控制系统；
所述模块分离控制系统根据当前所述卫星推进模块所处轨道进行轨道控制，以将所述卫星推进模块推送至所述安全轨道。
7.如权利要求6所述的卫星推进模块的分离方法，其特征在于，所述卫星推进模块与所述主星分离后，原先为主星的整星提供入轨及定轨动力的推力器为其自身所在的卫星推进模块提供分离动力，以进入安全轨道。
8.一种卫星系统，包括多个卫星推进模块，所述卫星推进模块实施如权利要求1～7任一项所述的卫星推进模块的分离方法。
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