CN112964275A - 适用于在轨卫星的载荷指向角的测量装置 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种适用于在轨卫星的载荷指向角的测量装置，包括角度传递装置、压紧与解锁装置以及测量平台，所述角度传递装置通过压紧与解锁装置连接所述测量平台，所述测量平台上设置有测量传感器，所述角度传递装置包括第一解锁机构以及第二解锁机构。本发明通过零变形机械结构传递转动，采用高精度位移传感器捕捉平台位移变化，进而进行角度解算，既有小巧的机械结构，又有较高的测量精度及分辨率，而且测角范围大，系统容错率较高，满足在各种复杂空间环境下在轨测量的需求。
Description
技术领域
本发明涉及航天设备技术领域，具体地，涉及一种适用于在轨卫星的载荷指向角的测量装置。
背景技术
卫星飞行过程中，由于太阳照射、机械振动等因素的影响，有效载荷所在的基准板会发生微小的变形，从而使有效载荷在标准指向上产生小角度偏转，严重影响了高精度载荷的工作性能。
目前，在轨角度测量应用很少。经调研，来颖、沈正祥等人在论文“基于菲涅尔双棱镜的在轨小角度测量方法”(见《红外与激光工程》2016年，45卷第3期，页码1-6)中提出了一种利用成一定夹角的两面反射镜代替单块平面反射镜的改进型自准直测量方法，但该方法基于传统准直测量，激光容易出视场。杨勇、方无迪等人在“航天器变形高精度测量技术”(见《制导与引信》2016年，37卷第1期，页码36-37)中提出了一种基于PSD的在轨角度测量方法，但在轨应用时激光发射器涉及到真空污染和热变形的问题，以及目前国内市场尚未有航天级别的PSD，将严重制约该系统在航天器上的应用。
鉴于现有技术中的不足，亟待设计一种高精度的测量装置以满足在轨测量的需求。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种适用于在轨卫星的载荷指向角的测量装置。
根据本发明提供的一种适用于在轨卫星的载荷指向角的测量装置，包括角度传递装置、压紧与解锁装置以及测量平台；
所述角度传递装置通过压紧与解锁装置连接所述测量平台，所述测量平台上设置有测量传感器。
优选地，所述角度传递装置包括第一零变形机构以及第二零变形机构；
所述压紧与解锁装置包括第一解锁机构以及第二解锁机构；
所述第一零变形机构上设置有第一压紧位，所述第一解锁机构安装在所述第一压紧位上，所述第二零变形机构上设置有第二压紧位，所述第二解锁机构安装在所述第二压紧位上，所述第一压紧位、第二压紧位分别与所述测量平台连接。
优选地，所述第一解锁机构上连接有第一压紧座，所述第二解锁机构上连接有第二压紧座。
优选地，所述第一零变形机构包括第一零变形杆、第二零变形杆以及第一转角接头，所述第二零变形杆的一端通过第一转角接头连接所述第一零变形杆的一端，所述第一压紧位设置在第二零变形杆的另一端，所述第一零变形杆的另一端上设置有第一安装位；
所述第二零变形机构包括第三零变形杆、第四零变形杆以及第二转角接头，所述第四零变形杆的一端通过第二转角接头连接所述第三零变形杆的一端，所述第二压紧位设置在第四零变形杆的另一端，所述第三零变形杆的另一端上设置有第二安装位。
优选地，所述测量平台包括第一平面机构以及第二平面机构，所述第一平面机构上的第一平面板与第二平面机构上的第二平面板平行间隔布置，其中，所述测量传感器安装在所述第一平面板上。
优选地，所述压紧与解锁装置能够在锁定状态和解锁状态之间切换，当处于所述解锁状态时，所述第一平面板、第二平面板分别成为自由端并能够跟随所述角度传递装置运动。
优选地，所述测量传感器的数量为4个，其中3个用于检测，1个作为备用，所述测量传感器连接有CMOS传感器用来读取测量数据。
优选地，所述第一零变形机构、第二零变形机构上各自所具有的零形变杆的圆管部分均采用复合材料缠绕成型。
优选地，所述第一压紧位、第二压紧位、第一平面板、第二平面板均采用钛合金TC4材料。
优选地，所述第一零变形机构上所具有的第一转角接头、所述第二零变形机构上所具有的第二转角接头均采用低膨胀合金中的殷钢。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明通过零变形机械结构传递转动，采用高精度位移传感器捕捉平台位移变化，进而进行角度解算，既有小巧的机械结构，又有较高的测量精度及分辨率，而且测角范围大，系统容错率较高，满足在轨测量的需求。
2、本发明中的零膨胀杆传递转动而不引入结构热变形误差，压紧装置使其能经受主动段振动，预压紧设计与解锁热刀保证了在轨工作时杆系的自由，适当的测量平台面积与位移传感器量程保证了系统量程，而位移传感器精度决定了系统测角精度，结构简单，实用性强。
3、本发明中的角度传递装置采用复合材料制作并限定加工工艺，实现了结构质量轻、刚度高的要求，结构小巧轻质。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明的结构示意图；
图2为第一平面板与第二平面板相对转动前的坐标系示意图；
图3为第一平面板与第二平面板相对转动后的坐标系示意图。
图中示出：
第一零变形杆1 第一压紧位9
第二零变形杆2 第二压紧位10
第三零变形杆3 第一解锁机构11
第四零变形杆4 第二解锁机构12
第一转角接头5 第一压紧座13
第二转角接头6 第二压紧座14
第一平面板7 第二平面板15
测量传感器8
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
实施例1：
本发明提供了一种适用于在轨卫星的载荷指向角的测量装置，如图1所示，包括角度传递装置、压紧与解锁装置以及测量平台，所述角度传递装置通过压紧与解锁装置连接所述测量平台，所述测量平台上设置有测量传感器8，具体地，所述测量平台包括第一平面机构以及第二平面机构，所述第一平面机构上的第一平面板7与第二平面机构上的第二平面板15平行间隔布置，其中，所述测量传感器8安装在所述第一平面板7上。
进一步地，所述角度传递装置包括第一零变形机构以及第二零变形机构，第一零变形机构、第二零变形机构分别从载荷、基准的安装底板引出，用以传递发生的微转动，第一零变形机构、第二零变形机构各自的自由端分别为两个平行的平面，通过在端部平面上布置4个接触式测量传感器8，对两个平行面之间的相对变化进行位移测量，获取两个测量平面间的相对位移变化，从而得到两个有效载荷底板相对转角，平面面积与测量传感器8量程决定了系统量程。所述测量传感器8的数量优选为4个，其中3个用于检测，1个作为备用，所述测量传感器8连接有CMOS传感器用来读取测量数据。本发明测角范围大，能满足在轨精度需求，结构小巧轻质，系统容错率较高，能适应各种复杂的在轨环境。
具体地，所述压紧与解锁装置包括第一解锁机构11以及第二解锁机构12，所述第一零变形机构上设置有第一压紧位9，所述第一解锁机构11安装在所述第一压紧位9上，所述第二零变形机构上设置有第二压紧位10，所述第二解锁机构12安装在所述第二压紧位10上，所述第一压紧位9、第二压紧位10分别与所述测量平台连接。
具体地，所述第一解锁机构11上连接有第一压紧座13，所述第二解锁机构12上连接有第二压紧座14，所述第一压紧座13、第二压紧座14能够用于保证第一零变形机构、第二零变形机构的固定，使系统在主动发射段内测量平台不发生较大的移动。
具体地，所述第一零变形机构包括第一零变形杆1、第二零变形杆2以及第一转角接头5，所述第二零变形杆2的一端通过第一转角接头5连接所述第一零变形杆1的一端，所述第一压紧位9设置在第二零变形杆2的另一端，所述第一零变形杆1的另一端上设置有第一安装位；所述第二零变形机构包括第三零变形杆3、第四零变形杆4以及第二转角接头6，所述第四零变形杆4的一端通过第二转角接头6连接所述第三零变形杆3的一端，所述第二压紧位10设置在第四零变形杆4的另一端，所述第三零变形杆3的另一端上设置有第二安装位。
具体地，所述压紧与解锁装置能够在锁定状态和解锁状态之间切换，当处于所述解锁状态时，所述第一平面板7、第二平面板15分别成为自由端并能够跟随所述角度传递装置运动。当系统在主动发射段内将所述压紧与解锁装置调节至锁定状态，使测量平台不发生较大的移动，当系统在轨运行时，将所述压紧与解锁装置调节至解锁状态用于检测卫星顶板发生的热变形。
实施例2：
本实施例为实施例1的优选例。
本实施例中用到的位移传感器8，经过比对分析与实验选型，最终采用松下的HG-S1110位移传感器，利用高解像度CMOS传感器来读取玻璃刻度尺，从而测量移动量，而且不会发生跳值位。
为抑制装置本身热变形，同时满足结构质量轻、刚度高的要求，第一零变形机构、第二零变形机构分别采用“L”形直角杆，采用零膨胀设计，抑制本身热变形，提高测量精度。具体地，所述第一零变形机构、第二零变形机构上各自所具有的零形变杆的圆管部分均采用M55J/AG80复合材料缠绕成型。第一零变形杆1、第二零变形杆2、第三零变形杆3、第四零变形杆4均优选采用壁厚3㎜、外径30㎜的圆管。
考虑到复合材料一体化成型的难度，所述第一压紧位9、第二压紧位10、第一平面板7、第二平面板15均采用钛合金TC4材料，所述第一零变形机构上所具有的第一转角接头5、所述第二零变形机构上所具有的第二转角接头6均采用低膨胀合金中的殷钢4J36。
所述第一解锁机构11、第二解锁机构12均采用解锁热刀，为保证在轨运行段测量系统与解锁热刀不发生干涉，解锁后热变形测量系统与解锁热刀接口处设置一定间隙。即初始时将零变形杆往卫星顶板方向预压2mm，作为在轨测量时杆系自由端的活动空间。
本发明的工作原理如下：
在第一平面板7、第二平面板15上分别建立随体坐标系o-xyz和O-XYZ，如图1、图2、如3所示，图中两坐标系初始时重合，即上下平面相互平行，热变形测量过程中，通过第一平面板7随体坐标系相对于第二平面板15随体坐标系的转动来表征被测物体之间的相对位置关系。
以第二平面板15随体坐标系o-xyz为基准，此时随体坐标系o-xyz相当于惯性坐标系。各测点在o-xyz下的坐标为
由此可以得到第一平面板7法线Z在坐标系o-xyz下向量表示：
卫星顶板发生热变形后，热变形测量装置中第一平面板7、第二平面板15发生相对转动，第一平面板7随体坐标系旋转后为O'-X'Y'Z'，相应的，仍可以得到o-xyz下各测点的坐标：
其中，
为相应测点位移传感器的读数，由此可以得到坐标轴Z'在坐标系o-xyz下坐标轴的向量表示。
联立以上两法线表达式，可得到顶面法线的偏角为
综上所述，本发明提供了一种适用于在轨卫星的载荷高精度指向角测量装置，能够满足在轨高精度角度测量的迫切需求，零膨胀杆传递转动而不引入结构热变形误差，压紧装置使其能经受主动段振动，预压紧设计与解锁热刀保证在轨工作时杆系的自由，适当的测量平台面积与位移传感器量程保证了系统量程，而位移传感器精度决定了系统测角精度。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (10)
1.一种适用于在轨卫星的载荷指向角的测量装置，其特征在于，包括角度传递装置、压紧与解锁装置以及测量平台；
所述角度传递装置通过压紧与解锁装置连接所述测量平台，所述测量平台上设置有测量传感器(8)。
2.根据权利要求1所述的适用于在轨卫星的载荷指向角的测量装置，其特征在于，所述角度传递装置包括第一零变形机构以及第二零变形机构；
所述压紧与解锁装置包括第一解锁机构(11)以及第二解锁机构(12)；
所述第一零变形机构上设置有第一压紧位(9)，所述第一解锁机构(11)安装在所述第一压紧位(9)上，所述第二零变形机构上设置有第二压紧位(10)，所述第二解锁机构(12)安装在所述第二压紧位(10)上，所述第一压紧位(9)、第二压紧位(10)分别与所述测量平台连接。
3.根据权利要求2所述的适用于在轨卫星的载荷指向角的测量装置，其特征在于，所述第一解锁机构(11)上连接有第一压紧座(13)，所述第二解锁机构(12)上连接有第二压紧座(14)。
4.根据权利要求2所述的适用于在轨卫星的载荷指向角的测量装置，其特征在于，所述第一零变形机构包括第一零变形杆(1)、第二零变形杆(2)以及第一转角接头(5)，所述第二零变形杆(2)的一端通过第一转角接头(5)连接所述第一零变形杆(1)的一端，所述第一压紧位(9)设置在第二零变形杆(2)的另一端，所述第一零变形杆(1)的另一端上设置有第一安装位；
所述第二零变形机构包括第三零变形杆(3)、第四零变形杆(4)以及第二转角接头(6)，所述第四零变形杆(4)的一端通过第二转角接头(6)连接所述第三零变形杆(3)的一端，所述第二压紧位(10)设置在第四零变形杆(4)的另一端，所述第三零变形杆(3)的另一端上设置有第二安装位。
5.根据权利要求1或2所述的适用于在轨卫星的载荷指向角的测量装置，其特征在于，所述测量平台包括第一平面机构以及第二平面机构，所述第一平面机构上的第一平面板(7)与第二平面机构上的第二平面板(15)平行间隔布置，其中，所述测量传感器(8)安装在所述第一平面板(7)上。
6.根据权利要求5所述的适用于在轨卫星的载荷指向角的测量装置，其特征在于，所述压紧与解锁装置能够在锁定状态和解锁状态之间切换，当处于所述解锁状态时，所述第一平面板(7)、第二平面板(15)分别成为自由端并能够跟随所述角度传递装置运动。
7.根据权利要求1所述的适用于在轨卫星的载荷指向角的测量装置，其特征在于，所述测量传感器(8)的数量为4个，其中3个用于检测，1个作为备用，所述测量传感器(8)连接有CMOS传感器用来读取测量数据。
8.根据权利要求1所述的适用于在轨卫星的载荷指向角的测量装置，其特征在于，所述第一零变形机构、第二零变形机构上各自所具有的零形变杆的圆管部分均采用复合材料缠绕成型。
9.根据权利要求5所述的适用于在轨卫星的载荷指向角的测量装置，其特征在于，所述第一压紧位(9)、第二压紧位(10)、第一平面板(7)、第二平面板(15)均采用钛合金TC4材料。
10.根据权利要求2所述的适用于在轨卫星的载荷指向角的测量装置，其特征在于，所述第一零变形机构上所具有的第一转角接头(5)、所述第二零变形机构上所具有的第二转角接头(6)均采用低膨胀合金中的殷钢。
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Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN201086828Y (zh) * | 2007-04-28 | 2008-07-16 | 上海卫星工程研究所 | 一种用于人造卫星的零变形全碳框架 |
| CN102082313A (zh) * | 2009-11-30 | 2011-06-01 | 上海卫星工程研究所 | 电池降温系统 |
| CN102175260A (zh) * | 2010-12-31 | 2011-09-07 | 北京控制工程研究所 | 一种自主导航系统误差校正方法 |
| CN104482874A (zh) * | 2014-11-21 | 2015-04-01 | 上海卫星工程研究所 | 用于卫星载荷指向相对变形的在轨测量系统 |
| CN106950975A (zh) * | 2017-01-24 | 2017-07-14 | 上海卫星工程研究所 | 大角度机动高分辨率微波遥感卫星总体控制方法 |
| CN109927936A (zh) * | 2019-02-19 | 2019-06-25 | 上海卫星工程研究所 | 载荷与平台热变形隔离的静止轨道卫星 |
| US20190339095A1 (en) * | 2015-11-10 | 2019-11-07 | Safran Electronics & Defense | Method for detecting parasitic movements during static alignment of an inertial measurement unit, and associated detection device |
-
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- 2021-02-04 CN CN202110156196.3A patent/CN112964275B/zh active Active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN201086828Y (zh) * | 2007-04-28 | 2008-07-16 | 上海卫星工程研究所 | 一种用于人造卫星的零变形全碳框架 |
| CN102082313A (zh) * | 2009-11-30 | 2011-06-01 | 上海卫星工程研究所 | 电池降温系统 |
| CN102175260A (zh) * | 2010-12-31 | 2011-09-07 | 北京控制工程研究所 | 一种自主导航系统误差校正方法 |
| CN104482874A (zh) * | 2014-11-21 | 2015-04-01 | 上海卫星工程研究所 | 用于卫星载荷指向相对变形的在轨测量系统 |
| US20190339095A1 (en) * | 2015-11-10 | 2019-11-07 | Safran Electronics & Defense | Method for detecting parasitic movements during static alignment of an inertial measurement unit, and associated detection device |
| CN106950975A (zh) * | 2017-01-24 | 2017-07-14 | 上海卫星工程研究所 | 大角度机动高分辨率微波遥感卫星总体控制方法 |
| CN109927936A (zh) * | 2019-02-19 | 2019-06-25 | 上海卫星工程研究所 | 载荷与平台热变形隔离的静止轨道卫星 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 唐新明，等: "激光测高卫星的发展与展望", 《国际太空》 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN112964275B (zh) | 2023-03-14 |
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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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