CN114132529B - 一种全电推进立方体卫星 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种全电推进立方体卫星，包括卫星本体以及设在所述卫星本体上的主推力器，还包括第一辅助推力器、第二辅助推力器与第三辅助推力器；第一辅助推力器、第二辅助推力器与第三辅助推力器分别通过连杆机构与卫星本体相连；第一辅助推力器、第二辅助推力器与第三辅助推力器均为脉冲等离子体推力器。采用脉冲等离子体推力器，除了能补偿气动阻力外，还能替代传统反作用飞轮和磁力矩器，以此完成轨道变换、姿态调整等任务，具有更高的有效载荷、更低的成本、更长的寿命和更轻的质量。而且通过设置连杆机构增加辅助推力器的控制力矩，解决电推力器推力较小的问题，从而使立方星具有更小的整体尺寸，更高的精度和更短的响应时间。

Description

一种全电推进立方体卫星

技术领域

本发明涉卫星及技术领域，具体是一种全电推进立方体卫星。

背景技术

众所周知，我们处于一个被卫星包围的世界，不管是天气预报、地图导航、网络通讯、广播电视和资源探测都离不开天上持续运转的卫星星座和天基网络信息系统。人造卫星往往依靠具有巨大推力的多级火箭从地面发射升空。根据2019年Space X公司的猎鹰9号数据表明，一颗卫星包含研制，发射和运营的整体成本高达每公斤45000美元。因此，在保证卫星的正常执行任务的能力而尽可能减重，无疑可以极大的节省成本，减少发射负担，降低能源的消耗。因此，卫星的一个发展趋势就是朝小型化、轻量化和低能耗方向迈进。

近些年随着电推进系统的蓬勃发展，全电推进卫星平台逐渐从设想走向了现实。通常来说，采用高比冲的电推进系统来实现星箭分离后的轨道转移、入轨后的在轨位置保持、姿态控制及离轨等操作任务的卫星平台称为全电推进卫星平台。其能大大的减轻推进剂的携带量，增大有效载荷，降低发射成本，减少综合研制费用，具有更高的推进效率和更长的使用寿命，非常契合卫星小型化、轻量化和低能耗的发展趋势。但是全电推进卫星仍然存在三大难点：其一是电推力器推力较小，导致变轨需要较长的时间；其二是缺乏多方位的力矩，难以执行复杂的任务；其三是空间环境干扰易影响卫星正常工作，欠缺高效智能的电推推力器控制系统调整卫星的轨道和姿态。

发明内容

针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种全电推进立方体卫星，有效节省卫星发射成本，增大有效载荷，提高任务执行能力，应用前景十分贴近当前微纳卫星“更小，更轻，更省，更环保”的设计需求。

为实现上述目的，本发明提供一种全电推进立方体卫星，包括卫星本体以及设在所述卫星本体上的主推力器，还包括第一辅助推力器、第二辅助推力器与第三辅助推力器；

所述第一辅助推力器、所述第二辅助推力器与所述第三辅助推力器分别通过连杆机构与所述卫星本体相连，以驱动所述卫星本体俯仰和/或偏航和/或滚转；

所述第一辅助推力器、所述第二辅助推力器与所述第三辅助推力器均为脉冲等离子体推力器。

在另一个实施例中，所述连杆机构包括第一连杆、第二连杆与第三连杆；

所述第一连杆的数量为两个且对称连接在所述卫星本体的上、下侧面，所述第一辅助推力器的数量为两个，两个所述第一辅助推力器分别设在两个所述第一连杆的末端，且所述第一辅助推力器的喷口朝向所述卫星本体的后方，以驱动所述卫星本体俯仰；

所述第二连杆的数量为两个且对称连接在所述卫星本体的左、右侧面，所述第二辅助推力器的数量为两个，两个所述第二辅助推力器分别设在两个所述第二连杆的末端，且所述第二辅助推力器的喷口朝向所述卫星本体的后方，以驱动所述卫星本体偏航；

所述第三杆的数量为两个且对称连接在所述卫星本体的左、右侧面，所述第三辅助推力器的数量为两个，两个所述第三辅助推力器分别设在两个所述第三连杆的末端，且所述第三辅助推力器的喷口朝向所述卫星本体的下方，以驱动所述卫星本体滚转。

在另一个实施例中，所述第一连杆的首端与所述卫星本体转动相连，所述第一连杆的转动轴与所述卫星本体的左、右方向平行；和/或

所述第二连杆的首端与所述卫星本体转动相连，所述第二连杆的转动轴与所述卫星本体的上、下方向平行；和/或

所述第三连杆的首端与所述卫星本体转动相连，所述第三连杆的转动轴与所述卫星本体的前、后方向平行。

在另一个实施例中，所述第一连杆和/或所述第二连杆和/或所述第三连杆均为伸缩杆。

在另一个实施例中，所述第一辅助推力器、所述第二辅助推力器、所述第三辅助推力器以及所述主推力器共用一套电源和点火电路。

在另一个实施例中，所述第一连杆、所述第二连杆、所述第三连杆均为空心结构，以用于走线。

相较于现有技术，本发明提供的一种全电推进立方体卫星具有如下有益技术效果：

1、采用脉冲等离子体推力器，除了能补偿气动阻力外，还能替代传统的反作用飞轮和磁力矩器进行速率阻尼和动量卸载，以此完成轨道变换、姿态调整等任务，与传统的携带动量轮的卫星相比，本发明中的卫星具有更高的有效载荷、更低的成本、更长的寿命和更轻的质量；

2、将第一辅助推力器、第二辅助推力器与第三辅助推力器分别通过连杆机构与卫星本体相连，可以有效的增加第一辅助推力器、第二辅助推力器与第三辅助推力器的控制力矩，解决电推力器推力较小的问题，从而使立方星具有更小的整体尺寸，更高的精度和更短的响应时间。

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为本发明实施例中立方体卫星的第一轴测图；

图2为本发明实施例中立方体卫星的第二轴测图；

图3为本发明实施例中卫星本体的内部结构图；

图4为本实施例中伸缩杆的连接结构示意图；

图5为本实施例中伸缩杆的连接结构的局部方法示意图；

图6为本实施例中伸缩杆的连接结构剖视图；

图7为本实施例中伸缩杆的连接结构剖视的局部结构放大图；

图8为本发明实施例中卫星姿态与轨道控制原理框图；

图9为本发明实施例中控制系统数据流框图。

附图标号：卫星本体1、测控天线发射端口101、测控天线接收端口102、UHF天线103与VHF天线104、GNSS天线105、监测相机106、DCS接收天线107、星箭适配器108、星敏感器109、主推力器2、第一辅助推力器3、第一连杆301、第二辅助推力器4、第二连杆401、第三辅助推力器5、第三连杆501、太阳帆板6、太阳敏感器601、GNSS接收器7、光纤陀螺8、4串8并电池组9、控制计算机10、内杆11、外杆12、舵机13、转动块14、第一齿轮15、第二齿轮16、第三齿轮17、第一转动轴18、第二转动轴19、第三转动轴20、马达21、限制杆22、限制块23、限制槽24。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

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，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。

需要说明，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”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”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，还可以是物理连接或无线通信连接；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。

如图1-3所示为本实施例公开的一种全电推进立方体卫星，其主要包括卫星本体1以及设在卫星本体1上的主推力器2、第一辅助推力器3、第二辅助推力器4与第三辅助推力器5。其中，主推力器2、第一辅助推力器3、第二辅助推力器4与第三辅助推力器5均为脉冲等离子体推力器。采用脉冲等离子体推力器，除了能补偿气动阻力外，还能替代传统的反作用飞轮和磁力矩器进行速率阻尼和动量卸载，以此完成轨道变换、姿态调整等任务，与传统的携带动量轮的卫星相比，本实施例中的立方体卫星具有更高的有效载荷、更低的成本、更长的寿命和更轻的质量。

本实施例中的脉冲等离子体推力器采用专利CN208221007U公开的技术方案，脉冲等离子体推力器具有推力较小的缺点，基于此，本实施例将第一辅助推力器3、第二辅助推力器4与第三辅助推力器5分别通过连杆机构与卫星本体1相连，以驱动卫星本体1俯仰和/或偏航和/或滚转。通过设置连杆机构增加第一辅助推力器3、第二辅助推力器4与第三辅助推力器5的控制力矩，解决电推力器推力较小的问题，从而使立方星具有更小的整体尺寸，更高的精度和更短的响应时间。

在具体实施过程中，连杆机构包括第一连杆301、第二连杆401与第三连杆501。第一连杆301的数量为两个且对称连接在卫星本体1的上、下侧面，第一辅助推力器3的数量为两个，两个第一辅助推力器3分别设在两个第一连杆301的末端，且第一辅助推力器3的喷口朝向卫星本体1的后方，以驱动卫星本体1俯仰；第二连杆401的数量为两个且对称连接在卫星本体1的左、右侧面，第二辅助推力器4的数量为两个，两个第二辅助推力器4分别设在两个第二连杆401的末端，且第二辅助推力器4的喷口朝向卫星本体1的后方，以驱动卫星本体1偏航；第三杆的数量为两个且对称连接在卫星本体1的左、右侧面，第三辅助推力器5的数量为两个，两个第三辅助推力器5分别设在两个第三连杆501的末端，且第三辅助推力器5的喷口朝向卫星本体1的下方，以驱动卫星本体1滚转。

作为优选地实施方式，第一连杆301的首端与卫星本体1转动相连，第一连杆301的转动轴与卫星本体1的左、右方向平行，即第一辅助推力器3能够沿卫星本体1的前后方向作摆动。第二连杆401的首端与卫星本体1转动相连，第二连杆401的转动轴与卫星本体1的上、下方向平行，即第二辅助推力器4能够沿卫星本体1的前后方向作摆动。第三连杆501的首端与卫星本体1转动相连，第三连杆501的转动轴与卫星本体1的前、后方向平行，即第二辅助推力器4能够沿卫星本体1的上下方向作摆动。

进一步优选地，第一连杆301、第二连杆401、第三连杆501均为伸缩杆，将第一连杆301、第二连杆401、第三连杆501设计为伸缩力臂结构，可以通过改变力臂长度放大或缩小不同方向的姿态控制力矩，从而使立方星具有更小的整体尺寸，更高的精度和更短的响应时间。

本实施例中，上述第一连杆301、第二连杆401、第三连杆501的伸缩以及转动可以通过舵机13与马达21共同实现。例如，参考图4-7，作为第一连杆301、第二连杆401、第三连杆501的伸缩杆均包括同轴套设的内杆11与外杆12，其中，内杆11的外壁上具有第一螺纹，外杆12的内壁上具有第二螺纹，且第一螺纹与第二螺纹相配置，使得内杆11与外杆12中任意一个转动时即能使得伸缩杆整体伸长或缩短。

在具体实施过程中，卫星本体上设置有舵机13，且该舵机13的输出端上连接有一转动块14。转动块14上通过转动轴分别转动连接有第一齿轮15、第二齿轮16与第三齿轮17，且第一齿轮15、第二齿轮16、第三齿轮17依次啮合且齿轮半径依次增大。其中，转动块14上分别通过设置有第一转动轴18、第二转动轴19与第三转动轴20，第一转动轴18的一端通过轴承与转动块14转动相连，另一端设置有马达21，且第一齿轮15与第一转动轴18通过键固定配合；第二转动轴19的一端通过轴承与转动块14转动相连，另一端设置有限位板，且第二齿轮16与第二转动轴19通过键固定配合，限位板用于防止第二齿轮16从第二转动轴19上脱落；第三转动轴20的一端通过轴承与转动块14转动相连，第三齿轮17与第三转动且内杆11的一端与第三转动轴20的另一端固定相连，内杆11的另一端与外杆12的一端螺纹配合，辅助推力器固定设置在外杆12的另一端。且外杆12上设置有能够限制外杆12转动的限制结构。其工作过程为：启动马达21后带动第一转动轴18与第一齿轮15转动，在第二齿轮16的传动下第三齿轮17也开始转动，此时第三转动轴20带动内杆11旋转，由于限制结构的作用使得外杆12相对固定，进而使得伸缩杆整体伸长或缩短，最终实现辅助推力器的力臂长度调节；当需要调节辅助推力器的推力角度时，启动舵机13带动转动块14以及转动块14上的所有结构一起摆动，即实现了辅助推力器的推力角度调节。

进一步具体地，限制结构包括限制杆22以及设置在外杆12上的两个限制块23，两个限制块23在外杆12上相对设置，且两个限制块23之间围成限制槽24，限制杆22的一端与转动块14或马达21固定相连，另一端穿过限制槽。即当外杆12转动时，限制杆22位于限制块23的转动路径上，进而限制外杆12的转动。当然，在具体实施时也可以只设置一个限制块，然后在限制块上开孔使得限制杆22的端部嵌入或穿过这开口，同样能够达到限制外杆12转动的效果。

本实施例中，第一辅助推力器3、第二辅助推力器4、第三辅助推力器5以及主推力器2共用一套电源和点火电路。其中，点火电路采用专利CN107725297A所公开的技术方案。需要注意的是，虽然第一辅助推力器3、第二辅助推力器4、第三辅助推力器5以及主推力器2共用一套电源和点火电路，当并不代表所有的推力器同时启动或关闭，其仍然能够更加需求单独开启或关闭某个推力器。

本实施例中，第一连杆301、第二连杆401、第三连杆501均为空心结构，以用于走线。

本实施例中，卫星本体1的上侧面上具有太阳帆板6，以用于将太阳能转换为电能；太阳帆板6上还设置有太阳敏感器601，以获取太阳信息，用于进行对日定向，使太阳帆板6指向太阳获取太阳能。另外，卫星本体1上还具有若干常规卫星所具有的遥测组件，主要包括设在卫星本体1左侧面的测控天线发射端口101与测控天线接收端口102和GNSS天线105、设在卫星本体1后侧面的UHF天线103与VHF天线104、设在设在卫星本体1左侧面与下侧面的监测相机106、设在卫星本体1右侧面的DCS接收天线107与星箭适配器108和星敏感器109。卫星本体1内部还设置有GNSS接收器7、光纤陀螺8、4串8并电池组9以及控制系统10。

本实施例中，立方体卫星控制系统由1台控制计算机、2台中心电推力器(即主推力器)、6台辅助电推力器(即2台第一辅助推力器、2台第二辅助推力器、2台第三辅助推力器)、2台光纤陀螺、1台星敏感器、1台太阳敏感器、1台GNSS导航接收机及天线等组成，用于实现卫星姿态和轨道的一体化控制。

本实施例中，卫星姿态与轨道控制原理框图如图8所示。卫星配置的星敏感器，为卫星提供三轴惯性姿态信息；三轴光纤陀螺用于提供卫星的角速度信息；数字太阳敏感器用于对日捕获和定向；GNSS接收机用于卫星轨道的测量和星上授时。姿态与轨道控制分系统与数管分系统共用星务计算机，由星务软件统一调度控制算法、任务流程、数据接口和时序等。姿态与轨道控制分系统主要运行模式为三轴对地稳定控制模式；姿态确定算法主要为光纤陀螺与星敏感器组合定姿，姿态控制算法为常规PD控制，同时结合滤波估计补偿技术进行干扰力矩补偿，轨道控制是为了轨道机动和离轨任务而设计，采用开环控制方式，即通过地面遥控指令启动推力器开启时刻及开始时长。

参考图9，控制分系统采集各种姿态敏感器输出的测量信号和GNSS接收机提供的轨道测量信息以及执行机构的状态量，按预先设定的程序、结合姿态确定和控制算法生成控制指令，然后向姿态控制执行机构发出控制指令，生成相应的控制力矩，完成姿态的闭环控制；地面站收到星上下传的遥测数据，可通过指令设定星上控制模式、目标姿态等，干预星上闭环控制；地面站根据遥测数据结合轨道控制策略生成轨道控制程序指令集合，发送至星上按程序执行姿态调整、推进电磁阀开机及姿态稳定等，完成轨道的开环控制。

卫星与运载器分离后进入轨道，此时姿态与轨道控制分系统在星务计算机的管理和调度下，通过地面遥控或由星上自主实现卫星的运行控制。为满足长期在轨运行以及任务载荷的试验需求，需要姿轨控分系统实现不同的姿态指向、轨道控制等。

卫星在轨飞行过程中，根据试验任务及业务运行要求，采用长期对地定向三轴稳定的控制模式，轨道控制时需要按时序完成姿态调整，推进开机工作时保持三轴姿态稳定。同时为满足飞行任务的需要，设计几种基本的控制模式，将这些控制模式进行适当组合和衔接，可满足系统的需要。试验任务时卫星姿态均处于对地定向三轴稳定模式，姿轨控系统不区分试验任务和整星工作模式。

本实施例中，卫星控制模式主要包括：

1、速率阻尼(全电速率阻尼)：目标是将整星的三轴惯性角速度均减小到某一给定阈值以下。姿态敏感器为光纤陀螺。该模式主要用于消除星箭分离带来的初始星体角速度。

2、太阳捕获：目标是将卫星太阳电池阵的法向指向太阳。该模式用于卫星没有自身姿态输入的情况(不能定姿)时，可实现太阳电池阵指向太阳，保证卫星能源安全。2个太阳敏分别安装于卫星体表的两个相对面，其中一个与太阳能电池阵共面。姿态敏感器为数字太阳敏、光纤陀螺。

3、对日定向：目标是使卫星体系与给定的太阳坐标系保持三轴稳定，卫星太阳电池阵的法向指向太阳。当卫星有自身姿态输入时，可基于太阳的理论方向实现快速太阳定向。姿态敏感器为星敏感器、光纤陀螺。

4、对地定向三轴稳定：目标是使卫星体系与给定的轨道坐标系保持三轴稳定。该模式是主要的卫星工作模式。姿态敏感器为星敏感器、光纤陀螺。

5、对天体惯性指向控制：目标是使卫星体系实现给定的惯性姿态。姿态敏感器为星敏感器、光纤陀螺。

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结构变换，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 (3)

1.一种全电推进立方体卫星，包括卫星本体以及设在所述卫星本体上的主推力器，其特征在于，还包括第一辅助推力器、第二辅助推力器与第三辅助推力器；

所述第一辅助推力器、所述第二辅助推力器与所述第三辅助推力器分别通过连杆机构与所述卫星本体相连，以驱动所述卫星本体俯仰和/或偏航和/或滚转；

所述第一辅助推力器、所述第二辅助推力器与所述第三辅助推力器均为脉冲等离子体推力器；

所述连杆机构包括第一连杆、第二连杆与第三连杆；

所述第一连杆的数量为两个且对称连接在所述卫星本体的上、下侧面，所述第一辅助推力器的数量为两个，两个所述第一辅助推力器分别设在两个所述第一连杆的末端，且所述第一辅助推力器的喷口朝向所述卫星本体的后方，以驱动所述卫星本体俯仰；

所述第二连杆的数量为两个且对称连接在所述卫星本体的左、右侧面，所述第二辅助推力器的数量为两个，两个所述第二辅助推力器分别设在两个所述第二连杆的末端，且所述第二辅助推力器的喷口朝向所述卫星本体的后方，以驱动所述卫星本体偏航；

所述第三连杆的数量为两个且对称连接在所述卫星本体的左、右侧面，所述第三辅助推力器的数量为两个，两个所述第三辅助推力器分别设在两个所述第三连杆的末端，且所述第三辅助推力器的喷口朝向所述卫星本体的下方，以驱动所述卫星本体滚转；

所述第一连杆的首端与所述卫星本体转动相连，所述第一连杆的转动轴与所述卫星本体的左、右方向平行；

所述第二连杆的首端与所述卫星本体转动相连，所述第二连杆的转动轴与所述卫星本体的上、下方向平行；

所述第三连杆的首端与所述卫星本体转动相连，所述第三连杆的转动轴与所述卫星本体的前、后方向平行；

所述第一连杆、所述第二连杆、所述第三连杆均为伸缩杆。

2.根据权利要求1所述全电推进立方体卫星，其特征在于，所述第一辅助推力器、所述第二辅助推力器、所述第三辅助推力器以及所述主推力器共用一套电源和点火电路。

3.根据权利要求2所述全电推进立方体卫星，其特征在于，所述第一连杆、所述第二连杆、所述第三连杆均为空心结构，以用于走线。