CN114802811A - 一种用于失稳航天器的附着式消旋载荷系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于失稳航天器的附着式消旋载荷系统，包括主承力框、综合电子系统、蓄电池组、冷气微推力器、固体火箭推力器、安装板、外壳和若干飞矛。固体火箭推力器提供载荷发射的初速度，飞矛实现对目标的侵彻和可靠附着，综合电子系统实现对载荷的任务管理、能源管理、姿态控制以及信号收发等功能，冷气微推力器作为姿态消旋控制执行机构提供三个轴上的控制力矩。本发明通过搭载服务航天器入轨，执行任务时由服务航天器发射并附着在目标上，通过冷气微推力器对目标进行消旋，实现了发射、着靶以及对靶目标进行消旋的功能，为空间姿态失稳航天器的在轨维修服务提供了一种新的技术途径。

Description

一种用于失稳航天器的附着式消旋载荷系统

技术领域

本发明涉及卫星技术领域，具体涉及一种用于失稳航天器的附着式消旋载荷系统。

背景技术

随着航天事业的发展，空间中大量存在的太空垃圾和空间碎片已经对在轨航天器的安全运行构成严重威胁，对其进行主动清除已经迫在眉睫。另一方面，失稳卫星在轨维修难度大，但对高价值卫星进行在轨维修可延长其寿命。

大部分空间垃圾，如火箭末级、失效卫星等目标已经失去了姿态控制能力，且长期在失控状态下运行，受太阳光压、重力梯度等摄动力矩影响，以及失效前自身残余角动量等因素，往往会出现翻滚运动。针对非合作目标或快或慢的无规律自由翻滚运动，目前已经提出的包括采用小型机械臂、飞网、飞爪等在内的多种在轨捕获方式，但由于翻滚非合作目标的质量大小、质心位置、几何形状等先验信息均未知，运动规律极其复杂，所以对其实施在轨捕获难度相当大。若能进行消旋处理，将有利于后续的工作。事先进行目标消旋可实现安全、准确地捕获，且极大的降低了碰撞风险。

发明内容

本发明提出了一种用于失稳航天器的附着式消旋载荷系统，通过搭载服务航天器入轨，执行任务时发射并附着在失稳目标上，通过冷气微推力器对失稳目标进行消旋，实现了发射、着靶以及对靶目标进行消旋的功能。

实现本发明的技术解决方案为：一种用于失稳航天器的附着式消旋载荷系统，包括主承力框、综合电子系统、蓄电池组、冷气微推力器、固体火箭推力器、安装板、外壳和若干飞矛，主承力框顶面固连有安装板，若干飞矛均匀分布在安装板上，综合电子系统和蓄电池组自上而下依次设置在主承力框内，冷气微推力器固定在主承力框底面，固体火箭推力器固定在冷气微推力器底面；外壳环绕主承力框和冷气微推力器外壁设置，包裹综合电子系统、蓄电池组和冷气微推力器，主承力框、冷气微推力器、固体火箭推力器均为回转体；综合电子系统分别与蓄电池组、冷气微推力器、固体火箭推力器连接。

与现有技术相比，本发明具有以下效果：

（1）本发明将冷气微推力器和主承力框作为结构主体，所有部件以结构主体为基准对称安装，以此减小任务过程中推力偏心造成的影响。

（2）本发明开展星上控制计算机多功能密度集成设计，实现星上能源管理，任务调度，姿态控制，热控，信息交互等功能；开展蓄电池充放电电路设计，提高能源利用效率；针对消旋载荷特殊工作环境，开展长续航时间蓄电池组设计；提出具有开放功能的系统级模块或部组件接口标准，构建具有统一接口标准的软硬件一体化设计。

（3）本发明将固体火箭推力器喷管露出在外壳外侧，采用无后座发射技术，避免固体火箭推力器瞬时冲击对试验飞行器造成的姿态扰动甚至翻转。

附图说明

图1是本发明用于失稳航天器的附着式消旋载荷系统的示意图。

图2是本发明用于失稳航天器的附着式消旋载荷系统的飞矛装配图。

图3是本发明用于失稳航天器的附着式消旋载荷系统的安装支架示意图。

图4是本发明用于失稳航天器的附着式消旋载荷系统的综合电子系统转配图。

图5是本发明用于失稳航天器的附着式消旋载荷系统的蓄电池组装配图。

图6是本发明用于失稳航天器的附着式消旋载荷系统的结构主体示意图。

图7是本发明用于失稳航天器的附着式消旋载荷系统的支架示意图。

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。在本发明地描述中，“多个”地含义是至少两个，例如两个、三个等，除非另有明确具体地限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应作广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；“连接”可以是机械连接，也可以是电连接。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指内。

下面将结合本设计实例对具体实施方式、以及本次发明的技术难点、发明点进行进一步介绍。

本发明的捕获对象主要为姿控系统故障、部分元器件损坏的失稳卫星及空间碎片。对空间非合作目标的捕获可以应用在许多空间任务中，例如对未成功入轨的卫星进行辅助入轨，对故障卫星更换仪器元件，对燃料耗尽卫星补加燃料，对未正常展开太阳能帆板或天线进行辅助展开，以及空间碎片捕获或一些军事任务，具有极为重要的军民两用价值。

如图1所示，本发明所述的用于失稳航天器的附着式消旋载荷系统，包括主承力框2、综合电子系统3、蓄电池组4、冷气微推力器5、固体火箭推力器6、安装板7、外壳15和若干飞矛1，主承力框2顶面固连有安装板7，若干飞矛1均匀分布在安装板7上，综合电子系统3和蓄电池组4自上而下依次设置在主承力框2内，冷气微推力器5固定在主承力框2底面，固体火箭推力器6固定在冷气微推力器5底面；外壳15环绕主承力框2和冷气微推力器5外壁设置，包裹综合电子系统3、蓄电池组4和冷气微推力器5，主承力框2、冷气微推力器5、固体火箭推力器6均为回转体；综合电子系统3分别与蓄电池组4、冷气微推力器5、固体火箭推力器6连接。

进一步地，结合图2，所述飞矛1与主承力框2之间通过一块5mm厚的安装板7和隔震垫安装，通过螺钉将矛固定在安装板7上，安装板7通过侧面的螺钉安装于主承力框1顶部。安装板7可将飞矛1侵彻的冲击力均匀分散到主承力框2边缘，减小冲击对载荷结构的影响。

进一步地，结合图5，所述综合电子系统3置于主承力框2内部，pcb板通过安装支架8固定于主承力框2上，蓄电池组4与主承力框2之间无刚性连接，通过顶部端盖12和底部端盖13固定位置，端盖12与主承力框2通过螺钉固定，蓄电池组4与主承力框2和端盖12之间通过隔震垫缓冲，减小发射和侵彻目标时的冲击蓄电池焊点的影响。

所述安装支架8由固定环和若干支撑柱构成，若干支撑柱环绕固定环底面均匀分布，支撑柱固定在主承力框2内壁，综合电子系统3通过支撑柱支撑固定。

所述综合电子系统3包括第一pcb板9、第二pcb板10和第三pcb板11，所述第一pcb板9为CPU板，第二pcb板10为微推板，第三pcb板11为UV通信板，三块pcb板平行间隔套在若干支撑柱上，第一pcb板9分别与第二pcb板10、第三pcb板11、蓄电池组4和固体火箭推力器6连接，第二pcb板10再与冷气微推力器5连接。

进一步地，结合图6，所述主承力框2和冷气微推力器5作为结构主体，需要承受载荷发射和侵彻目标时的冲击，因此设计冷气微推力器5底部与主承力框2底部进行面接触，冲击力均匀分布于接触面，减小形变，冷气微推力器5与主承力框2通过侧面的螺钉进行定位。

进一步地，结合图6和图7，所述冷气微推力器5与固体火箭推力器6之间通过支架14安装，所述支架14由安装板和固定在安装板底面的支撑筒构成。固体火箭推力器6通过螺钉固定在支撑筒上，安装板与冷气微推力器5顶部的支柱通过螺钉固连。

进一步地，所述载荷主体即主承力框2和冷气微推力器5通过侧面的螺钉与外壳15进行连接，外壳15底部镂空部分与固体火箭推力器6药柱部分配合。外壳15与结构主体之间留有3mm间隙，用于隔热材料的安装。

进一步地，所述固体火箭推力器喷管伸出在外壳15，采用无后座发射技术，避免固体火箭推力器6瞬时冲击对试验飞行器造成的姿态扰动甚至翻转。

进一步地，将所述冷气微推力器5和主承力框2作为结构主体，所有部件以结构主体为基准对称安装，以此减小任务过程中推理偏心造成的影响。

进一步地，所述外壳15环绕主承力框2和冷气微推力器5外壁设置，包裹综合电子系统3、蓄电池组4和冷气微推力器5，主承力框2上部伸出外壳15，以此减小外壳体积，达到减重的目的。

进一步地，所述综合电子系统3用于实现对载荷的任务管理、能源管理、姿态控制以及信号收发等功能。

工作过程：

S1、服务航天器携带消旋载荷搭载火箭发射入轨。

S2、基于空间在轨维修救援的应用场景，服务卫星携带消旋载荷抵近至失稳航天器附近。

S3、服务卫星对失稳航天器进行三维重构和特征识别，辨识出可附着区域。

S4、由于失稳航天器处于自旋状态，服务航天器需等待发射时机，发射时机来临，服务航天器给出分离信号，固体火箭推力器6工作，消旋载荷发射。

S5、消旋载荷通过初始速度和飞矛1对失稳目标进行侵彻和锚定，之后基于自身携带的陀螺仪对目标质量特性以及附着位置进行辨识，随后综合电子系统3控制冷气微推力器5对失稳航天器进行消旋控制。

Claims (5)

1.一种用于失稳航天器的附着式消旋载荷系统，其特征在于：包括主承力框（2）、综合电子系统（3）、蓄电池组（4）、冷气微推力器（5）、固体火箭推力器（6）、安装板（7）、外壳（15）和若干飞矛（1），主承力框（2）顶面固连有安装板（7），若干飞矛（1）均匀分布在安装板（7）上，综合电子系统（3）和蓄电池组（4）自上而下依次设置在主承力框（2）内，冷气微推力器（5）固定在主承力框（2）底面，固体火箭推力器（6）固定在冷气微推力器（5）底面；外壳（15）环绕主承力框（2）和冷气微推力器（5）外壁设置，包裹综合电子系统（3）、蓄电池组（4）和冷气微推力器（5），主承力框（2）、冷气微推力器（5）、固体火箭推力器（6）均为回转体；综合电子系统（3）分别与蓄电池组（4）、冷气微推力器（5）、固体火箭推力器（6）连接。

2.根据权利要求1所述的用于失稳航天器的附着式消旋载荷系统，其特征在于：还包括由固定环和若干支撑柱构成的安装支架（8），若干支撑柱环绕固定环底面均匀分布，支撑柱固定在主承力框（2）内壁，综合电子系统（3）通过支撑柱支撑固定。

3.根据权利要求2所述的用于失稳航天器的附着式消旋载荷系统，其特征在于：所述综合电子系统（3）包括第一pcb板（9）、第二pcb板（10）和第三pcb板（11），所述第一pcb板（9）为CPU板，第二pcb板（10）为微推板，第三pcb板（11）为UV通信板，三块pcb板平行间隔套在若干支撑柱上，第一pcb板（9）分别与第二pcb板（10）、第三pcb板（11）、蓄电池组（4）和固体火箭推力器（6）连接，第二pcb板（10）再与冷气微推力器（5）连接。

4.根据权利要求1所述的用于失稳航天器的附着式消旋载荷系统，其特征在于：还包括隔震垫，飞矛（1）和主承力框（2）之间、蓄电池组（4）和主承力框（2）之间分别设有隔震垫。

5.根据权利要求1所述的用于失稳航天器的附着式消旋载荷系统，其特征在于，将冷气微推力器（5）和主承力框（2）作为结构主体，所有部件以主体为基准安装，以此减小任务过程中推力偏心造成的影响。

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