卫星姿态控制系统的制作方法

本发明是与小型化卫星定位系统有关；更具体而言，是有关于具有旋转质量的陀螺仪，优选地为球形，具有多重旋转角度。

背景技术：

随着摄像机及各种信号和通信设备等电子测量设备尺寸的减小，人造卫星的尺寸也随之减小。因此，卫星本身和其发射火箭的成本也大幅降低。包括姿态控制系统在内的所有卫星节点都需要小型化和更轻量的解决方案。

卫星的反作用球体定位系统(reactionspherepositioningsystems)是此类节点其中的一种，其用于将卫星定位在太空中，并且例如将其通信或观测装置指向地球上期望的点或指向太空中期望的方向。

在历史上，卫星姿态控制系统是通过使用一圆柱形飞轮或反作用轮的概念来建造，而多达3个飞轮以不同旋转模式旋转，旋转轴优选地位于x，y和z方向上。这些飞轮的支撑件牢固地固定在卫星的框架上。通过选择所有飞轮的适当的惯性比例，可以在无重力环境下进行卫星定向控制。

为了减小此类飞轮的尺寸和重量，目前已经有显著的成果。其中一个方面是配备一个单一的旋转体，如一多重旋转球体，并通过电磁场驱动它。此类球体包括永久磁铁并且作用如同转子，多重的电磁铁位于围绕球体的一定子框架中。

日本专利jp6117741a记载了一种装置，其通过非接触方式支撑由一个球组成的转子且允许转子可控地环绕任何轴线旋转，使多个轴的位置可被控制，以减小单组飞轮装置的尺寸、重量、零件的数量。在此方案中，电磁铁是配置在一空心球形转子10的外部，以延伸穿过转子的中心并且与转子彼此夹在彼此正交的轴线x，y和z上，使得以磁吸力支撑转子10的一磁轴承构成非接触方式。此外，在各自轴在线彼此相对的电磁铁的外侧设置有与电磁铁同心的定子，使得转子可以通过定子的磁力而环绕任何轴线旋转。如此，分别安装在现有人造卫星的三个轴上的飞轮装置可以替换为单组飞轮装置。

pct专利申请号wo2014017817记载一种三维的刚性球驱动系统，包含：一支撑框架，具有多面体形状；一刚性球，位于支撑框架内部中心处；多个滚珠轴承，安装在支撑框架的内边缘处并接触刚性球的表面；多个电磁铁，设置成围绕该些滚珠轴承，以形成用以旋转刚性球的磁场；以及一控制单元，用以控制该些电磁体，以控制刚性球的旋转方向和旋转速度。根据该发明，安装在卫星的姿态控制设备内该刚性球是由多个滚珠轴承支撑，因而不需要安装用于将刚性球悬浮在空中的磁悬浮装置。此外，该刚性球的位置是通过振动等来维持，如此能精确地控制卫星的姿态。

立陶宛专利号lt6089记载一种卫星导航设备。该发明是基于旋转质量惯性矩变化作用以进行卫星引导，尤其是在三个空间轴线中使用球形卫星定向的体质量，及压电致动器通过组合三轴线的任意者使该球体旋转。卫星定向装置是由一定质量的球体和旋转运动产生的一个压电致动器所组成，压电致动器由至少两个压电陶瓷半球围绕该球体及在一该压电陶瓷半球与基座之间的弹性组件组成，或者压电陶瓷半球装置可以替换成具有压电陶瓷圆柱体，球体带有连接在其主体上的永久磁铁，且球体压靠在装设于压电陶瓷圆柱体上的中间组件。所提出的设备具有简单的设计可用于任何太空卫星。

在最近的专利中，压电陶瓷半球具有分段电极，其允许在不连续的区域中引起压电致动器的振动，因而产生该球体的一旋转运动。然而，这类解决方案的主要缺点在于，分段的压电陶瓷致动器具有称之为振动串扰的负特性，其将导致压电陶瓷致动器的一个区段中产生的振动被感应到另一个区段且与该球体相切。此外，一半球或一圆柱体会覆盖球形惯性体的大部分表面积，使得难以安装传感器系统来主动反馈感应旋转。

在其他技术领域中，已有数种方案记载了操控球体以改变其定向的技术。一些创新的技术解决方案记载压电致动器可以实际上在任何方向上旋转球体，并应用于摄影机定位。

欧洲专利ep1111692记载一致动器具有多个压电驱动机构，以及一球体具有一录像机可在两或更多个轴在线转动。一结构传送来自该致动器的影像和声音。压电驱动机构可以随机地转动该球体，且可通过沿切线方向的振荡来形成摩擦。

现有解决方案仍以具有电磁致动器的居多，而强力的电磁场可能会干扰卫星中敏感的电子设备及干扰行星的磁场。组件成本和整体复杂度较高，并且基于电磁铁的解决方案也需要复杂的控制信号。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种用于小型人造卫星的多重旋转定位设备或姿态控制系统。

该卫星定位系统包括一球形惯性体；支撑件；一个或多个致动器；及电子设备，依据来自一个或多个反馈传感器的信号来控制致动器。支撑件可为半主动的或被动的。支撑件用以保持该惯性体在其原位上并允许三维旋转，并且可以将支撑件安装在一悬挂子系统上或者不用悬挂子系统。被动支撑件不具有主动组件，其目的是将惯性体保持在一预定位置。半主动支撑件具有可减少支撑组件与惯性体之间的摩擦的主动组件(例如具有小振幅的切向或垂直的高频振动)。一个致动器包括一主动组件，其主要目的是对该惯性体产生运动，但也作为该惯性体的一支撑件。

附图说明

图式仅供参考，而不应限制本发明的范围。图式中描绘的节点中不应该被认为是限制性的，而仅是作为众多可能的实施例中的一个例子。

图1为卫星姿态控制系统的自由形体悬挂系统的示意图。

图2为具有一个支撑件和三个致动器的多重旋转系统的示意图(侧视图)。

图3为具有一个支撑件和三个致动器的多重旋转系统的示意图(俯视图)。

图4为具有六个致动器的多重旋转系统的示意图。

图5为具有三个支撑件和三个致动器的多重旋转系统的示意图。

图6为具有三个支撑件和一个致动器的多重旋转系统的示意图。

具体实施方式

本发明是关于一种卫星姿态控制系统。

该系统的目的是用以对在太空中的卫星定向产生可控的旋转动量。该系统包括一个或多个摩擦驱动致动器(2)；一球形惯性体(1)；一装置，用以保持该惯性体在其原位上并允许三维旋转，例如，安装在一悬挂子系统(4)的支撑件(3)。该系统更包括多个电子设备，依据来自一个或多个旋转反馈传感器的信号来控制致动器。

于此，“基于摩擦的致动器”或“摩擦驱动致动器”是指直接或通过中间组件通过摩擦将运动转移至另一个主体的任何致动器，而该致动器的一主动组件是固体的且与所要致动的该主体直接地或通过一个/多个中间组件接触。

在本发明的实施例中，所要被致动的该主体优选地为一球形惯性体(1)。

惯性体(1)的支撑件(3)是半主动的或被动的。在被动支撑件(3)的情况下，它不包含任何主动组件，且其目的是将该惯性体(1)保持在其原位。半主动的支撑件(3)包括可减小支撑组件与该惯性体(1)之间的摩擦力的一组件，例如一固体振动组件，具有小振幅的高频振动，而振动与该惯性体(1)表面为切向或垂直。

该至少一致动器(2)通常为一主动组件。该致动器的主要目的是将运动转移到该惯性体上，从而产生旋转动量，但该致动器(2)也作为一支撑件，既处于其主动状态亦处于一被动状态。

在一实施例中，该姿态控制系统包括一球形惯性体，该球形惯性体被配置成以一期望的旋转模式在太空中旋转；一或多个旋转反馈传感器；一组分离的支撑件及/或致动器，而一或多个致动器用来通过摩擦产生旋转动量予该球形惯性体，且一或多个支撑件用来保持该惯性体在原位。采用一组4或4个以上的致动器与支撑件。支撑件可为被动或半主动的，以减少摩擦。该系统的目的是用以对在太空中的卫星定向产生可控的旋转动量。所述致动器优选地以脉冲或一系列脉冲来控制，以精确地控制卫星的姿态。其中一种方法是使用电控信号的脉宽调变(pwm)。

在最简单的实施例之一中，如图2所示，只有一个支撑组件(3)。

而在另一个实施例中，该系统仅包括支撑该球形惯性体的三个点，并且通过使用磁场将该球形惯性体保持在原位。在这个实施例中，三个支撑点优选地是配置在一笛卡尔坐标系的三个轴的致动器，并且该球形惯性体(inertialsphericalbody)是由铁磁材料制成。

在此实施例中，不使用支撑件(3)。

该卫星定位系统可具有多种工作模式。在一个实施例中，该惯性体(1)处于恒定旋转，其具有消除由太阳风引起的旋转动量的效果，旋转动量可源自于卫星在轨道中发射和展开期间，以及其他环境的影响，此将导致卫星的位置和定向发生不必要的改变。在另一个实施例中，该惯性体的旋转动量的变化被用于产生一小角度的卫星的旋转动量，且逐渐地达到期望的位置或卫星姿态的调整。

而在另一个实施例中，相同的支撑组件可以用作被动或半主动支撑。在本实施例中，可以在支撑件(3)和该球形惯性体(1)的界面处使用压电换能器。举例而言，在需要产生小的旋转动量的情况下，该支撑件(3)是被动的，而在需要产生更大的动量的情况下，使用所述压电换能器产生小的振幅振动，如此减少摩擦并增加最大旋转动量，而所述压电换能器可通过致动器(2)的帮助之下产生小的振幅振动。

在另一个实施例中，支撑件(3)基于球头柱塞(ballplungers)设置。

在另一个实施例中，与该惯性体(1)接触的支撑件(3)或至少支撑件的尖端是以低摩擦聚合物制成，例如ptfe或其他材料。

致动器(2)优选地包括驱动组件，其可以是下列类型：压电(超音波)、磁致伸缩、直流/步进马达，或其它能够产生摩擦力并通过直接作用或通过一中间接触组件接触该球形惯性体，以在切线方向上将运动转移至该球形惯性体。

在其中一个实施例中，该中间接触组件是摩擦轮。在此情况下，优选的驱动组件是电动马达，例如直流或步进马达。

在另一个实施例中，在该致动器(2)的驱动组件与该球形惯性体(1)之间的该中间接触组件是一功能性涂层或一具有特别设计的涂层基板，而涂层参数的选择是为确保该致动器(2)与该球形惯性体(1)之间具有最佳反应(弹性、平整度、表面黏性等)。

某些类型的主动驱动组件可以产生多个自由度(dof)的运动。例如，分为多个段及/或不同的极化段或多个彼此堆栈的致动器的固体或多层压电陶瓷，从而产生不同方向的切向力。因此，可以使用较少的致动器(接触该惯性体的致动器)。例如，两个致动器可以在所有方向上产生该球形惯性体(1)的旋转运动。

在另一个实施例中，除了一种旋转之外，一单个致动器可以用于产生该球形惯性体(1)的多重旋转模式，其中该致动器(2)与该惯性体(1)之间的一接触点位于该惯性体(1)的旋转轴线。

在最优选的实施例中，该定位系统被保持在一专用悬挂系统中，专用悬挂系统包括一框架。而支撑件(3)与致动器(2)以一端附接到该框架上，且以另一端接触该球形惯性体(1)。该框架优选地为正方体或长方体形状，但也可以是其他形状，例如球形，金字塔形，圆柱形，锥形或其他自由形体。悬挂系统的自由型体框架(4)的一个例子如图1所示。然而在另一个实施例中，该支撑框架可以连接到卫星本体或者设计成或属于卫星本体的一部分，而该致动器(2)与该支撑件(3)在弹簧组件的帮助下被迫向该球形惯性体(1)，或者它们中的一些是直接刚性地抵靠在该支撑框架和该惯性体(1)上，并且其中一些是通过弹簧/阻尼组件抵靠。

而在另一个实施例中，致动器(2)是以连续的方式控制，通过感应且逐渐改变振动的振幅或频率(在压电振动的情况下)，或旋转的频率(在摩擦轮的情况下)来进行连续控制。

而在另一个实施例中，反馈传感器是侦测太空中的一参考物体的位置，例如太阳或其它天体。

而在另一个实施例中，反馈传感器是侦测卫星的实际姿态。此种传感器可以是加速规。在其他类型的加速规中，基于激光的加速规也是一种感测且有效的选项。

为了保持惯性在原位，在球形惯性体被磁体吸引的情况下，需要至少三个支撑组件，例如支撑件(3)或致动器(2)。或者在不使用磁吸引力的情况下，至少需要四个支撑组件。图2所示为支撑该惯性体(1)的一个被动或半主动支撑件(3)与三个致动器(2)。其他的配置如其他图式所示。

该球形惯性体可以由许多不同的材料制成，最常见的是钢、铝、黄铜、陶瓷或其他金属、合金、玻璃、塑料或复合材料。在一些需要最小热膨胀的情况下，可以使用殷钢或超殷钢之类的合金，以及具有接近零的热膨胀系数(cte)且兼容在非常低的温度下操作的微晶玻璃(zerodur)或类似的玻璃陶瓷。

权利要求书(按照条约第19条的修改)

1.一种卫星姿态控制系统，包含一球形惯性体，该球形惯性体被配置成以一期望的旋转模式在太空中旋转；一或多个反馈传感器；其特征在于：

该装置更包含一组三或更多个支撑件及/或致动器，而一或多个致动器用来通过摩擦产生旋转动量予该球形惯性体，且一或多个支撑组件用来保持该惯性体在原位，而可以使用由磁场的吸引力代替一个或多个支撑件。

2.如权利要求1所述的卫星姿态控制系统，其中基于摩擦的致动器包括一主动组件，该主动组件为压电材料、磁致伸缩材料、直流马达、或步进马达。

3.如权利要求1所述的卫星姿态控制系统，其中一组三个致动器用来与磁场结合，该磁场被配置成将该球形惯性体保持在原位，而该球形惯性体是由铁磁材料制成。

4.如权利要求1所述的卫星姿态控制系统，其中一组三个致动器和一个支撑件用来将该球形惯性体保持在其原位上。

5.如权利要求1所述的卫星姿态控制系统，其中该组支撑件和致动器包括三个致动器和一个支撑件，或两个致动器和两个支撑件，或三个致动器和三个支撑件，或三个致动器和两个支撑件，或四个致动器，或六个致动器。

6.如权利要求1所述的卫星姿态控制系统，其中所述支撑件为被动的且优选地支撑件在与该球形惯性体相切的点之处包括低摩擦材料或装置。

7.如权利要求1所述的卫星姿态控制系统，其中所述反馈传感器侦测该球形惯性体的旋转。

8.如权利要求1所述的卫星姿态控制系统，其中所述反馈传感器侦测该卫星相对于天体的姿态。

9.如权利要求1所述的卫星姿态控制系统，其中所述反馈传感器包含一加速规。