具备动中成像能力的卫星平台的制作方法

本发明涉及航天飞行器结构，具体为一种具备动中成像能力的卫星平台。

背景技术：

传统卫星的大型太阳帆板等挠性附件以及飞轮、陀螺、驱动机构等活动部件是影响卫星载荷姿态指向精度和稳定度的主要原因。随着航天对地遥感任务逐渐向高空间分辨率、高效率、高价值发展，卫星的敏捷机动性能也成为重要的技术指标。太阳帆板等挠性附件导致姿态敏捷机动过程中稳定收敛时间较长，是影响敏捷机动性能的主要因素。

目前，同时兼顾姿态指向精度、稳定度及敏捷性能的卫星主要手段包括：整星构型设计、隔振方案设计、控制算法设计。(1)整星构型设计上，为了降低太阳帆板的挠性，通过一体化的设计使整星转动惯量适中，多采用固定翼太阳电池阵，挠性扰动干扰少，使整星具有很好的动力学特性。但是固定翼的设计太阳帆板的受照角度较小，为保证在轨足够的能源供应，需要通过工作模式设计，优化载荷可工作时长和蓄电池充电时间，通常适用于规模较小的卫星。(2)隔振方案设计上，主要手段有被动隔振和主动隔振两种方法。被动隔振装置是一个紧凑的连接器，其结构简单，可靠性高，且不需要外部能量和信息，但被动隔振对低频振动没有抑制能力，具有参数变化时，隔振性能衰退；隔振频率越低，需要变形越大等缺点。主动隔振是利用智能作动器进行隔振，能够克服被动隔振时低频放大与高频抑制的矛盾，并能根据环境变化可以随时改变控制算法，但主动隔振需要额外提供能源及测量信息，隔振系统可能产生不稳定性，并具有反馈控制的“水床效应”等缺陷。(3)控制算法设计上，机动算法的设计，便是要使初始姿态和速率平滑地变到新的指令姿态和速率，并获得最大的灵活性且对结构激励最小。引入前馈补偿控制来抑制系统的柔性模态振动，可以部分改善系统的过渡过程，缩短姿态机动捕获时间，但机动到位稳定时间依然占整个机动过程时间的1/3以上。

常规卫星设计中载荷舱与平台舱固连，其姿态跟随卫星平台进行控制，载荷舱的姿态精度主要取决于卫星平台的姿态控制精度，而卫星平台上的大型挠性附件又间接影响载荷舱的控制精度。因此采用载荷与平台固连的方式难以同时实现载荷姿态的超高稳定 度、超高指向精度、超高敏捷性能。

技术实现要素：

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种具备超高稳定度、超高指向精度、超高敏捷性能的具备动中成像能力的卫星平台。

为解决上述技术问题，本发明提供的一种具备动中成像能力的卫星平台，包括载荷舱、平台舱以及设置在所述载荷舱和所述平台舱之间的非接触磁浮机构；其中所述载荷舱包括载荷舱本体以及设置在所述载荷舱本体上的有效载荷及姿态敏感器；所述平台舱包括平台舱本体以及设置在所述平台舱本体上的电源组件及其驱动机构、星敏感器；所述非接触磁浮机构包括：横向磁浮机构，多个所述横向磁浮机构设置在所述载荷舱和所述平台舱连接处的载荷安装板上；纵向磁浮机构，多个所述纵向磁浮机构设置在所述载荷舱和所述平台舱连接处的载荷安装板上；其中多个所述横向磁浮机构与多个所述纵向磁浮机构相互间隔设置；优选地，多个所述横向磁浮机构及多个所述纵向磁浮机构围绕所述载荷舱与所述平台舱质心之间的连线对称布置。

优选地，多个所述横向磁浮机构及多个所述纵向磁浮机构的数量各为4个。

优选地，所述姿态敏感器为光纤陀螺及星相机。

优选地，所述电源组件为太阳帆板。

优选地，在所述平台舱本体上设有控制力矩陀螺。

优选地，在所述平台舱本体上设有贮箱。

优选地，在所述平台舱本体上设有数传天线。

优选地，在所述平台舱本体上设有推力器。

优选地，在所述平台舱本体上设有星载计算机。

与现有技术相比，本发明有以下创新设计：

1)性能优异：彻底解决微振动难测难控及大挠性影响的技术瓶颈，实现载荷舱快速机动及快速稳定，并且可以保证机动过程中的高平稳。

2)平台舱精度要求不高，载荷性能易实现：空间上“动静隔离”实现了两舱的惯量分离，控制上平台舱随动载荷舱精度要求不高，等价于刚体的载荷舱可专注于超敏捷动中成像任务，精度易实现。

3)消除惯量约束矛盾，可扩展性强：通过“动静隔离非接触、主从协同高精度”解决了敏捷与稳定性对惯量需求矛盾的瓶颈问题，不仅适用于小卫星，也适用于中型或 大型卫星。

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为本发明具备动中成像能力的卫星平台结构示意图；

图2为本发明具备动中成像能力的卫星平台非接触磁浮机构布局示意图；

图3为本发明具备动中成像能力的卫星平台控制力矩陀螺布局示意图。

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。

如图1、2、3所示，本发明提供的具备动中成像能力的非接触式超精、超稳、超敏捷卫星平台包括非接触磁浮机构(横向磁浮机构41、纵向磁浮机构42)、载荷舱1、平台舱2、控制力矩陀螺3；其中，载荷舱1通过横向磁浮机构41、纵向磁浮机构42连接平台舱2；控制力矩陀螺3置于平台舱底板31上，为平台舱且仅为平台舱提供控制力矩。

横向磁浮机构41的数量为4个，纵向磁浮机构42的数量为4个，相对于载荷舱1和平台舱2的对接面平行或垂直依次间隔对称布置；对称布置的横向磁浮机构41、纵向磁浮机构42的连线中点垂直通过载荷舱1和平台舱2的质心连线。

如图2所示，横向磁浮机构41、纵向磁浮机构42与两舱对接面平依次间隔对称布置，横向磁浮机构41、纵向磁浮机构42以非接触形式连接载荷舱1和平台舱2，其不仅产生载荷舱1姿态控制所需要的力矩，同时对两舱相对位置进行控制，以防止两舱发生碰撞。两舱相对位置的反馈信息由测量信息解算得到，执行器为横向磁浮机构41、纵向磁浮机构42。两舱相对位置控制的目的是为了保证两舱不碰撞。

由于载荷舱无活动和挠性部件，可打破挠性部件基频对控制系统带宽的限制，加快系统反应速度，提高控制系统抗干扰性能。载荷舱与平台舱相互隔离后，载荷舱等效为刚体，动力学模型更为简单，且平台舱微振动物理上不会传递到载荷舱，通过磁浮机构的高精度力控性能，使得动静隔离式卫星平台具有超高指向精度、超高稳定度的性能。

另外一方面，由于载荷舱1和平台舱2之间的物理分离，其惯量也实现分离，横向磁浮机构41、纵向磁浮机构42可专注于对载荷舱1的控制，由于控制的对象惯量小，因此其输出的执行力/力矩更容易实现高精度。在载荷舱1机动过程中，其姿态稳定收敛时间短，并能在姿态过程中实现载荷成像所需要的稳定度指标，使卫星能够具备在姿态机动过程中成像的能力。

平台舱2由传统的卫星模块组成，包括平台舱本体、控制力矩陀螺3、数传天线23、太阳帆板驱动机构22、贮箱、推力器、太阳电池阵21、星载计算机、平台舱星敏感器24等；控制力矩陀螺3、数传天线23、贮箱、推力器、星载计算机、平台舱星敏感器24设置在平台舱本体内侧；太阳帆板驱动机构22连接太阳电池阵21，用于驱动太阳电池阵21；控制力矩陀螺3用于在星载计算机的控制下，用于并作动平台舱2运动，并以一定间隙跟随载荷舱1，使载荷舱1和平台舱2达到由星载计算机设定的相对位姿；星载计算机用于根据设定的姿态信息产生动作指令驱动控制力矩陀螺3产生控制力矩。

载荷舱1包括载荷舱本体、有效载荷、星敏感器/星相机、光纤陀螺；有效载荷设置在载荷舱本体内侧；星敏感器/星相机、光纤陀螺设置在有效载荷底面；星敏感器/星相机和光纤陀螺用于确定有效载荷的指向信息；载荷舱1、平台舱2采取主从协同的控制方式，以载荷舱1姿态控制为主动，进行超精超稳控制，而平台舱2采用随动跟踪载荷舱1的粗控模式。载荷舱1通过星敏感器、光纤陀螺等传感器确定有效载荷指向，姿态控制单元基于姿态确定信息产生动作指令，驱动横向磁浮机构41、纵向磁浮机构42产生控制力，使有效载荷达到期望的超精超稳控制。平台舱2姿态反馈信息由相对位置传感器的测量信息解算得到，通过控制力矩陀螺3等执行机构抵抗环境干扰并随动跟踪载荷舱1，使两舱达到期望的相对位姿。载荷舱1和平台舱2之间的能量和信息传输通过但不限于电磁互感、光电转换、软电缆实现。

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。