本发明涉及一种卫星平台涉及一种基于磁浮力器控制系统的无动量轮卫星平台。
背景技术：
未来高性能航天装备对姿态指向精度、稳定度要求比目前水平高2个数量级。传统卫星的大型太阳帆板等挠性附件振动以及飞轮、陀螺等执行机构的微振动是降低姿态指向精度和稳定度的重要原因。
传统的针对卫星挠性附件抖动和活动部件振动主要有被动隔振、主动隔振和主被动混合隔振等三种抑制手段，但这些手段都达不到未来航天器超高精度控制的要求。目前提出的一种主从式非接触超高精度超高稳定度平台，在空间上打破固联，实现动静隔离，可以满足航天器超高精度控制要求。但该平台在满足载荷舱超高精度控制需求的同时，平台舱依然存在飞轮、控制力矩陀螺等动量轮执行机构，存在摩擦等问题，导致平台的寿命和可靠性较低。
同时飞轮、控制力矩陀螺等动量轮执行机构单价较高，普通飞轮的单价超过150万元/个，高精度飞轮的单价更高，控制力矩陀螺单价超过1000万元/个，且需成组安装，导致整个平台成本极高、实现代价极大。因此急需开展无动量轮的高精度卫星平台研究，以同时实现卫星平台的低成本高精度长寿命高可靠。
技术实现要素：
本发明所要解决的技术问题是提供一种基于磁浮力器控制系统的无动量轮卫星平台，其具有低成本、高精度、长寿命和高可靠性的优点，能够更好地满足对地综合遥感、通信、导航、空间科学等航天任务后续发展的需要。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：一种基于磁浮力器控制系统的无动量轮卫星平台，其包括静舱、动舱和磁浮力器，磁浮力器上设有一个永久磁铁，静舱和磁浮力器之间通过动舱相连，静舱包括载荷舱本体、有效载荷底座、姿态敏感器、陀螺传感器、平台电子学传感器，载荷舱本体固定在静舱底部，静舱上固定有平台电子学传感器，载荷舱本体表面固定有两个陀螺传感器，姿态敏感器固定在载荷舱本体的右侧，载荷舱本体底部固定有有效载荷底座；动舱包括线圈、天线、太阳电池阵、磁力矩器、化学推力器、电推力器，线圈与磁浮力器相连，动舱两侧分别固定有一个太阳电池阵，磁力矩器固定在动舱内，天线、化学推力器、电推力器均固定在动舱顶端且电推力器位于天线和化学推力器之间。
优选地，所述磁力矩器、化学推力器、电推力器均为姿态执行单元。
优选地，所述静舱通过磁浮力器实现期望的有效载荷底座指向；动舱通过安装在其上的姿态执行单元环境干扰并随动跟踪静舱，使静舱和动舱到期望的相对位置姿态。
优选地，所述磁浮力器基于电磁作用原理以非接触形式连接静舱和动舱，使动舱的振动和干扰不会对有效载荷底座的指向产生干扰。
优选地，所述静舱的独立姿态控制回路根据姿态敏感器、陀螺传感器等敏感器提供有效载荷底座的姿态信息，并由磁浮力器产生控制力矩，使有效载荷底座达到预期的指向精度。
优选地，所述动舱的相对姿态控制回路通过磁浮力器上设置的检测单元检测静舱和动舱相对姿态信息，并由姿态执行单元产生控制力矩，动舱的位置相对静舱保持在期望的阈值内。
优选地，所述磁浮力器的永久磁铁和线圈利用但不限于电磁力或静电力方式，通过控制线圈中电流变化来调节静舱和动舱之间的间隙，防止两者碰撞。
优选地，所述姿态敏感器为星敏感器或陀螺。
本发明的积极进步效果在于：本发明基于磁浮力器控制系统的无动量轮卫星平台具有低成本、高精度、长寿命和高可靠性的优点，能够更好地满足对地综合遥感、通信、导航、空间科学等航天任务后续发展的需要。
附图说明
图1为本发明基于磁浮力器控制系统的无动量轮卫星平台的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图给出本发明较佳实施例，以详细说明本发明的技术方案。
如图1所示，本发明基于磁浮力器控制系统的无动量轮卫星平台包括静舱1、动舱2和磁浮力器3，磁浮力器3上设有一个永久磁铁9，静舱1和磁浮力器3之间通过动舱2相连，静舱1包括载荷舱本体4、有效载荷底座5、姿态敏感器6、陀螺传感器7、平台电子学传感器8，载荷舱本体4固定在静舱1底部，静舱1上固定有平台电子学传感器8，载荷舱本体4表面固定有两个陀螺传感器7，姿态敏感器6固定在载荷舱本体4的右侧，载荷舱本体4底部固定有有效载荷底座5；动舱2包括线圈10、天线11、太阳电池阵12、磁力矩器13、化学推力器14、电推力器15，线圈10与磁浮力器3相连，动舱2两侧分别固定有一个太阳电池阵12，磁力矩器13固定在动舱2内，天线11、化学推力器14、电推力器15均固定在动舱2顶端且电推力器15位于天线11和化学推力器14之间。
磁力矩器13、化学推力器14、电推力器15均为姿态执行单元，姿态执行单元用于驱动卫星平台进行姿态调整。
静舱1通过磁浮力器3实现期望的有效载荷底座5指向；动舱2通过安装在其上的姿态执行单元(如磁力矩器13、化学推力器14、电推力器15)环境干扰并随动跟踪静舱1，使静舱1和动舱2到期望的相对位置姿态。
磁浮力器3基于电磁作用原理以非接触形式连接静舱1和动舱2，使动舱2的振动和干扰不会对有效载荷底座5的指向产生干扰。
静舱1的独立姿态控制回路根据姿态敏感器6、陀螺传感器7等敏感器提供有效载荷底座5的姿态信息，并由磁浮力器3产生控制力矩，使有效载荷底座5达到预期的指向精度。
动舱2的相对姿态控制回路通过磁浮力器3上的检测单元(图中未示出)检测静舱1和动舱2相对姿态信息，并由姿态执行单元(如磁力矩器13、化学推力器14、电推力器15)产生控制力矩，舱2的位置相对静舱1保持在期望的阈值内。
磁浮力器3的永久磁铁9和线圈10利用但不限于电磁力或静电力方式，通过控制线圈10中电流变化来调节静舱1和动舱2之间的间隙，防止两者碰撞。
所述姿态敏感器为星敏感器或陀螺，这样降低成本。
本发明提出的取消飞轮、控制力矩陀螺等动量轮执行机构，而采用化学推力器、电推力器、磁力矩器等作为姿态执行机构，可实现卫星平台成本的大幅降低，且易于实现平台的长寿命和高可靠；同时通过磁浮力器实现动舱和静舱的非接触连接，采用磁浮力器作为静舱姿态主动控制执行机构，可实现静舱指向精度、稳定度分别高达10-4度、10-6度/秒的高精度控制。由于卫星动舱采用化学推力器、电推力器、磁力矩器等作为执行机构，取消飞轮、控制力矩陀螺等动量轮执行机构，从而规避了动量轮的摩擦等问题，易于实现平台的长寿命和高可靠；此外飞轮、控制力矩陀螺等单价较高，且需成组安装，因此采用该种方式可使卫星平台成本大幅降低，据估计约可降低10～20％。此外本发明通过磁浮力器实现动舱和静舱的非接触连接，采用磁浮力器作为静舱姿态主动控制执行机构，可实现静舱指向精度、稳定度分别高达10-4度、10-6度/秒的高精度控制。基于以上措施，卫星平台同时实现了低成本、高精度、长寿命和高可靠，具有超高的性价比，可以更好地满足对地综合遥感、通信、导航、空间科学等航天任务后续发展的需要。
综上所述，本发明基于磁浮力器控制系统的无动量轮卫星平台具有低成本、高精度、长寿命和高可靠性的优点，能够更好地满足对地综合遥感、通信、导航、空间科学等航天任务后续发展的需要。
以上所述的具体实施例，对本发明的解决的技术问题、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。