一种聚合式可在轨变构微纳卫星翻转控制方法与流程

本发明涉及一种微纳卫星设计领域，特别是一种聚合式可在轨变构微纳卫星翻转控制方法。

背景技术：

微纳卫星具有数量多、小巧、灵活的优势，但是在未来局部地区的减灾、救援等应用中，需要遥感卫星系统满足更加高动态、灵活、快速响应的任务需求；在在轨维护与服务应用中，具有多样、灵活的在轨服务，以及高效的空间生存能力；在未知环境的星体表面探测应用中，具有可改变自身构型适应不同环境条件的探测需求。这些应用中的微纳卫星系统，当前主要存在以下问题：

(1)当前减灾、救援应用中，多采用小卫星及微小卫星系统等进行观测，具有很好地时效性，可对灾情进行快速重访，但是由于单星功能较为单一，对局部区域高分辨率观测能力有限，且受天气条件影响。

(2)当前在轨维护与服务应用中，空间在轨服务系统每一次仅可以提供一项服务，不具备在紧急情况下同时对同一大型航天器多处或多个航天器进行并处服务的能力。

(3)当前星体表面探测应用中，探测型构型变化能力有限，而单一外形会限制探测器在未知环境中对多种复杂环境的适应能力。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种聚合式可在轨变构微纳卫星翻转控制方法，具有很高的灵活性、可扩展性，各组成部分之间可以更方便地变构，可很好地满足弹性化、高动态的减灾遥感应用，大型天基系统构建与在轨维护服务应用等需求。

本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：

一种聚合式可在轨变构微纳卫星翻转控制方法，包括如下步骤：

步骤一、在模块卫星内部设置动量轮；动量轮提供模块卫星翻转运动的动力；模块卫星的每条边均设置有磁铰链；磁铰链沿模块卫星的边长方向设置；每条磁铰链的中部设置磁锁定装置；

步骤二、初始状态，2个模块卫星对应侧面接触；2个模块卫星的磁铰链通电，2个模块卫星接触面对应的4个磁锁定装置锁定，实现2个模块卫星的相对固定；

步骤三、启动阶段，预先设定2个模块卫星的相对固定边；解锁2个模块卫星接触面的磁锁定装置；其中1个模块卫星不动作；动量轮提供动力，推动另1个模块卫星以相对固定边为轴翻转；

步骤四、匀速翻转阶段，动量轮匀速转动，翻转的模块卫星匀速翻转；

步骤五、减速翻转阶段，动量轮输出减速力矩，实现翻转的模块卫星减速翻转，同时磁铰链实现2个模块卫星的粗定位；

步骤六、翻转的模块卫星翻转至指定位置；2个模块卫星重新面接触后；接触面对应的4个磁锁定装置锁定，实现2个模块卫星的相对固定；磁铰链断电。

在上述的一种聚合式可在轨变构微纳卫星翻转控制方法，所述步骤一中，模块卫星质量为18-22kg；模块卫星为立方体结构，单边尺寸为20-30cm；所述动量轮的角动量容量为0.5nms；质量为1kg；。

在上述的一种聚合式可在轨变构微纳卫星翻转控制方法，所述步骤二中，磁铰链内部设置有激励耦合线圈；通电后，相邻2条磁铰链实现磁性吸力。

在上述的一种聚合式可在轨变构微纳卫星翻转控制方法，所述步骤三中，2个模块卫星接触面的磁锁定装置解锁后；2个模块卫星中与相对固定边对应磁铰链通过磁性吸力实现实时接触。

在上述的一种聚合式可在轨变构微纳卫星翻转控制方法，所述步骤三中，动量轮提供的翻转动力大于其它磁铰链的磁性吸力，实现2个模块卫星其它边的分离。

在上述的一种聚合式可在轨变构微纳卫星翻转控制方法，所述步骤三中，启动阶段，动量轮提供的输出力矩为20mnm；翻转模块卫星的翻转角速度为1°/s²；运动时间为3s。

在上述的一种聚合式可在轨变构微纳卫星翻转控制方法，所述步骤四中，匀速翻转阶段，模块卫星的翻转角速度为3°/s；运动时间为57s。

在上述的一种聚合式可在轨变构微纳卫星翻转控制方法，所述步骤五中，减速翻转阶段，动量轮为翻转的模块卫星提供角加速度为1°/s²的减速动力，运动时间为3s。

在上述的一种聚合式可在轨变构微纳卫星翻转控制方法，所述步骤六中，通过磁锁定装置锁定，实现2个模块卫星的精确定位固定。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)本发明具备很强适应性，可以灵活地改变自身的构型，适应非结构化的环境和动态变化的工作任务要求。如在在轨服务与维护、星体表面探测等应用中，能够更好的适应多种环境，灵活任务，并且将聚合式可在轨变构微纳卫星系统分散成多个小型聚合体，可同时开展多项任务；

(2)本发明具备很强鲁棒性，可以自动感知由问题的模块，并采取其他备用或在用模块代替故障模块继续执行任务；

(3)本发明具备可扩展性，可以方便地连接与分离，系统规模的大小和功能可以根据需要进行自由扩展。如，在减灾、救援应用中，可根据天气条件切换最适合的观测载荷；在在轨维护与服务应用中，聚合成规模更大的在轨服务微纳卫星聚合系统可对空间飞行器提供更强大的轨道校正服务；

(4)本发明成本低、小巧、灵活等特点提出的创新性的微纳卫星应用模式，升级微纳卫星的服务能力，使微纳卫星在现有的多项应用中能够提供更多样化、更灵活、更强大的服务。

附图说明

图1为本发明模块卫星翻转控制流程图；

图2为本发明模块卫星初状态台示意图；

图3为本发明模块卫星启动阶段示意图；

图4为本发明模块卫星匀速翻转阶段示意图；

图5为本发明模块卫星减速翻转阶段示意图；

图6为本发明模块卫星翻转结束示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

本发明提供一种聚合式可在轨变构微纳卫星翻转控制方法，充分发挥微纳卫星模块小巧、灵活的优势，深入探索并提出一种“聚合式可在轨变构微纳卫星系统”创新空间系统概念，“聚合式可在轨变构微纳卫星系统”具有很高的灵活性、可扩展性，各组成部分之间可以更方便地变构，可很好地满足弹性化、高动态的减灾遥感应用，大型天基系统构建与在轨维护服务应用等需求。

如图1所示为模块卫星翻转控制流程图，由图可知，一种聚合式可在轨变构微纳卫星翻转控制方法，包括如下步骤：

步骤一、在模块卫星1内部设置动量轮2；动量轮2提供模块卫星1翻转运动的动力；模块卫星1的每条边均设置有磁铰链3；磁铰链3沿模块卫星1的边长方向设置；每条磁铰链3的中部设置磁锁定装置4；模块卫星1质量为18-22kg；模块卫星1为立方体结构，单边尺寸为20-30cm；所述动量轮2的角动量容量为0.5nms；质量为1kg。

步骤二、如图2所示为模块卫星初始状态示意图，由图可知，初始状态，2个模块卫星1对应侧面接触；2个模块卫星1的磁铰链3通电，磁铰链3内部设置有激励耦合线圈；通电后，相邻2条磁铰链3实现磁性吸力。2个模块卫星1接触面对应的4个磁锁定装置4锁定，实现2个模块卫星1的相对固定。模块翻转前，将磁铰链3通电，确保模块卫星1能够沿立方星框架棱边成功翻转；完成翻转后，将磁铰链3断电。

步骤三、如图3所示为模块卫星启动阶段示意图，由图可知，启动阶段，预先设定2个模块卫星1的相对固定边5；解锁2个模块卫星1接触面的磁锁定装置4；其中1个模块卫星1不动作；动量轮4提供动力，推动另1个模块卫星1以相对固定边5为轴翻转；2个模块卫星1接触面的磁锁定装置4解锁后；2个模块卫星1中与相对固定边5对应磁铰链3通过磁性吸力实现实时接触。动量轮4提供的翻转动力大于其它磁铰链3的磁性吸力，实现2个模块卫星1其它边的分离。

启动阶段，动量轮4提供的输出力矩为20mnm；翻转模块卫星1的翻转角速度为1°/s²；运动时间为3s。

步骤四、如图4所示为模块卫星匀速翻转阶段示意图，由图可知，匀速翻转阶段，动量轮4匀速转动，翻转的模块卫星1匀速翻转；匀速翻转阶段，模块卫星1的翻转角速度为3°/s；运动时间为57s。

步骤五、如图5所示为模块卫星减速翻转阶段示意图，由图可知，减速翻转阶段，动量轮5输出减速力矩，实现翻转的模块卫星1减速翻转，同时磁铰链3实现2个模块卫星1的粗定位；减速翻转阶段，动量轮5为翻转的模块卫星1提供角加速度为1°/s²的减速动力，运动时间为3s。

步骤六、如图6所示为模块卫星翻转结束示意图，由图可知，翻转的模块卫星1翻转至指定位置；2个模块卫星1重新面接触后；接触面对应的4个磁锁定装置4锁定，实现2个模块卫星1的相对固定；磁铰链3断电。通过磁锁定装置4锁定，实现2个模块卫星1的精确定位固定。

为实现积木模块卫星1的聚合拼接与分离功能，采用电磁-永磁相结合的磁路设计，将每一个面设置磁锁定装置；模块卫星1聚合状态不变时，积木模块间用永磁进行锁定，此时电磁铁不工作，没有功率损耗。当模块卫星1需要分离时，分离前将磁铰链3上电，产生与永磁极性相同的电磁场，对衔铁产生吸力，锁紧打开。当模块卫星1完成翻转需要时，完成对接面完成贴合，磁锁定装置4实现锁定；磁铰链3断电，既可以充分利用永磁锁紧的低功耗优点，又可以通过双稳态磁路设计避免了永磁铁在非工作状态造成对卫星单元的干扰。

聚合式可在轨变构微纳卫星系统需要具备不依赖外界服务航天器的在轨“自助式变构”能力，要求模块卫星1具有自足性，即每个模块卫星1都具备离体期间的短期自主在轨运行能力。为支持灵巧积木模块的自足性的“最小自足系统”采用高度集成化的设计，需包含数据分布式处理和管控组件、具有无线充电功能的能源管理组件、姿轨控组件等基础组件，为模块卫星1提供航电信息综合管理、状态测量与控制、能源管理、无线通信、交会对接等自足性功能。在模块卫星1不能通过翻转、移位等变构动作达到目标形态的情况下，本发明通过翻转、移位变构至最接近形态后，可支持模块卫星1应用推进装置，与聚合体系统解锁、分离，机动至目标位置附近再与聚合体系统重新对接、锁紧。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。