一种用于卫星的模块化姿控单元的制作方法

1.本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种用于卫星的模块化姿控单元。


背景技术：

2.卫星的姿控系统主要用于控制卫星的姿态，使得其满足卫星的工作需求。卫星的姿态控制包括被动姿态控制及主动姿态控制两大类。其中，主动姿态控制是指通过姿态误差形成控制指令，进而产生控制力矩来实现姿态控制的方式，属于闭环控制系统。
3.多数卫星在飞行时需要对互相垂直的三个轴向均进行控制，称为三轴姿态稳定，为实现这一目的，通常需要姿态敏感器、姿态控制器和姿态执行机构共同配合。现有卫星中，所述姿态敏感器、姿态控制器和姿态执行机构通常分布于卫星的不同部位，较难进行在轨维护。


技术实现要素：

4.针对现有技术中的部分或全部问题，本发明提供一种用于卫星的模块化姿控单元，包括：
5.壳体，其表面包括至少一个标准接口，所述模块化姿控单元通过所述标准接口连接至卫星的其他功能模块；
6.动量轮，设置于所述壳体内部，用于控制卫星姿态，以保持系统角动量；以及
7.磁力矩器，设置于所述壳体内部，用于对卫星进行姿态控制或动量轮卸载管理。
8.进一步地，所述标准接口包括：
9.通电接口，用于供电传输；
10.通信模块，用于数据交互及通信；以及
11.磁吸模块，用于实现所述模块化姿控单元与卫星其他功能模块的物理连接。
12.进一步地，所述模块化姿控单元还包括：
13.星敏感器，安装于所述壳体内部，包括感光部，且所述感光部通过壳体表面的通孔伸出所述壳体，所述星敏感器用于确定卫星相对于天球坐标系的三轴姿态；以及
14.三轴陀螺仪，设置于所述壳体的内部，用于感知卫星姿态的变化。
15.进一步地，所述模块化姿控单元包括三个动量轮及三个磁力矩器。
16.进一步地，所述三个动量轮以及三个磁力矩器按照三轴部署。
17.本发明提供的一种用于卫星的模块化姿控单元，通过标准接口与卫星的其他功能模块连接，具体而言，是通过电磁吸附的形式实现与卫星其他功能模块的物理连接，安装方便，因此，配合相应的操作机器人，可实现在轨扩展或更换，通过定期更换组成模块，能够提高卫星姿控单元的在轨寿命。
附图说明
18.为进一步阐明本发明的各实施例的以上和其它优点和特征，将参考附图来呈现本
是指细胞单元壳体的内表面。
28.图2示出本发明一个实施例的一种用于细胞卫星的细胞单元的结构示意图。如图2所示，所述细胞单元为立方体结构，包括壳体、至少一个标准接口以及管理模块，其中，所述标准接口可设置于所述壳体的任意一侧的第一表面，所述标准接口用于承担机械连接、通信连接、供电等作用，所述管理模块设置于细胞单元内部。如图2所示，所述标准接口包括通电接口311、通信模块312以及磁吸模块，其中：
29.所述通电接口311，其包括顶针及弹片，其中，所述弹片设置于所述标准接口内部，与所述管理模块302连接，所述顶针对应于所述弹片的位置设置，当两个细胞单元连接后，顶针内缩，与所述弹片接触，进而与所述管理模块连通，以实现模块身份、就位状态的识别以及提供供电传输；
30.所述通信模块312包括数据接口，在本发明的一个实施例中，所述数据接口包括2个环状数据接口，且其采用lvds协议实现数据交互及通信；以及
31.所述磁吸模块包括正磁极以及负磁极，用于各细胞单元之间的机械连接，在本发明的一个实施例中，如图3所示，所述正磁极331与所述负磁极332交替间隔布置，形成圆环形状的磁吸模块，围绕在所述通信模块312的外部。
32.在本发明的一个实施例中，所述标准接口还可以与电机通过传动装置连接，进而使得所述标准接口可沿壳体轴线转动。
33.所述管理模块302设置于所述细胞单元的内部，包括：
34.节点自识别芯片321，与所述通电接口311可通信地连接，用于识别管理协调连接的其他细胞单元；
35.无线模块322，用于各细胞单元内部的备份数据传输；
36.锂电模块323，与所述磁吸模块电连接，用于为细胞单元提供基本用电，以保证无外接能源情况下，所述细胞单元内部的基本用电和电磁接口用电需求；
37.电源管理模块324，用于对所述细胞单元的电源使用进行管理，并且提供5v内电；以及
38.电磁解锁模块325，与所述磁吸模块可通信地连接，主要用于管理所述细胞单元的各个标准接口的磁吸模块，进而控制细胞单元与其他细胞单元的机械连接。
39.在本发明的一个实施例中，所述管理模块的各模块及芯片集成于标准板卡上，通过插槽的方式插入在所述细胞单元内部。
40.应当理解的是，根据不同细胞单元的功能不同，所述管理模块中还可根据需求增加相应的模块或器件，以实现更多的功能。
41.通过在所述细胞单元内部加装动量轮、磁力矩器、星敏感器以及三轴陀螺仪等器件，可形成姿控单元。所述姿控单元用于调整卫星的整星姿态。在一颗卫星中可包含一个或多个姿控单元，且所述多个姿控单元可进行三轴正交组合，以实现三自由度的控制能力。所述姿控单元包括动量轮701、磁力矩器702、星敏感器703以及三轴陀螺仪704。其中，所述动量轮701安装于所述姿控单元内部，用于控制卫星姿态，以保持系统角动量一定。所述磁力矩器702安装于姿控单元内部，可与其所处地磁场相互作用，进而产生磁控力矩，用以对卫星进行姿态控制或动量轮卸载管理。所述星敏感器703设置于所述姿控单元的内部上，但其感光部分通过壳体上的通孔露出于壳体表面，所述星敏感器703可通过敏感恒星辐射来测
定卫星相对于天球坐标系的三轴姿态，并输出给所述综合电子单元，确定姿态调整方案。所述三轴陀螺仪704安装于所述姿控单元的内部，用于感知卫星自身姿态变化情况，并将相关数据传输给所述综合电子单元，形成调姿方案。在发明的实施例中，所述动量轮701、磁力矩器702、星敏感器703以及三轴陀螺仪704的数量可根据实际需求设置，图3a
‑
3c分别示出本发明多个实施例的姿控单元的结构示意图。如图3a所示，在本发明的一个实施例中，所述姿控单元包括一个动量轮701,以及一个磁力矩器702，其中，所述动量轮701安装于所述姿控单元的一侧壳体的第二表面的中心处，以及所述磁力矩器702设置于所述姿控单元的另一侧壳体的第二表面的边沿处，在该实施例中，所述姿控单元的六面壳体均可采用标准接口代替。如图3b所示，在本发明的又一个实施例中，所述姿控单元包括一个动量轮701、一个磁力矩器702、一个星敏感器703以及一个三轴陀螺仪704，由于对应于所述星敏感器703的感光部分的壳体上需要设置通孔，因此，在该实施例中，所述姿控单元安装所述星敏感器703的一侧通常不可采用所述标准接口替代。为满足对动量轮需求较大的卫星任务，在本发明的实施例中，可在卫星上安装若干如图3a及3b所示的姿控单元，并将其进行三轴正交组合，进而实现三自由度控制能力。图3c示出本发明再一个实施例中的姿控单元的结构示意图，在该实施例中，所述姿控单元包括三个动量轮701，三个磁力矩器702，一个星敏感器703以及一个三轴陀螺仪704，所述三个动量轮701以及三个磁力矩器702按照三轴部署，使得姿控单元可以实现全姿控模块集成，能够满足对姿控能力要求较弱的卫星设计。
42.在本发明的一个实施例中，所述操作机器人包括至少一条机械臂以及控制器。所述机械臂的底部设置有标准接口，所述标准接口可以与细胞单元的标准接口连接，使得所述操作机器人可固定于细胞单元的表面。在本发明的一个实施例中，所述机械臂包括多个自由度。在本发明的一个实施例中，所述操作机器人包括一条机械臂，所述控制器安装于所述机械臂的底部，同时，所述机械臂包括夹持抓手，所述夹持抓手设置于所述机械臂的末端，可用于抓取细胞单元，也可用于抓取隔热组件、散热组件、贴片天线以及贴片太阳能模块的把手，进而实现细胞单元和/或其他模块、组件的替换及安装。所述操作机器人包括三条机械臂以及一个控制器。所述控制器设置于机械臂的末端，一方面实现各机械臂的控制，另一方面实现三条机械臂的机械连接。所述机械臂为多自由度机械臂，且其底部设置有标准接口。在实际操作中，如图4所示，其中两条机械臂分别通过所述标准接口与预设装配位置左右两侧的细胞单元固定连接，剩余的一条机械臂抓取待安装的姿控单元，具体而言，其首先通过两条未抓取姿控单元的机械臂将预设安装位置两侧的细胞单元分开，然后将待安装的细胞单元安装至预设安装位置。此外，所述操作机器人还可通过未抓取细胞单元的至少两条机械臂交替吸附至不同细胞单元表面的方式移动。在本发明的一个实施例中，所述机械臂末端还可设置相机，所述相机用于实现态势感知。
43.如前所述的姿控系统，装配件单，因此可在轨进行装配，在卫星发射后，卫星可根据地面任务指令，控制操作机器人，在轨替换、增加、删减姿控单元，在轨扩展卫星任务，实现卫星系统的在轨重构、扩展功能。此外，所述姿控单元可以在地面装配至卫星上，作为整体发射，也可单独发射，在太空中完成装配。
44.在本发明的一个实施例中，当无新的任务指令，且没有细胞单元毁损时，操作机器人上设置的相机开始工作，执行卫星周围的态势感知任务，检验是否有安全威胁。
45.尽管上文描述了本发明的各实施例，但是，应该理解，它们只是作为示例来呈现
的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其做出各种组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。