一种体积可控的充气天线制造技术

本发明专利技术涉及一种体积可控的充气天线，至少包括卫星推进器、至少一个获取模块以及至少一个调整模块，第一调整模块被配置为：基于变轨环境监测信息确定第一天线调整控制信息；确定卫星推进器用于执行该特定事件的所需预估消耗量；基于第一天线调整控制信息和预估消耗量确定卫星推进器和充气天线分别对应的变轨需求混合比例系数以及与之对应的第一控制指令和第二控制指令，以使得充气天线的第一调整模块按照对接收第二控制指令的卫星推进器的第二调整模块进行气动力补偿的方式接收第一控制指令，并基于由第二获取模块于第二时刻获取的与该点火变轨位置所涉及区域相关联的第二气动力信息进行至少一次调整修正以执行至少一个相关的特定事件。

A Volume Controllable Inflatable Antenna

The invention relates to a volume-controllable inflatable antenna, which comprises at least a satellite thruster, at least one acquisition module and at least one adjustment module. The first adjustment module is configured as follows: determining the adjustment control information of the first antenna based on the orbital environment monitoring information; determining the estimated consumption required by the satellite thruster to perform the specific event; and adjusting control based on the first antenna. The mixed proportion coefficients of satellite thruster and inflatable antenna corresponding orbital change requirements and corresponding first and second control instructions are determined by information and estimated consumption, so that the first adjustment module of inflatable antenna receives the first control instructions in accordance with aerodynamic compensation for the second adjustment module of satellite thruster receiving the second control instructions, and based on the aerodynamic compensation by the second adjustment module of the satellite thruster receiving the second control instructions, The second acquisition module performs at least one adjustment correction to the second aerodynamic information acquired at the second time in relation to the area involved in the ignition orbit change position to perform at least one related specific event.

【技术实现步骤摘要】
一种体积可控的充气天线
本专利技术涉及航空航天技术
，尤其涉及一种体积可控的充气天线。
技术介绍
低轨道卫星的轨道由于其运行高度比较低而能够快速到达预定轨道并展开工作。并且低轨道卫星的运行轨道周期比较短，经过同一点上空的时间间隔少，在侦察工作方面比传统卫星频繁，因此能够获得的信息更多。但同时由于低轨道卫星的轨道高度比传统卫星低，低轨卫星所受到的气动力较传统卫星高出数十个数量级，大气的存在已经对航天器的运行有着无法忽略的影响，长时间的作用下会导致航天器减速加快，因此需要相应地经常性地对低轨道卫星进行速度补偿。此外还伴随着太阳活动、地球公转、自转和地磁活动等外部因素的影响，稀薄的高层大气的密度会有大幅度的变化。尽管作用在卫星上的气动力相比地球引力要小得多，但随着时间的积累也会对卫星的轨道和姿态产生巨大的影响。因此，如果按照传统卫星的轨道控制方式，只是利用喷气装置将气动力作为干扰力进行消除，不仅会使卫星的喷气执行机构频繁启动来进行纠正卫星轨道偏差，更要紧的是这期间会消耗大量的能源和燃料。卫星变轨是航天器在太空运行工作中最常见的操作之一，其中低轨道卫星在空间的轨道面机动是空间任务机动常见的一类机动过程，但由于在大气影响下其机动过程燃耗大从而极大地限制了低轨道卫星在空间的机动能力，因此研究低轨轨道面转移问题对于低轨道卫星空间机动任务具有重大的意义。然而如果能够借助气动力的减速辅助作用进行轨道机动，则相比于传统的脉冲机动能够节省大量的燃料，因此，气动辅助轨道机动被认为是具有巨大潜在效益的轨道机动策略。然而一方面，对于低轨轨道面的转移问题，考虑到低轨轨道能量较低，轨道高度贴近大气高度等因素，如果只是单一地直接地借助气动力辅助作用则很难完成轨道面转移过程。而另一方面，尽管单一地直接地采用传统脉冲机动策略能提高轨道能量，但对于大范围的低轨轨道面转移过程会消耗大量的燃料。因此结合基于气动力辅助与脉冲进行低轨轨道平面转移机动不仅能完成地轨轨道面转移过程，而且气动力进行辅助轨道控制能够有效减少卫星能源消耗，为航天器后续任务的执行提供更多的燃料支持，从而降低了卫星的研制成本，具有较大的经济价值，为将来的低成本、低功耗卫星的研究提供一种新的思路和策略。此外，在空间飞行中很可能出现的情况是，未受到有效控制的大型充气结构的充气膨胀过程会使得结构产生缠结，并破坏其它航天器硬件。因此，必须以一种时间范围和空间范围都受到良好控制的方式展开充气天线。一种展开控制机构应用的是分间段控制阀技术，即把长长的充气管分为好多段，在每一段的起始处安装一个压力调节阀，当充气气体进入时，管子按顺序受控展开。另一种展开控制机构是应用了若干长长的螺旋弹簧，沿着充气管的内壁将它们放入了充气管内，通过平衡充气压力和弹簧的复原力控制管子的展开。还有一种展开控制机构是应用一种粘在管子外面并沿着管子长度方向分布的长粘带，当管子充气膨胀时，粘带产生一定的阻力，从而使得展开得到控制。现有技术中已经公开了多种不同的结构，均能够通过控制充气过程达到控制展开的抛物面面积大小即为展开的体积大小的目的。例如：中国专利(公开号为CN201038320)公开了一种用于太空中的接收天线，它包括：一用于接收信号的主反射面，一位于主反射面上方用于接收来自主反射面反射信号的副反射面，至少三根用于固定副反射面的副反射面定位索；用以支撑主反射面的至少三根充气主臂，一用来固定副反射面定位索顶部充气环，用以支撑顶部充气环的至少三个充气稳定支架，使主反射面成为规整凹曲面的至少一个充气次臂环，通过与充气主臂相连接的输气导管对由管内可充放气体可折叠软管构成的充气主臂、充气稳定支架、顶部充气环以及充气次臂环进行充放气体。该专利提供的接收天线在卷曲折叠后受粘扣束缚不会弹开，并在充气管充气膨胀时会逐渐冲破粘扣的束缚，能够实现有序展开。中国专利(公开号为CN103928743B)公开了一种肋板式充气展开抛物面天线的装载及展开控制机构，属于肋板式充气展开抛物面天线
，解决了对于肋板式充气展开抛物面天线，目前尚未有有效的装载机构和无法对其展开过程进行有效控制的问题，它包含装载机构和展开控制机构；所述装载机构的连接件设置在展开控制机构的固定圆盘下方并通过螺栓连接，所述装载机构的叶片数量和展开控制机构的支撑横杆及肋板压杆的数量相同，支撑横杆对应叶片夹缝设置，在每个叶片两侧设置有缺口。该专利提供的展开控制机构能够对肋板式充气展开抛物面天线的展开过程进行有效控制，使其能够按照理想的展开顺序、路径和速度进行展开。由此在上述体积可控的充气天线系统基础上结合现有技术中提供的常见天线转动驱动系统，使得卫星天线的波束指向可调整，例如中国专利(公开号为CN109004361A)公开的一种星载天线六自由度位姿调整装置，即能够实现达到分别控制充气天线的展开过程和指向调整过程的目的，同时由于天线的可调整性能够使得在卫星轨道倾斜时控制天线重新指回地面站，则有可有效减少卫星作南北位保的次数，降低燃料消耗，从而延长卫星的在轨寿命。在航天器的太空运行工作中除了卫星变轨外，对于进行卫星轨道保持存在同样的问题。通讯及航海卫星一般设置在称为同步轨道或对地静止轨道的一圆形轨道上，具有与地球相同的转动周期以提供同步转速。理想上，这种卫星应设置在与地球赤道平面重合的轨道平面上，因此，卫星天线可以指向期望的地球位置。一般来说，同步卫星是靠绕自身旋转或装设一动量轮而实现动量稳定的，使自旋轴保持与赤道轨道平面垂直，并校准地球波束视轴使其垂直于自旋轴。在这一理想状况下，地球波束视轴在卫星与地球同步转动时始终指向星下点区域。若干因素会引起轨道飘移，使卫星轨道倾斜于标称赤道轨道平面。这种轨道倾斜会随着时间积累，产生滚转及偏航指向误差。具体来说，太阳和月亮对卫星的引力作用以及地球的非球形所产生的地球引力场的变化会引起轨道摄动效应，这使卫星轨道平面倾斜于理想的赤道平面。这些轨道扰动影响的净作用是引起卫星轨道的倾斜，从而以每年0.75°至0.95°的速率缓慢飘移。航天器在理想的无摄动环境下能够遵守Kepler轨道的运动规律，进行长期稳定的在轨运行。然而现实环境中不可避免的存在各种轨道摄动因素，例如地球扁率摄动、大气摄动、太阳光压摄动、日月摄动等，导致航天器偏离预定轨道，从而对航天器执行相关任务，尤其是精密任务，带来偏差和不便。因此对长期在轨的航天器进行轨道保持控制研究是一项必要的工作，同时也是航天器执行其他任务的基础。现有技术中提供的轨道维持策略有大推力脉冲式控制方案，小推力连续控制方案等。在理想轨控过程中，首先需要对当前时刻航天器所处的位置进行测量，并与标称轨道进行对比，从而确定轨道参数机动量的大小，然后启动轨控发动机，产生脉冲对轨道进行修正，从而达到轨道保持的目的。另一方面，在普通的卫星系统中，通常利用推进器消耗燃料来定期修正轨道的倾斜，进而引起天线指向偏离了地球站而引起指向失配损耗，会严重影响到卫星与地球之间的通信质量，尤其是当卫星天线波束较窄时，这种影响更为显著。具体来说，在10年期间这种位置保持作用可能需要卫星最初总重的20％，其中推进剂占主要部分，大约90％用于轨道修正，其余用于其它轨道内操纵，包括俯仰误差修正，由此卫星的工作寿命受到空间位置保持本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种体积可控的充气天线，其特征在于，至少包括卫星推进器、至少一个获取模块以及至少一个调整模块，其中，用于调整所述充气天线位置姿态的第一调整模块被配置为：基于由第一获取模块获取的初始轨道和目标轨道确定至少一个点火变轨位置，并基于由第二获取模块于第一时刻获取的与该点火变轨位置所涉及区域相关联的第一气动力信息生成变轨环境监测信息，基于所述变轨环境监测信息确定第一天线调整控制信息；基于所述初始轨道和所述目标轨道确定至少一个用以执行相关的特定事件的指令，并在接收到至少一个执行相关的特定事件的指令时，确定卫星推进器用于执行该特定事件的所需预估消耗量；基于所述第一天线调整控制信息和所述预估消耗量确定所述卫星推进器和所述充气天线分别对应的变轨需求混合比例系数以及与之对应的第一控制指令和第二控制指令，以使得所述充气天线的所述第一调整模块按照对接收所述第二控制指令的所述卫星推进器的第二调整模块进行气动力补偿的方式接收所述第一控制指令，并基于由所述第二获取模块于第二时刻获取的与该点火变轨位置所涉及区域相关联的第二气动力信息进行至少一次调整修正以执行至少一个相关的特定事件。

【技术特征摘要】
1.一种体积可控的充气天线，其特征在于，至少包括卫星推进器、至少一个获取模块以及至少一个调整模块，其中，用于调整所述充气天线位置姿态的第一调整模块被配置为：基于由第一获取模块获取的初始轨道和目标轨道确定至少一个点火变轨位置，并基于由第二获取模块于第一时刻获取的与该点火变轨位置所涉及区域相关联的第一气动力信息生成变轨环境监测信息，基于所述变轨环境监测信息确定第一天线调整控制信息；基于所述初始轨道和所述目标轨道确定至少一个用以执行相关的特定事件的指令，并在接收到至少一个执行相关的特定事件的指令时，确定卫星推进器用于执行该特定事件的所需预估消耗量；基于所述第一天线调整控制信息和所述预估消耗量确定所述卫星推进器和所述充气天线分别对应的变轨需求混合比例系数以及与之对应的第一控制指令和第二控制指令，以使得所述充气天线的所述第一调整模块按照对接收所述第二控制指令的所述卫星推进器的第二调整模块进行气动力补偿的方式接收所述第一控制指令，并基于由所述第二获取模块于第二时刻获取的与该点火变轨位置所涉及区域相关联的第二气动力信息进行至少一次调整修正以执行至少一个相关的特定事件。2.如权利要求1所述的充气天线，其特征在于，所述第一调整模块基于所述变轨环境监测信息确定的第一天线调整控制信息至少包括用于天线指向调整的第一指向调整时长和用于天线比表面积调整的第一展开调整时长，并且基于所述第一指向调整时长和所述第一展开调整时长之中数值较大的之一确定第一移动时长，其中，所述第一调整模块响应于所述第一移动时长不超出预设时长阈值时结合所述点火变轨位置和所述初始轨道确定与所述第一移动时长相对应的天线初始调整位置，从而基于所述天线初始调整位置能够确定天线开始进行调整的且位于所述初始轨道上的位置。3.如前述权利要求之一所述的充气天线，其特征在于，所述第一调整模块还被配置为用于执行以下步骤：S1：响应于所述第一移动时长超出所述预设时长阈值时确定至少一个用于将所述第一指向调整时长与所述第一展开调整时长之间建立动态关联关系的预设分配比重；S2：所述预设分配比重以逐渐降低所述第一展开调整时长且相应地逐渐增大所述第一指向调整时长的方式进行更新，以确定与该预设分配比重相对应且用于更新所述第一指向调整时长的第二指向调整时长，以及与该预设分配比重相对应且用于更新所述第一展开调整时长的第二展开调整时长；S3：由此，基于更新后的第一指向调整时长和更新后的第一展开调整时长之中数值较大的之一确定用于更新所述第一移动时长的第二移动时长，并将更新后的第一移动时长与所述预设时长阈值进行再次比对；S4：依次重复上述步骤S1～步骤S3，直到所述第一移动时长不超出预设时长阈值时停止并输出与该第一移动时长对应的第一指向调整时长、第一展开调整时长以及天线初始调整位置，以实现所述预估损耗量最小化与变轨效率最大化之间的优化解。4.如前述权利要求之一所述的充气天线，其特征在于，所述第二调整模块至少包括环境监测单元，所述环境监测单元被配置为：在卫星位于所述卫星初始调整位置时的第一时刻获取实时采集到的与该卫星初始调整位置所涉及区域相关联的且用于提供大气层预测所需参数集合的当前气动力信息，并基于所述点火变轨位置所涉及区域与所述卫星初始调整位置之间的位置关系进行预测计算并生成位于该点火变轨位置所涉及区域的第一气动力信息；在卫星位于所述点火变轨位置时的第二时刻获取实时采集到的与该点火变轨位置所涉及区域相关联的且用于卫星在所述点火变轨位置进行调整修正的第二气动力信息。5.如前述权利要求之一所述的充气天线，其特征在于，所述第二调整模块用于在接收到至少一个执行相关的特定事件的指令时确定所述卫星推进器用于执行该特定事件的所需预估消耗量，所述第二调整模块被配置为：在所述第一调整模块基于由所述第一获取模块获取的初始轨道和目标轨道确定至少一个点火变轨位置时，通过结合所述初始轨道、所述目标轨道和所述点火变轨位置完成以忽略所述变轨环境监测信息的方式自该所述点火变轨位置由初始轨道成功转移至目标轨道上的变轨预估规划过程并生成相应的完成该变轨预估规划过程所需要消耗的所述预计消耗量。6.如前述权利要求之一所述的充气天线，其特征在于，所述第二调整模块用于在通过于第一时刻判断所述变轨环境监测信息的气动力辅助系数的条件下，基于所述第一天线调整控制信息和所述预估消耗量确定所述卫星推进器和...

【专利技术属性】
技术研发人员：向晓霞，杨峰，任维佳，杜志贵，
申请(专利权)人：长沙天仪空间科技研究院有限公司，
类型：发明
国别省市：湖南,43