基于子母式卫星的空间站伴飞卫星惯性释放系统及方法技术方案

本发明专利技术公开了基于子母式卫星的空间站伴飞卫星惯性释放系统及方法，属于微纳卫星在轨部署技术领域，母卫星绕自身z轴做圆周运动，达到需要的角速度时释放子卫星且停止母卫星转动，由于惯性子卫星被甩出，释放指定数量的子卫星后给予母卫星略大的角加速度，同时由于绳系的连接，母卫星在相对空间站坐标系下的释放与收回均可便捷地实现；本系统可以精确控制空间站伴飞微纳卫星的初始相对空间站坐标系的位置与速度，以满足特定情况下轨道收敛需要的条件；子卫星可及时回到母卫星补充能源并上传已有任务数据减少子卫星内存需求与能源需求；本系统采用的释放原理简单，执行稳定，不易出现故障，具有良好的推广价值。具有良好的推广价值。具有良好的推广价值。

【技术实现步骤摘要】
基于子母式卫星的空间站伴飞卫星惯性释放系统及方法


[0001]本专利技术属于微纳卫星在轨部署
，具体涉及一种综合管廊抗弯实验约束装置及使用方法。

技术介绍

[0002]近年来空间技术发展迅速，对于卫星发射的需求也越来越大，对各型号卫星需实现的功能也提出了诸多新的要求。由于运载火箭技术的突破当今火箭有了更大的载荷量，货运飞船等空间执行机构也有了执行更多附加任务的能力，因此卫星尺寸及发射方式不再拘泥于以往一箭一星的发射方式，更多地引入了诸如一箭多星、货运飞船释放卫星、子母卫星释放、空间站卫星释放等多种手段。空间站卫星的释放在诸多卫星释放方案中属于起步较晚的方案，例如，气闸舱式空间站卫星释放方案，同时“天鹅座”货运飞船应用的电磁分离式外部CubeSat分配器微纳卫星释放方案也值得参考。
[0003]但是纵观历史上诸多次成功的在轨卫星释放任务，鲜有关于空间站伴飞卫星的研究，多数的任务仅为释放附带卫星停留在指定轨道之上后主载荷驶离当前位点，为防止地面发射针对主载荷与针对被释放附带卫星指令之间冲突，一般规定在附带卫星与主载荷分离后45分钟才发射针对附带卫星的控制指令使其执行任务。当今附带卫星的释放方案中，首先这些方案无法使卫星与主载荷如空间站形成伴飞关系组建星座实现一定任务；同时在实际任务中如需形成卫星与空间站的伴飞关系甚至常常需要卫星在初始条件下相对空间站有某一特定位置与速度，当今的卫星释放装置显然无法做到如此精确的控制，甚至可以说没有做出相关方面的研究。其次，在上述方案中，卫星经释放后难以在轨回收至空间站进行燃料加注与检修等操作，故也鲜有关于附加卫星释放后回收方案的研究设计，当今较成功的卫星在轨回收案例仅有个别成果，例如，运用挑战者航天飞机上的机械臂将故障卫星回收至航天飞机气闸舱内带回地球维修或回收改造再售卖。而卫星与空间站形成稳定的伴飞关系对于空间站的长期工作有非常积极的意义，如定期巡检航天器外围机件工作状况、形成多角度视野、组合形成离散型探测系统等，故空间站伴飞卫星的释放与回收方案有着较强的实用价值与研究意义。
[0004]由此可见，现有的卫星释放系统无法精确地控制卫星在初始条件下相对空间站保持某一特定位置与速度，并且卫星经释放后难以在轨回收，导致空间站无法形成伴飞关系组建星座，无法完成对于初始速度和位置有要求的任务。

技术实现思路

[0005]为了解决上述技术问题，本专利技术提供一种基于子母式卫星的空间站伴飞卫星惯性释放系统及方法，采用本系统能够精确控制卫星在初始条件下相对空间站保持某一特定位置与速度，并且便于卫星经释放后的在轨回收，进而使得空间站形成伴飞关系组建星座，能够完成对于初始速度和位置有要求的任务，为微纳卫星在轨部署
提供了一种新颖且合理的解决方案。
[0006]为了达到上述目的，本专利技术采用如下
技术实现思路
：
[0007]一种基于子母式卫星的空间站伴飞卫星惯性释放系统，包括底座，所述底座上设置有对接件和绳系；
[0008]所述绳系的一端与所述底座相连，另一端连接有母卫星；
[0009]所述绳系能够通过所述底座实现伸缩；
[0010]所述母卫星通过所述对接件与所述底座相连；
[0011]所述母卫星的四周侧壁上设有释放机构；
[0012]所述释放机构内设置有多个子卫星；
[0013]所述母卫星与所述子卫星相连。
[0014]进一步地，所述母卫星包括主体以及设置在所述主体上的安装孔、数据接头、舵机、挡条、霍尔推进器、对接机构和太阳能电池板；
[0015]所述安装孔与所述释放机构相连；
[0016]所述数据接头与所述子卫星相连；
[0017]多个所述舵机阵列设置在所述主体的四周；
[0018]所述挡条用于释放或挡住所述子卫星；
[0019]所述霍尔推进器设置在所述主体的底部，其型号采用HEP
‑
100MF；
[0020]所述对接机构与所述对接件相连；
[0021]所述太阳能电池板设置在所述主体的顶部。
[0022]进一步地，所述子卫星上设置有数据接口；
[0023]所述子卫星通过所述数据接口和所述数据接头的配合与所述母卫星相连；
[0024]所述数据接口和所述数据接头的内部均为倒圆角结构；
[0025]所述子卫星为微纳卫星，其规格为1U、2U、3U或6U。
[0026]进一步地，所述底座包括底板以及设置在所述底板上的主动齿轮、从动线轴、弹簧托盘和驱动装置；
[0027]所述驱动装置位于所述底板的中心，两端对称设有所述弹簧托盘；
[0028]所述弹簧托盘用于支撑所述母卫星并为所述母卫星提供初始动力；
[0029]所述驱动装置通过所述主动齿轮与所述从动线轴相连；
[0030]所述从动线轴与所述绳系的一端相连。
[0031]进一步地，所述对接件包括主板以及设在所述主板上的弯板和电磁铁；
[0032]所述主板与所述底座相连；
[0033]所述弯板与所述主板之间为轴连接；
[0034]所述电磁铁用于吸附或释放所述弯板的一端；
[0035]所述弯板的另一端与所述母卫星卡合相连。
[0036]进一步地，所述绳系采用双绳结构，所述双绳结构的一端分别与所述底座相连，另一端分别与所述母卫星相连。
[0037]进一步地，所述释放机构包括释放装置和大释放装置；
[0038]所述释放装置和所述大释放装置分别安装在所述母卫星的四周，均用于容纳所述子卫星；
[0039]所述大释放装置的容纳空间为所述释放装置的两倍。
[0040]进一步地，所述释放装置包括滑轨、机械臂对接件和螺纹孔；
[0041]所述子卫星位于所述滑轨内，所述释放装置通过所述螺纹孔固定在所述母卫星的四周上。
[0042]一种基于子母式卫星的空间站伴飞卫星惯性释放方法，基于上述基于子母式卫星的空间站伴飞卫星惯性释放系统，包括如下步骤：
[0043]S1：未释放
[0044]将子卫星通过释放机构连接在母卫星的四周；将绳系连接在底座和母卫星之间，将母卫星通过对接件与底座相连；
[0045]S2：卫星释放
[0046]通过对接件与底座的配合，将母卫星释放，母卫星开始以一定角速度旋转，利用母卫星将子卫星释放；
[0047]S3：数据对接
[0048]子卫星完成任务后回归释放机构中，与母卫星进行数据传输；
[0049]S4：回收
[0050]子卫星回归释放机构中，通过底座收回绳系，母卫星在绳系作用下收回至底座上，并通过对接件将其卡合。
[0051]进一步地，S2中，母卫星的角速度w为：
[0052][0053]若达到子卫星的释放速度需求，霍尔推进器的工作时间t为：
[0054][0055]其中，m表示子卫星的质量，R表示释放机构末端平面中心连线距母卫星的中心距离，v表示子卫星的初速度，f表示子卫星与本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于子母式卫星的空间站伴飞卫星惯性释放系统，其特征在于，包括底座(3)，所述底座(3)上设置有对接件(4)和绳系(5)；所述绳系(5)的一端与所述底座(3)相连，另一端连接有母卫星(1)；所述绳系(5)能够通过所述底座(3)实现伸缩；所述母卫星(1)通过所述对接件(4)与所述底座(3)相连；所述母卫星(1)的四周侧壁上设有释放机构；所述释放机构内设置有多个子卫星(2)；所述母卫星(1)与所述子卫星(2)相连。2.根据权利要求1所述的一种基于子母式卫星的空间站伴飞卫星惯性释放系统，其特征在于，所述母卫星(1)包括主体(1
‑
1)以及设置在所述主体(1
‑
1)上的安装孔(1
‑
2)、数据接头(1
‑
3)、舵机(1
‑
4)、挡条(1
‑
5)、霍尔推进器(1
‑
6)、对接机构(1
‑
7)和太阳能电池板(1
‑
8)；所述安装孔(1
‑
2)与所述释放机构相连；所述数据接头(1
‑
3)与所述子卫星(2)相连；多个所述舵机(1
‑
4)阵列设置在所述主体(1
‑
1)的四周；所述挡条(1
‑
5)用于释放或挡住所述子卫星(2)；所述霍尔推进器(1
‑
6)设置在所述主体(1
‑
1)的底部，其型号采用HEP
‑
100MF；所述对接机构(1
‑
7)与所述对接件(4)相连；所述太阳能电池板(1
‑
8)设置在所述主体(1
‑
1)的顶部。3.根据权利要求2所述的一种基于子母式卫星的空间站伴飞卫星惯性释放系统，其特征在于，所述子卫星(2)上设置有数据接口(2
‑
1)；所述子卫星(2)通过所述数据接口(2
‑
1)和所述数据接头(1
‑
3)的配合与所述母卫星(1)相连；所述数据接口(2
‑
1)和所述数据接头(1
‑
3)的内部均为倒圆角结构；所述子卫星(2)为微纳卫星，其规格为1U、2U、3U或6U。4.根据权利要求1所述的一种基于子母式卫星的空间站伴飞卫星惯性释放系统，其特征在于，所述底座(3)包括底板(3
‑
3)以及设置在所述底板(3
‑
3)上的主动齿轮(3
‑
1)、从动线轴(3
‑
2)、弹簧托盘(3
‑
4)和驱动装置(3
‑
5)；所述驱动装置(3
‑
5)位于所述底板(3
‑
3)的中心，两端对称设有所述弹簧托盘(3
‑
4)；所述弹簧托盘(3
‑
4)用于支撑所述母卫星(1)并为所述母卫星(1)提供初始动力；所述驱动装置(3
‑
5)通过所述主动齿轮(3
‑
1)与所述从动线轴(3
‑
2)相连；所述从动线轴(3
‑
...

【专利技术属性】
技术研发人员：张耀中，党朝辉，刘传凯，孙军，李革非，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：