卫星系统的分舱转动构型技术方案

本发明专利技术提供了一种卫星系统的分舱转动构型，包括天线舱、载荷舱、消旋舱、服务舱、中轴机构、大尺度柔性机构、反转消旋机构；天线舱、载荷舱、消旋舱、服务舱通过中轴机构相接；大尺度柔性机构安装于载荷舱；反转消旋机构安装于消旋舱；载荷舱与所述消旋舱能够绕着所述中轴机构转动，且两者转动方向相反；大尺度柔性机构与载荷舱旋转产生的角动量，与所述反转消旋机构与消旋舱旋转产生的角动量大小相等、方向相反。本发明专利技术能够针对地球静止轨道高分辨率旋转式综合孔径被动微波探测的需求，实现卫星在轨三轴姿态控制的工程可行性。三轴姿态控制的工程可行性。三轴姿态控制的工程可行性。

【技术实现步骤摘要】
卫星系统的分舱转动构型


[0001]本专利技术涉及卫星系统构型布局设计，具体地，涉及一种卫星系统的分舱转动构型。

技术介绍

[0002]典型已有的卫星构型专利技术成果，如分离式太阳观测卫星构型(ZL201910126777.5)、一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计(ZL202011279445.X)、一种基于一箭双星自串联发射方式的全电推卫星平台构型(ZL201910576380.6)等，大多是根据各自的卫星特点与运载火箭整流罩包络要求进行的优化设计，而缺乏根据卫星载荷特点、卫星运行轨道、动力学等约束条件进行颠覆性设计。
[0003]当卫星运行于高度约为36000km的地球静止轨道上时，要实现高分辨率被动微波探测，其载荷的探测口径需达到公里级，这显然是工程不可实现的，因此微波载荷采用旋转探测的方式。然而，尽管旋转方式可以等效出公里级的载荷探测口径尺度，但由于公里级机构旋转产生的超大角动量在对地定向探测的条件约束下会产生非常大的进动力矩，使卫星对地姿态控制在工程上不可实现，因此，需对卫星系统的构型进行颠覆式的重新设计，在设计过程中，需重点考虑到卫星超大角动量的消除途径，以及卫星三轴姿态稳定控制问题。

技术实现思路

[0004]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种卫星系统的分舱转动构型，能够针对地球静止轨道高分辨率旋转式综合孔径被动微波探测的需求，实现卫星在轨三轴姿态控制的工程可行性。
[0005]根据本专利技术提供的一种卫星系统的分舱转动构型，包括天线舱、载荷舱、消旋舱、服务舱、中轴机构、大尺度柔性机构、反转消旋机构；
[0006]所述天线舱、载荷舱、消旋舱、服务舱通过中轴机构相接；
[0007]所述大尺度柔性机构安装于载荷舱；
[0008]所述反转消旋机构安装于消旋舱；
[0009]所述载荷舱与所述消旋舱能够绕着所述中轴机构转动，且两者转动方向相反；
[0010]所述大尺度柔性机构与载荷舱旋转产生的角动量，和所述反转消旋机构与消旋舱旋转产生的角动量大小相等、方向相反。具体地，载荷舱可绕中轴机构逆时针转动。消旋舱可绕中轴机构顺时针转动(与载荷舱转动方向相反)。
[0011]进一步地，所述大尺度柔性机构设置有两个，并对称安装于载荷舱两侧；所述反转消旋机构设置有两个，并对称安装于消旋舱两侧。具体地，所述大尺度柔性机构上安装有载荷探元、控制其指向的伺服机构、指向传感器机构。
[0012]进一步地，所述天线舱与中轴机构相固接，卫星在轨运行时朝向地球。具体地，所述天线舱面向地球的一侧安装有对地测控天线、数传天线设备。
[0013]进一步地，所述服务舱与中轴机构相固接。具体地，所述服务舱背向地球的一侧安装有对天测控天线、数传中继天线设备。
[0014]进一步地，还包括太阳电池阵，所述太阳电池阵安装于所述服务舱侧面。优选地，所述太阳电池阵设置有两个，对称安装于服务舱两侧。
[0015]进一步地，所述天线舱、载荷舱、消旋舱、服务舱的横向截面均为六边形。
[0016]与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：
[0017]1、本专利技术通过分舱旋转构型设计，解决了地球静止轨道高分辨率旋转式综合孔径被动微波探测工程化问题。
[0018]2、本专利技术通过角动量反向补偿构型设计，解决了大尺度大角动量卫星系统的三轴姿态稳定控制问题。
[0019]3、本专利技术可实现载荷舱与消旋舱分别朝相互相反的方向转动，从而使两个舱段产生的角动量相互抵消，实现卫星系统整体角动量为零，大大简化卫星对地姿态控制，同时可满足大尺度柔性机构上安装的载荷探元进行旋转式对地探测的需求。
附图说明
[0020]通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0021]图1为本专利技术的卫星系统的分舱转动构型示意图；
[0022]图中示出：
[0023][0024]具体实施方式
[0025]下面结合具体实施例对本专利技术进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本专利技术，但不以任何形式限制本专利技术。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本专利技术构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本专利技术的保护范围。
[0026]本专利技术提供了一种卫星系统的分舱转动构型，具体包括：天线舱、载荷舱、消旋舱、服务舱、连接四个舱段的中轴机构、大尺度柔性机构、反转消旋机构、太阳电池阵。本专利技术通过与中轴机构相连的四个舱段分舱设计，可实现载荷舱与消旋舱分别朝相互相反的方向转动，从而使两个舱段产生的角动量相互抵消，实现卫星系统整体角动量为零，大大简化卫星对地姿态控制，同时可满足大尺度柔性机构上安装的载荷探元进行旋转式对地探测的需求。
[0027]本专利技术的工作原理如下：
[0028]图1是本专利技术的一种卫星系统的分舱转动构型示意图。如图1所示，本专利技术的一种卫星系统的分舱转动构型，包括：天线舱1、载荷舱2、消旋舱3、服务舱4、连接四个舱段的中
轴机构5、以及两个大尺度柔性机构6、两个反转消旋机构7、两个太阳电池阵8。
[0029]天线舱1、载荷舱2、消旋舱3、服务舱4的横向截面均为六边形，以上四个舱段通过中轴机构5连接。
[0030]天线舱1与中轴机构5固连，卫星在轨运行时朝向地球。天线舱1对地面上可安装对地测控天线与数传天线等设备。
[0031]两个大尺度柔性机构6对称安装于载荷舱2两侧，载荷舱2可绕中轴机构5逆时针转动。大尺度柔性机构6上可安装载荷探元，以及控制其指向的伺服机构和指向传感器机构。
[0032]两个反转消旋机构7对称安装于消旋舱3两侧，消旋舱3可绕中轴机构5顺时针转动(与载荷舱2转动方向相反)。大尺度柔性机构6与载荷舱2旋转产生的角动量，应和反转消旋机构7与消旋舱3旋转产生的角动量实时的大小相等、方向相反，以使整星系统在对地轴方向上的角动量和为零。
[0033]两个太阳电池阵8对称安装于服务舱4两侧，服务舱4与中轴机构5固连。服务舱4背地面上可安装对天测控天线与数传中继天线等设备。
[0034]在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
[0035]以上对本专利技术的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本专利技术并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本专利技术的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种卫星系统的分舱转动构型，其特征在于，包括天线舱(1)、载荷舱(2)、消旋舱(3)、服务舱(4)、中轴机构(5)、大尺度柔性机构(6)、反转消旋机构(7)；所述天线舱(1)、载荷舱(2)、消旋舱(3)、服务舱(4)通过中轴机构(5)相接；所述大尺度柔性机构(6)安装于载荷舱(2)上；所述反转消旋机构(7)安装于消旋舱(3)上；所述载荷舱(2)与所述消旋舱(3)能够绕着所述中轴机构(5)转动，且两者转动方向相反；所述大尺度柔性机构(6)与载荷舱(2)旋转产生的角动量，和所述反转消旋机构(7)与消旋舱(3)旋转产生的角动量大小相等、方向相反。2.根据权利要求1所述的卫星系统的分舱转动构型，其特征在于，所述大尺度柔性机构(6)设置有两个，并对称安装于载荷舱(2)两侧；所述反转消旋机构(7)设置有两个，并对称安装于消旋舱(3)两侧。3.根据权利要求1所述的卫星系统的分舱转动构型，其特征在于，所述天线舱(1)与中轴机构(5)相固接，卫星在轨道运行时朝向地球。4.根据权利要求...

【专利技术属性】
技术研发人员：张大伟，石新宇，许海玉，汪自军，潘高伟，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：