一种基于旋转电动力绳的低轨运载星座及其工作方法技术

本发明专利技术公开的一种基于旋转电动力绳的低轨运载星座及其工作方法，属于航天载荷运送技术领域

【技术实现步骤摘要】
一种基于旋转电动力绳的低轨运载星座及其工作方法


[0001]本专利技术属于航天载荷运送
，特别涉及一种基于旋转电动力绳的低轨运载星座及其工作方法
。

技术介绍

[0002]21
世纪以来，随着科技的飞速发展，世界航天已进入以巨型星座建设
、
超大型航天器建设等任务为代表的新阶段，呈现出任务领域更多样
、
能力规模更大
、
技术应用更深入
、
商业驱动力更强的新态势
。
而航天运输系统作为航天活动的支撑和基础，所述新态势也对其提出了更大规模
、
更高频次
、
更低成本的新需求
。
[0003]在超大型航天器建设方面，从
20
世纪
70
年代末开始，随着美国“天空实验室”项目的提出，国际上开始了对相关领域的研究
。
此后欧美等国曾多次在轨部署超大型航天器，如
1990
年的哈勃望远镜，
1993
年的国际空间站，
1997
年的
ETS
‑Ⅶ
在轨组装天线，以及近年发射的詹姆斯韦伯望远镜
。
国内虽然相关研究起步较晚，但随着
2021
年空间站天和核心舱顺利入轨，我国依托空间站的建设任务，在
19
个月内，密集实施
11
次发射，成功实现了中国空间站主体部分的建设，在超大型航天器建设方面取得了举世瞩目的成就
。
[0004]纵观几十年来的发展历史，超大型航天器的构建主要依赖于火箭对部件的运送
。
而传统的火箭方案运送成本高，难以实现高频次的运送；同时单次输送质量大，需要协调规划统一运送，无法对后期发展所需的小载荷进行灵活的运送
。
因此，中国载人航天工程办公室发布
《
关于征集空间站低成本货物运输系统总体方案的公告
》
称，为进一步降低空间站上行货物运输成本，增强上行货物运输的灵活性，探索发展商业航天模式，现面向全社会发布公告，征集空间站低成本货物运输系统总体方案
。
可以看出，火箭运载方式的高成本和低灵活性问题已成为制约超大型航天器进一步快速发展的关键因素
。
[0005]在低轨巨星星座建设方面，随着航天技术的不断进步，越来越多的国家
、
组织和公司都投入到了中低轨卫星的设计
、
制造和发射领域
。
据统计，自
2000
年以来，全球已经发射了数千颗中低轨卫星，随着
Starlink、OneWeb、Kuiper
等大规模星座计划的开展，该数量还将进一步急剧增长
。
而由于存在空间环境等因素影响，随着卫星数量的增多，故障卫星的增多是未来的必然趋势
。
如果对故障卫星置之不顾，它将威胁到其他正常在轨航天器的安全，甚至发生
2009
年俄罗斯失效卫星
COSMOS
‑
2251
与美国的
Iridium
‑
33
卫星碰撞等恶性灾难
。
因此发展故障卫星的维修处理技术对于维护太空环境有着至关重要的意义
。
[0006]截至目前，国际在轨维修的代表性工作有
1992
年奋进号对
Intelsat603
卫星发动机的在轨维修；
1993
年至
2009
年间对哈勃望远镜的5次维修和科学仪器安装；
2021
年
MEV
‑2通过交会对接为
Intelsat
‑
10
‑
02
更换推进系统和补充燃料
。
可以看出，目前在轨使用的维修手段主要为为航天飞机和救援卫星，均为基于推力器运送载荷的模式，因此必然会导致可重复性差，成本高的问题
。
受成本限制，目前在轨维修工作主要集中于高价值卫星的处理，而无法对大量的普通失效卫星进行，如果能提出一种低成本，可重复的载荷运送方案，则在轨维修手段将可能称为故障航天器处理的主流手段
。
[0007]随着大型星座建设
、
超大型航天器建设等技术的不断发展，现有火箭载荷运送方式的高成本和低灵活性问题对在轨维修和组装任务的限制愈加明显
。
为降低空间载荷运送成本
、
满足更多样化的空间应用需求
、
实现空间运输动力系统从有毒向无毒的发展，急需探索发展基于新型动力的空间运输系统，以提供高效
、
灵活
、
节能
、
环保的空间运输途径
。

技术实现思路

[0008]本专利技术的目的是提供一种基于旋转电动力绳的低轨运载星座及其工作方法，实现载荷在低轨范围内高效
、
灵活
、
节能
、
环保
、
大范围重复双向运载，以解决传统火箭运载模式面临的能耗高
、
污染高
、
灵活性差和电动力绳运载模式面临的速度慢
、
稳定性差
、
运载范围小的问题
。
[0009]本专利技术的目的是通过以下技术方案实现的：
[0010]本专利技术公开的一种基于旋转电动力绳的低轨运载星座及其工作方法，通过在不同轨道高度部署由主星
、
子星和系绳组成的星座卫星构成运载星座，由载荷距离最近的子星接收载荷，通过系绳在洛伦兹力作用下的摆动，将载荷运送到下一卫星子星附近，借助推力器作用使两子星对接，进而完成载荷交接，在多次系绳旋转和载荷交接的接力过程后，载荷最终运动到目标轨道
。
本专利技术通过卫星接力实现载荷运送，避免传统火箭运载模式高能耗
、
高污染
、
低灵活性的问题，同时解决传统单一旋转电动力绳载荷运送轨道范围小的问题
。
[0011]本专利技术公开的一种基于旋转电动力绳的低轨运载星座，包含多颗卫星和通信网络，每颗卫星包含主星和子星两个部分
。
每一主星在工作过程中全程保持与地面基站
、
相邻卫星的主星及同一卫星子星的通信，每一主星与地面基站的通信内容主要为接收地面基站所发出的指令，发送指令执行的结果以及卫星当前工作状态信息；与相邻卫星的主星的通信内容主要为轨道和姿态信息的交换；与同一卫星子星间的通信内容为发出控制指令，接收指令执行的结果，同时进行轨道和姿态信息的交换
。
每一子星在工作过程中全程保持和同一卫星主星间的通信，通信内容为接收主星所发出的指令，发送指令执行的结果，同时进行轨道和姿态信息的交换；在末端对接阶段，每一子星将与下一卫星本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种基于旋转电动力绳的低轨运载星座，其特征在于：包含多颗卫星和通信网络，每颗卫星包含主星和子星两个部分；每一主星在工作过程中全程保持与地面基站
、
相邻卫星的主星及同一卫星子星的通信，每一主星与地面基站的通信内容主要为接收地面基站所发出的指令，发送指令执行的结果以及卫星当前工作状态信息；与相邻卫星的主星的通信内容主要为轨道和姿态信息的交换；与同一卫星子星间的通信内容为发出控制指令，接收指令执行的结果，同时进行轨道和姿态信息的交换；每一子星在工作过程中全程保持和同一卫星主星间的通信，通信内容为接收主星所发出的指令，发送指令执行的结果，同时进行轨道和姿态信息的交换；在末端对接阶段，每一子星将与下一卫星的子星建立短期通信，通信内容为轨道和姿态信息的高频交换；主星包括星载计算机
A、
帆板
A、
线轴控制电机
、
线轴
、
锁定解锁装置
、
弹簧
、
电荷发射装置
、GNSS
模块
A、
轨道控制模块
A、
姿态控制模块
A、
通信模块
A
和主星外壳；星载计算机
A
为多层电路板组合封装形成的控制单元，固定于主星外壳内侧；星载计算机
A
用于实现如下功能：星载计算机
A
功能一：控制帆板
A
的折叠和展开状态，并控制帆板
A
相对于主星外壳的角度；星载计算机
A
功能二：读取线轴控制电机反馈的转速数据和电流数据，控制线轴控制电机输出的转速和力矩，进而控制电动力绳的释放；星载计算机
A
功能三：控制锁定解锁装置由锁定状态切换为解锁状态；星载计算机
A
功能四：控制电荷发射装置对空间发射的电流大小，读取电荷发射装置所测量出的电动力绳根部电流和电压；星载计算机
A
功能五：控制
GNSS
模块
A
获取数据的频率，读取
GNSS
模块
A
获取到的位置数据；星载计算机
A
功能六：控制轨道控制模块
A
维持主星轨道的稳定，并读取轨道控制模块
A
当前的燃料状态，在燃料即将耗尽时预先规划降轨；星载计算机
A
功能七：控制姿态控制模块
A
维持主星姿态的稳定，并读取姿态控制模块
A
当前的角动量状态，在即将到达极限角动量时进行动量卸载；星载计算机
A
功能八：控制通信模块
A
与地面基站
、
相邻卫星的主星及同一卫星子星进行通信，并处理回传的轨道
、
姿态
、
指令执行状态信息；帆板
A
为折展结构，板面双侧贴有太阳能电池，固定于主星外壳外侧；帆板
A
通过吸收太阳能，并将所吸收的太阳能转化为电能，为主星部件中除主星外壳和帆板
A
外的所有部件提供电能；线轴控制电机为直流无刷电机，其定子部分固定于主星外壳内侧，转子部分与线轴固定；线轴控制电机通过控制线轴旋转的速度以及受到的阻力，控制电动力绳按指定速度释放或回收；线轴为阶梯轴，中部横截面为工字形，线轴与线轴控制电机的转子部分固定；线轴通过使电动力绳旋转缠绕到线轴中部实现电动力绳的存储，通过逆向旋转线轴实现电动力绳的释放；锁定解锁装置选择分离螺母，分离螺母主体部分与主星外壳内侧固定，中部有一螺纹孔，与子星外壳相连；锁定状态时，分离螺母通过螺纹装配使主星与子星相对固定；解锁状
态时，分离螺母中部的螺纹孔扩张，从而使子星与主星相对分离；弹簧为压缩弹簧，末端与主星外壳内侧固定，顶端与子星外壳外侧接触；锁定状态时，弹簧以压缩状态存储弹性势能；解锁状态时，弹簧将弹性势能转化成子星的弹射初动能，从而实现子星与主星的弹射分离；电荷发射装置为微真空电弧等离子体接触器，电荷发射装置底部与主星外壳内侧固定；电荷发射装置将电动力绳所吸收的空间游离电子发射向空间，从而使电动力绳上形成固定方向的电流；电荷发射装置内部的测量模块对电动力绳端部的电流电压进行测量，并将数据回传给星载计算机
A
；
GNSS
模块
A
与主星外壳内侧固定，获取主星当前的位置和速度数据，并将数据传给星载计算机
A
和轨道控制模块
A
；轨道控制模块
A
为离子推进器，与主星外壳内侧固定；轨道控制模块
A
通过喷射离子流产生的反作用力克服摄动影响，维持主星轨道高度稳定，并实时将自身剩余工质质量数据回传至星载计算机
A
；姿态控制模块
A
为控制力矩陀螺组，与主星外壳内侧固定；姿态控制模块
A
通过改变控制自身的三轴角动量，调整主星的三轴姿态角与角速度，并将自身的三轴角动量
、
主星的三轴姿态角与角速度数据回传至星载计算机
A
；通信模块
A
与主星外壳内侧固定；通信模块
A
与相邻卫星的主星
、
同一卫星的子星和地面基站通信，并双向传输数据；主星外壳为合金结构件，主体为薄壁长方体状，内部有隔板；主星外壳为主星部件中除主星外壳外的所有部件提供固定接口，并对各部件进行隔离，降低环境因素和部件间的干扰，起到固定
、
隔离与保护的作用；子星包括星载计算机
B、
帆板
B、
电磁铁
、GNSS
模块
B、
轨道控制模块
B、
姿态控制模块
B、
通信模块
B
和子星外壳；星载计算机
B
为多层电路板组合封装形成的控制单元，固定于子星外壳内侧；其功能包括：星载计算机
B
功能一：控制帆板
B
的折叠和展开状态，并控制帆板
B
相对于主星外壳的角度；星载计算机
B
功能二：控制电磁铁的通断电状态，并通过调整电磁铁供电电流的大小，改变电磁铁的吸引力大小；星载计算机
B
功能三：控制
GNSS
模块
B
获取数据的频率，并读取
GNSS
模块
B
获取到的位置数据；星载计算机
B
功能四：控制轨道控制模块
B
调整子星轨道，使子星尽可能接近下一卫星的子星，并读取轨道控制模块
B
当前的燃料状态，在燃料即将耗尽时预先规划降轨；星载计算机
B
功能五：控制姿态控制模块
B
调整子星姿态至与下一卫星的子星姿态误差不超过对接范围，并读取姿态控制模块
B
当前的角动量状态，在即将到达极限角动量时进行动量卸载；星载计算机
B
功能六：控制通信模块
B
与相邻卫星的子星及同一卫星主星进行通信，并处理回传的轨道
、
姿态信息；帆板
B
为可折展结构，板面双侧贴有太阳能电池，固定于子星外壳外侧；帆板
B
通过吸收
太阳能，并将所吸收的太阳能转化为电能，为子星部件中除子星外壳与帆板
B
外的所有部件提供电能；电磁铁为圆柱形结构，包含铁芯和线圈两部分，电磁铁固定于子星外壳外侧；电磁铁通过改变流经自身的电流，改变牵引力的大小，实现对载荷的抓取和释放；
GNSS
模块
B
与子星外壳内侧固定；
GNSS
模块
B
可获取子星当前的位置和速度数据，并将数据传给星载计算机
B
与轨道控制模块；轨道控制模块
B
为化学推进器，与子星外壳内侧固定；轨道控制模块
B
在两子星对接阶段，产生推力改变子星位置，使两子星之间相对距离缩短，直至满足对接要求，并将自身剩余工质质量回传至星载计算机
B
；姿态控制模块
B
为动量轮组，与子星外壳内侧固定；姿态控制模块
B
通过改变自身的三轴角动量，从而调整子星的三轴姿态角和角速度，使子星与下一卫星姿态满足对接条件，并将自身的三轴角动量
、
主星的三轴姿态角与角速度信息回传至星载计算机
B
；通信模块
B
与子星外壳内侧固定；通信模块
B
与相邻卫星的子星及同一卫星的主星通信，并双向传输数据；子星外壳为合金结构件，主体为长方体状，内部有隔板；子星外壳为子星部件中除子星外壳外的所有部件提供固定接口，并对各部件进行隔离
。2.
一种基于旋转电动力绳的低轨运载星座的工作方法，基于如权利要求1所述的一种基于旋转电动力绳的低轨运载星座实现，其特征在于：包括如下步骤，第一步：卫星入轨；通过轨道控制模块
A
和姿态控制模块
A
使星座卫星到达指定轨道高度和姿态；通过火箭运送和主星电推进器推进两种方式结合，使每一卫星到达预定轨道高度；到达预定轨道后，主星启动姿态控制模块
A
，使主星姿态调整到预定姿态；每一卫星的轨道高度
h
i
(i
＝
1,2,
…
,n)
，电动力绳的预期展开长度为
L
ei
(i
＝
1,2,
…
,n)
，任意相邻两卫星之间的轨道高度差值为
Δ
h
i
＝
h
i
‑
h
i
‑1(i
＝
2,3,
…
,n)
；预定轨道高度差值满足
Δ
h
i
＝
L
ei
+L
e(i
‑
1)
(i
＝
2,3,
…
,n)
，预定姿态为弹簧弹射方向指向地心；通过对卫...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨科莹，张景瑞，杨翼，李夏临，申澳，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：