CN115027702A - 一种立方星零动量姿态控制系统结构的设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种立方星零动量姿态控制系统结构设计方法，包括如下步骤：首先根据立方星尺寸要求确定立方星零动量姿态控制系统框架结构、接着确定测控组件的安装位置、再对中间支架进行设计，最后根据系统剩余空间设计控制模块。测控组件包括三轴零动量轮、斜装零动量轮、星敏感器、太阳敏感器、三轴磁力矩器、陀螺仪、GPS接收机和两路磁强计，三正装一斜装零动量轮固定于主框架内，三个太阳敏感器分别固定于主框架的三个外侧边上，GPS接收机和两路磁强计集成于控制模块上。控制模块之间通过软排线连接，提高了系统可靠性的同时节省空间，便于姿态控制系统集成化和模块化。

Description

一种立方星零动量姿态控制系统结构的设计方法

技术领域

本发明涉及立方星技术领域，具体涉及一种立方星零动量姿态控制系统结构的设计方法。

背景技术

航天技术发展的要求导致了卫星功能越来越复杂、体积越来越大，造成了卫星成本高、研制周期长等缺陷。九十年代以来，随着空间研究的不断深入，重量轻，成本低，性能好的微小型卫星慢慢引发了更多的关注并取得了迅速的发展。伴随着微电子等先进技术的进步，小型高性能电子部件逐渐应用在小卫星上，使得小卫星进一步微型化。随之诞生立方体卫星的概念，立方体卫星的首次出现是作为加州理工学院和斯坦福大学的科学研究之一，其概念由斯坦福大学提出，并明确规定了质量为1千克，结构尺寸为10厘米

10厘米

10厘米的立方体为一标准单元，根据任务需求，可灵活配置成一单元、双单元、三单元等。不同于以任务为导向的航天器设计，立方体卫星制定了包括结构、电接口、测试流程、工作模式定义等一系列的标准，使得卫星设计流程规范，降低任务间的重复设计成本。

姿态确定与控制系统是卫星中复杂度最高的子系统之一，也是整星系统中的核心系统。它的主要任务是实现卫星在空间特定坐标系中的指向，一般由测量姿态矢量的敏感器、姿控计算机和执行部件构成。立方体卫星姿态确定与控制系统设计的原则是在综合考虑成本、研制周期、系统可靠性的基础上，使得系统设计能够满足卫星总体对姿控精度的要求和姿控系统质量、体积、功耗的限制。在姿态测量和控制器件方面，对基于MEMS/NEMS/MOEMS等先进加工技术的微型器件研究广泛展开，如微型陀螺、微型加速度计、技术制作的太阳敏感器、高集成度的三轴微型磁强计、微型动量轮等，在皮、纳星上均有应用实例。

动量轮分为偏置动量轮和零动量轮，其中零动量控制方案因其控制精度好、可靠性高、机动能力强等诸多优点，在现代卫星工程中被普遍采用。在实际工程应用中，限于卫星寿命、能源补给、控制稳定度等原因，零动量卫星的主要控制方式为角动量交换。动量轮因为体积重量小、控制精度、稳定度、可靠性高，所以动量轮成为控制系统执行机构的首要选择。在兼顾控制系统的的可靠性和卫星重量以及成本的前提下，三正装一斜装动量轮系统在工程中应用最为普遍，其控制算法简单、动量轮安装要求低。

Canx-2是一颗由加拿大多伦多大学空间实验室研制的三单元立方体卫星，卫星的姿态确定与控制系统硬件包含六个粗太阳敏感器、一个磁强计，三个正交放置的飞轮以及三轴磁力矩线圈。意大利博洛尼亚大学设计的ALMASat-1三单元立方体卫星，通过三轴磁力矩线圈和动量轮实现定姿，并配有冷气微喷系统。南京理工大学研制的南理工二号立方体卫星姿态确定系统采用了自主研发的基于MEMS技术的纳卫星传感器和执行部件，搭载了新型控制载荷和高精度GPS接收机，姿态控制采用零动量轮加磁力矩线圈的设计。

总体来说，符合立方体卫星标准的皮纳卫星姿控系统研究方面还处于基础的技术验证阶段。但随着目前MEMS技术以及各种微型部组件的研制，未来的立方体卫星有望可以达到百公斤级别小卫星的同等的姿控水平。目前所设计出的立方星零动量姿态控制系统结构，在立方星内占用空间过大，达到1.5U甚至2U，不适用于大小仅为2U的立方星，且系统设计既要考虑星内尺寸约束，又要考虑系统电路连接，因此现有技术零动量姿态控制系统设计复杂且不能将系统进行独立设计，需要根据不同的卫星重新设计系统，系统可靠性不高。

发明内容

本发明提出了一种立方星零动量姿态控制系统结构的设计方法，解决了立方星体积有限而使零动量姿态控制系统在实现功能的前提下安装复杂和体积占用过大等问题。

实现本发明的技术解决方案为：一种立方星零动量姿态控制系统结构的设计方法，步骤如下：

步骤1、根据立方星尺寸要求确定立方星零动量姿态控制系统框架结构：

立方星零动量姿态控制系统框架包括主框架、中间支架、三轴动量轮安装支架、斜装动量轮安装支架、星敏感器安装支架、姿控计算机安装支架。

所述主框架包括四层框架和四个立柱，四层框架自上而下平行设置，每个框架均与四个立柱固连，四层框架自上而下为第一方框、第二U形框、第三方框、第四方框。中间支架位于主框架的中间位置，同时垂直与第一方框和第三方框固连。三轴动量轮安装支架固定在第一方框与第二U形框之间。斜装动量轮安装支架安装于第二U形框和第三方框之间。星敏感器安装支架一端固定在第一方框和第三方框上，另一端和中间支架固定连接。姿控计算机安装支架设置在第三方框和第四方框之间。

步骤2、根据主框架结构，结合立方星功能要求设计，确定测控组件的安装位置：

所述测控组件包括三轴零动量轮、斜装零动量轮、星敏感器、三轴磁力矩器、陀螺仪、GPS接收机、三个太阳敏感器和两路磁强计，三轴动量轮固定于主框架的上部，斜装动量轮固定于主框架的中部，三个太阳敏感器分别固定于主框架的三个外侧边上，星敏感器和陀螺仪固定于星敏感器安装支架上，三轴磁力矩器包括两两正交设置的第一磁棒、第二磁棒以及第三磁棒，第一磁棒分别与第一方框和三轴动量轮安装支架固定连接，第二磁棒与中间支架固定连接，第三磁棒与第三方框固定连接。

步骤3、设计中间支架：

中间支架为H形结构以便于安装在主框架内，中间支架上两条平行的边通过螺栓分别与主框架的第一方框和第三方框固连。

步骤4、根据系统剩余空间设计控制模块：

控制模块包括依次层叠布置的6块PCB板，自上而下采用五块控制电路板以及一块走线板， GPS接收机和两路磁强计集成于控制模块上，控制电路板通过接口进行连接从而集成到一块整的电路板上。走线板和控制电路板中的磁强计模块分别与姿控计算机安装支架直接相连，控制模块中的各控制电路板之间沿轴向通过螺柱支撑连接。

本发明与现有技术相比，其显著优点在于：

（1）本发明功能密度高，采用一体化的设计思想，系统仅占用星内0.8U体积，完全符合立方星小型化、轻量化要求，减少对其它系统质量和空间的限制，提高立方星的功能密度。

（2）本发明适用范围广，结构预留四角通孔，通过螺柱固定在立方星内，适用于现有立方星的设计标准，可用于标准2U、3U、6U等立方星零动量姿态控制系统。

（3）本发明控制模块采用软排线进行连接，提高系统可靠性的同时节省空间，可以实现姿态控制系统的高集成化和模块化。

（4）本发明极大简化立方星姿态控制系统的设计，采用标准立方星的安装方式，通过预留接口与外部连接，实现姿态控制系统的独立设计，减小姿态控制系统的设计难度并简化设计流程。

（5）本发明不需要根据卫星本体系方向改变其在立方星内固定方向，通过调整动量轮的转速方向，实现立方星和飞轮之间的动量交换；同时斜装动量轮的方向与星体三轴等倾角，作为故障时的备份，提高系统可靠性，避免动量轮过零问题。

（6）本发明精度高，在控制电路板中集成两路磁强计，并采用星敏感器，能有效提高姿态控制系统的精度。

附图说明

图1是本发明的立方星零动量姿态控制系统结构的设计方法流程图。

图2是本发明立方星零动量姿态控制系统整体三维结构图。

图3是本发明立方星零动量姿态控制系统爆炸图。

图4是本发明立方星零动量姿态控制系统的主框架立体图。

图5是本发明立方星零动量姿态控制系统的中间支架立体图。

图6是本发明立方星零动量姿态控制系统的星敏感器支架立体图。

图7是本发明立方星零动量姿态控制系统的控制模块立体图。

图8是本发明立方星零动量姿态控制系统的控制模块展开示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示（诸如上、下、左、右、前、后……）仅用于解释在某一特定姿态（如附图所示）下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明地描述中，“多个”地含义是至少两个，例如两个、三个等，除非另有明确具体地限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应作广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；“连接”可以是机械连接，也可以是电连接。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围指内。

下面将结合本设计实例对具体实施方式、以及本次发明的技术难点、发明点进行进一步介绍。

结合图1~图8，一种立方星零动量姿态控制系统结构设计方法，步骤如下：

步骤1、根据立方星尺寸要求确定立方星零动量姿态控制系统框架结构：

立方星零动量姿态控制系统框架包括主框架1、中间支架2、三轴动量轮安装支架9、斜装动量轮安装支架11、星敏感器安装支架13、姿控计算机安装支架23。

进一步地，结合图2~图4，所述主框架1包括四层框架和四个立柱4，四层框架自上而下平行设置，每个框架均与四个立柱4固连，四层框架自上而下为第一方框5、第二U形框6、第三方框7、第四方框8；中间支架2位于主框架1的中间位置；三轴动量轮安装支架9安装于四层框架的第一方框5与第二U形框6之间；斜装动量轮安装支架11安装于第二U形框6和第三方框7之间；星敏感器安装支架13一端固定在第一方框5和第二U形框6上，另一端和中间支架2固定连接；姿控计算机安装支架23位于四层框架的第三方框7和第四方框8之间；主框架的体积为0.8U立方星标准模型。

步骤2、根据主框架结构的外形尺寸，结合立方星功能要求设计，确定测控组件的安装位置：

所述测控组件包括所述测控组件包括三轴零动量轮10、斜装零动量轮12、星敏感器14、三轴磁力矩器、陀螺仪15、GPS接收机、三个太阳敏感器16和两路磁强计，三轴动量轮10固定于三轴动量轮安装支架9上，斜装动量轮12固定于斜装动量轮安装支架11上，三个方向上的太阳敏感器16固定在第二U形框5和第三方框7的三边上，所述星敏感器14和陀螺仪15固定于星敏感器安装支架13上，所述三轴磁力矩器包括两两正交设置的第一磁棒17、第二磁棒18以及第三磁棒19，所述磁棒通过漆包线缠绕于感磁铁芯外部形成，所述第一磁棒17的两端分别与第一方框5的内壁和三轴动量轮安装支架9的外壁固定连接；所述第二磁棒18固定在中间支架2的两侧支架内壁上；所述第三磁棒19固定在第三方框7的内壁上。

步骤3、设计中间支架2：

所述中间支架2为H形结构以便于安装在主框架1内，中间支架2上两条平行的边通过螺栓分别与主框架1的第一方框5和第三方框7固连。

进一步地，结合图5~图6，星敏感器安装支架13固定于中间支架2的内侧对边和主框架1的第一方框4和第二U形框6上，星敏感器14和陀螺仪15通过螺栓和星敏感器安装支架13固定相连。所述第一磁棒17的两端分别与第一方框5的内壁和三轴动量轮安装支架9的外壁固定连接；所述第二磁棒18固定在中间支架2的两侧支架内壁上；所述第三磁棒19固定在第三方框7的内壁上。

步骤4、根据系统剩余空间设计控制模块3：

进一步地，结合图7~图8，所述姿控计算机安装支架23固定在主框架1第三方框7和第四方框8之间的一组对边上；所述控制模块3包括依次层叠布置的一块走线板21和五块控制电路板20，所述控制电路板20通过螺栓与姿控计算机安装支架23固定连接，所述控制模块3各电路板之间沿轴向设置有螺套26，用于确定板间距离，控制模块3位于安装框架1的内部。

进一步地，控制模块包含6块PCB板，采用FPC增材制造技术，电路板间可以通过软排线和接口进行连接从而集成到一块整的电路板上。第一电路板101为CPU板，其上有与太阳敏感器16、星敏感器14、陀螺仪15、第二电路板102、第三电路板103对应的接口；第二电路板102为走线板，其上有与第一电路板101、第四电路板104、第六电路板106对应的接口；第三电路板103为磁强计模块板；其上有与第一电路板101对应的接口；第四电路板104为磁棒一模块板，其上有与磁棒、第二电路板102、第五电路板105对应的接口；第五电路板105为磁棒二模块板，其上有与磁棒、第四电路板104对应的接口；第六电路板106为动量轮模块板，其上有与动量轮、第二电路板102对应的接口。

进一步地，所述控制模块板3的底面与侧面分别设有与矩形窗口的位置对应的测试接插件24以及标准J70通信接插件25，可与外部连接，使得零动量姿态控制系统可独立设计，只要保证与外部接口正确，极大减小系统的设计难度。

本发明的立方星零动量姿态控制系统体积小，功能密度高，完全符合立方星对姿态控制系统小型化、轻量化要求，其一体化和独立化的系统设计特点，极大简化立方星姿态控制系统的设计，减小姿态控制系统的设计难度和简化设计流程。此外，本发明适用范围广，结构预留四角通孔，通过螺柱固定在立方星内，适用于现有立方星的设计标准，可用于标准2U、3U、6U等立方星偏置动量姿态控制系统。本发明中的控制模块结合FPC增材制造技术，采用软排线和接口进行连接，提高了系统可靠性的同时节省空间，便于姿态控制系统的集成化和模块化。同时，本发明不需要根据卫星本体系方向改变其在立方星内固定方向，通过调整动量轮的转速方向，实现立方星和飞轮之间进行动量交换；同时斜装动量轮的方向与星体三轴等倾角，作为故障时的备份，且在控制电路板中集成磁强计，都采用双机冷备份的方式，能有效提高姿态控制系统的可靠性。

以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征及优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (8)

1.一种立方星零动量姿态控制系统结构的设计方法，其特征在于：步骤如下：

步骤1、根据立方星尺寸要求确定立方星零动量姿态控制系统框架结构：

立方星零动量姿态控制系统框架包括主框架（1）、中间支架（2）、三轴动量轮安装支架（9）、斜装动量轮安装支架（11）、星敏感器安装支架（13）、姿控计算机安装支架（23）；

所述主框架（1）包括四层框架和四个立柱（4），四层框架自上而下平行设置，每个框架均与四个立柱（4）固连，四层框架自上而下为第一方框（5）、第二U形框（6）、第三方框（7）、第四方框（8）；中间支架（2）位于主框架（1）的中间位置，同时垂直与第一方框（5）和第三方框（7）固连；三轴动量轮安装支架（9）固定在第一方框（5）与第二U形框（6）之间；斜装动量轮安装支架（11）安装于第二U形框（6）和第三方框（7）之间；星敏感器安装支架（13）一端固定在第一方框（5）和第三方框（7）上，另一端和中间支架（2）固定连接；姿控计算机安装支架（23）设置在第三方框（7）和第四方框（8）之间；

步骤2、根据主框架（1）结构，结合立方星功能要求设计，确定测控组件的安装位置：

所述测控组件包括三轴零动量轮（10）、斜装零动量轮（12）、星敏感器（14）、三轴磁力矩器、陀螺仪（15）、GPS接收机、三个太阳敏感器（16）和两路磁强计，三轴动量轮（10）固定于主框架（1）的上部，斜装动量轮（12）固定于主框架（1）的中部，三个太阳敏感器（16）分别固定于主框架（1）的三个外侧边上，星敏感器（14）和陀螺仪（15）固定于星敏感器安装支架上（13），三轴磁力矩器包括两两正交设置的第一磁棒（17）、第二磁棒（18）以及第三磁棒（19），第一磁棒（17）分别与第一方框（5）和三轴动量轮安装支架（9）固定连接，第二磁棒（18）与中间支架（2）固定连接，第三磁棒（19）与第三方框（7）固定连接；

步骤3、设计中间支架（2）：

中间支架（2）为H形结构以便于安装在主框架（1）内，中间支架（2）上两条平行的边通过螺栓分别与主框架（1）的第一方框（5）和第三方框（7）固连；

步骤4、根据系统剩余空间设计控制模块（3）：

控制模块（3）包括依次层叠布置的6块PCB板，自上而下采用五块控制电路板（20）以及一块走线板（21）， GPS接收机和两路磁强计集成于控制模块（3）上，控制电路板（20）通过接口进行连接从而集成到一块整的电路板上；走线板（21）和控制电路板（20）中的磁强计模块（22）分别与姿控计算机安装支架（23）直接相连，控制模块（3）中的各控制电路板（20）之间沿轴向通过螺柱（26）支撑连接。

2.根据权利要求1所述的立方星零动量姿态控制系统结构的设计方法，其特征在于：三轴动量轮安装支架（9）固定在第一方框（5）和位于中间的第二U形框（6）的立柱（4）上；三轴动量轮（10）通过螺栓和三轴动量安装支架（9）固定连接；斜装动量轮支架（11）固定在第二U形框（6）和第三方框（7）上；斜装动量轮（12）通过螺栓和斜装动量轮支架（11）固定连接；三个方向上的太阳敏感器（16）固定在第二U形框（6）和第三方框（7）的每一边上；星敏感器安装支架（13）固定在中间支架（2）和主框架（1）的第一方框（5）与第三方框（7）上，星敏感器（14）和陀螺仪（15）通过螺栓和星敏感器安装支架（13）固定相连。

3.根据权利要求1所述的立方星零动量姿态控制系统结构的设计方法，其特征在于：所述第一磁棒（17）的两端分别与第一方框（5）的内壁和三轴动量轮安装支架（9）的外壁固定连接；所述第二磁棒（18）固定在中间支架（2）的两侧支架内壁上；所述第三磁棒（19）固定在第三方框（7）的内壁上。

4.根据权利要求1所述的立方星零动量姿态控制系统结构的设计方法，其特征在于：姿控计算机安装支架（23）设置在第三方框（7）和第四方框（8）之间，且分别与四根立柱（4）固定连接；控制模块（3）通过螺栓固定在姿控计算机安装支架（23）上。

5.根据权利要求1所述的立方星零动量姿态控制系统的设计方法，其特征在于：所述控制模块（3）的底面设有与矩形窗口的位置对应的测试与通信接插件（24）。

6.根据权利要求1所述的立方星零动量姿态控制系统的设计方法，其特征在于：所述立方星零动量姿态控制系统的体积为0.8U。

7.根据权利要求1所述的立方星零动量姿态控制系统的设计方法，其特征在于：第一磁棒（17）、第二磁棒（18）以及第三磁棒（19）均通过漆包线缠绕于感磁铁芯外部形成。

8.根据权利要求1所述的立方星零动量姿态控制系统的设计方法，其特征在于：控制电路板（20）采用FPC结合增材制造技术，制作成柔性电路板。

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