阅读说明：本技术 面向空间碎片监测的非接触扫描卫星平台及装配方法 (Non-contact scanning satellite platform for space debris monitoring and assembling method ) 是由 赵艳彬 廖波 张伟 徐毅 谢进进 唐忠兴 于 2019-09-19 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种面向空间碎片监测的非接触扫描卫星平台及装配方法,包括：敏捷机动舱(1)、非接触控制台(2)和空间碎片监测相机(3)。本发明通过非接触力控制空间碎片高精度探测成像载荷,消除影响卫星平台对空间碎片监测的干扰,创新地解决空间微小碎片和微流星体的捕获跟踪与高品质成像监测问题,可应用于未来空间碎片监测、在轨卫星对空间碎片的防护等技术领域。(The invention provides a space debris monitoring-oriented non-contact scanning satellite platform and an assembly method, wherein the space debris monitoring-oriented non-contact scanning satellite platform comprises the following steps: the device comprises an agile maneuvering cabin (1), a non-contact control console (2) and a space debris monitoring camera (3). The invention controls the high-precision detection imaging load of the space debris through non-contact force, eliminates the interference affecting the monitoring of the space debris by a satellite platform, innovatively solves the problems of capturing, tracking and high-quality imaging monitoring of the space tiny debris and the micro-fluidic star, and can be applied to the technical fields of future space debris monitoring, protection of the on-orbit satellite on the space debris and the like.)

面向空间碎片监测的非接触扫描卫星平台及装配方法

技术领域

本发明涉及在轨卫星、空间碎片监测领域，具体地，涉及一种面向空间碎片监测的非接触扫描卫星平台及装配方法。

背景技术

现有的空间碎片或微流星体监测系统一般有地面监测系统和空间监测系统两种技术方案，地面系统由于监测设备、地面环境等因素影响观测精度不高，且观测范围有限；空间监测系统由于卫星平台重量及惯量大、外界振动干扰等原因，敏捷机动性能有限，且无法保障空间碎片的捕获跟踪精度，传统卫星平台架构已经不能满足微小尺寸空间碎片的监测要求，如何兼顾远场捕获跟踪与近场观测，实现空间碎片的高品质成像监测成为本领域急需解决的问题。

公开号CN108459351A的专利公开了一种电阻型的空间碎片探测装置，包括探测壳体、第一膜组、第二膜组以及压电效应检测层，其中，第一膜组与第二膜组结构相同，且分别由两层聚合物薄膜叠置而成，每层聚合物薄膜都在聚合物薄膜上镀制有等间距的平行金属导电线且相邻膜层之间的金属导电线是相互垂直的，形成正方形的格子密排结构，该专利是采用接触型的检测原理。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种面向空间碎片监测的非接触扫描卫星平台及装配方法。

根据本发明提供的一种面向空间碎片监测的非接触扫描卫星平台，包括：敏捷机动舱(1)、非接触控制台(2)和空间碎片监测相机(3)；

所述非接触控制台(2)包括：多筋圆台(201)、U型外框架(202)、O型内框架(203)、同步超声电机(204)、同轴角位移传感器(205)、SiCp/Al基板(206)、非接触力驱动机构(207)、线位移传感器(208)、电控锁紧螺栓(209)和云台控制器(210)；

多筋圆台(201)和云台控制器(210)安装在敏捷机动舱(1)的顶板上，U型外框架(202)与多筋圆台(201)通过连接孔连接，同步超声电机(204)和同轴角位移传感器(205)分别安装在U型外框架(202)的两端，O型内框架(203)通过一对转轴与一组同步超声电机(204)和同轴角位移传感器(205)连接，同时与O型内框架(203)转轴正交的内框架另一对转轴上安装另一组同步超声电机(204)和同轴角位移传感器(205)，与该另一组同步超声电机(204)和同轴角位移传感器(205)连接的是SiCp/Al基板(206)的一对转轴，SiCp/Al基板(206)上对称安装非接触力驱动机构(207)、线位移传感器(208)和电控锁紧螺栓(209)；非接触精确控制台(2)的运动控制通过云台控制器(210)进行控制。

优选地，所述敏捷机动舱(1)由多个侧板将中心承力筒、底板、中板、隔框以及顶板围成；

所述中心承力筒为柱锥组合体。

优选地，敏捷机动舱(1)两侧安装双翼太阳翼(118)。

优选地，敏捷机动舱(1)被中板分隔为两层，上层安装包括：飞轮(101)、测控应答机(102)、二维太阳电池阵驱动机构(103)、星上计算机(104)、高精度光纤陀螺(105)和数据存储器(305)，下层安装包括：蓄电池(106)、磁棒(107)、电源控制器(108)、推进贮箱(109)、压力传感器(110)、推力器(111)和五棱锥力矩陀螺组合(112)。

优选地，飞轮(101)、测控应答机(102)、二维太阳电池阵驱动机构(103)、星上计算机(104)、高精度光纤陀螺(105)安装在中板上表面；

底板反面中央位置安装包括：五棱锥力矩陀螺组合(112)、四周安装地平仪(116)、数传天线(117)和测控天线(113)；

底板正面安装蓄电池(106)、磁棒(107)、电源控制器(108)，中心承力筒倒锥段安装推进贮箱(109)；

底板和中板之间安装下隔框，中板与顶板之间安装上隔框，上隔框、下隔框采用高强度碳纤维杆与多向胶接接头组装而成；顶板上方中央安装非接触控制台(2)，并于顶板上方四周安装包括：测控天线(113)、GNSS天线(114)、星敏感器(115)、云台控制器(210)和电控箱(304)。

优选地，所述空间碎片监测相机(3)包括：遮光罩(301)、光机(302)、相机底座(303)、电控箱(304)和数据存储器(305)；

相机底座(303)与非接触控制台(2)的非接触力驱动机构(207)和电控锁紧螺栓(209)连接，实现重复的接触和非接触状态切换，遮光罩(301)、光机(302)安装在相机底座(303)上，电控箱(304)安装在敏捷机动舱(1)顶板上，数据存储器(305)位于敏捷机动舱(1)中层板上，存储空间碎片监测相机(3)产生的观测数据并与星上计算机(104)进行数据传输。

优选地，所述SiCp/Al基板(206)包括铝基碳化硅的碳-碳复合材料结构。

优选地，所述非接触力驱动机构(207)包括永磁体电控驱动机构，永磁体电控驱动机构的永磁体一端连接SiCp/Al基板(206)，电控绕阻一端连接空间碎片监测相机(3)，电控绕阻与永磁体无直接接触。

优选地，所述相机底座(303)采用碳-碳复合材料，所述光机(302)采用同轴三反光机结构。

根据本发明提供的一种面向空间碎片监测的非接触扫描卫星平台的装配方法，所述面向空间碎片监测的非接触扫描卫星平台为权利要求2所述的面向空间碎片监测的非接触扫描卫星平台，所述装配方法包括：

步骤1：将敏捷机动舱(1)的底板与下裙、中心承力筒一体化装配；

步骤2：将敏捷机动舱(1)的中板、隔框与中心承力筒连接；

步骤3：将敏捷机动舱(1)的顶板与中心承力筒和隔框连接；

步骤4：将中心承力筒内的贮箱及推进管路安装并连接固定；

步骤5：底板上安装对应设备；

步骤6：中板上安装对应设备；

步骤7：顶板上安装对于设备；

步骤8：通过侧板将步骤1-7得到的装配体围成密闭的敏捷机动舱体；

步骤9：顶板上安装非接触控制台(2)；

步骤10：非接触控制台(2)上安装空间碎片监测相机(3)；

步骤11：敏捷机动舱体外两侧安装太阳翼。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

通过非接触力控制空间碎片高精度探测成像载荷，消除影响卫星平台对空间碎片监测的干扰，创新地解决空间微小碎片和微流星体的捕获跟踪与高品质成像监测问题，可应用于未来空间碎片监测、在轨卫星对空间碎片的防护等技术领域；

利用小惯量大力矩机动、非接触力控制、相机一体化设计装配等技术方法，可适应空间碎片快速捕获跟踪和成像监测任务，且在非接触力控制力驱动下，能够保持良好的干扰隔绝性能和机动稳定性，优于传统的接触式驱动装置。因此本发明充分解决了面向大动态范围的空间暗弱目标高分辨率成像及平稳跟踪及应用的技术问题。

采用了非接触力控制方法，结合星上大力矩输出设备和高精度连续采样角位移和线位移传感器，具有机动能力强、干扰隔离度高、机动稳定性强和系统可靠等优势。对未来空间碎片监测卫星系统、应用与科学卫星对空间碎片的防护等应用具有重要社会经济价值。

附图说明

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，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1是本发明平台构型的设计组成框图；

图2是敏捷机动舱的***示意图；

图3是非接触精确控制台的***示意图；

图4是空间碎片监测相机的***示意图；

图5本发明平台构型的飞行外形示意图；

图6本发明平台构型的发射外形示意图；

图7本发明平台构型的装配流程图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图1至图4所示，根据本发明提供的一种面向空间碎片监测的非接触扫描卫星平台，包括：敏捷机动舱(1)、非接触控制台(2)和空间碎片监测相机(3)。

敏捷机动舱(1)，下裙、底板、中心承力筒一体化装配，中心承力筒为柱锥组合体，若干侧板将所述中心承力筒、底板、中板、隔框以及顶板围成敏捷机动舱(1)，敏捷机动舱两侧为双翼太阳翼(118)。敏捷机动舱(1)被中板分隔为两层，上层安装飞轮(101)、测控应答机(102)、二维太阳电池阵驱动机构(103)、星上计算机(104)、高精度光纤陀螺(105)、数据存储器(305)等设备，下层安装蓄电池(106)、磁棒(107)、电源控制器(108)、推进贮箱(109)、压力传感器(110)、推力器(111)、五棱锥力矩陀螺组合(112)等设备。其中，飞轮(101)、测控应答机(102)、二维太阳电池阵驱动机构(103)、星上计算机(104)、高精度光纤陀螺(105)安装在中板上表面；底板反面中央位置安装五棱锥力矩陀螺组合(112)、四周安装地平仪(116)、数传天线(117)、测控天线(113)等；底板正面安装蓄电池(106)、磁棒(107)、电源控制器(108)，中心承力筒倒锥段安装推进贮箱(109)，底板和中板之间安装下隔框，中板与顶板之间安装上隔框，上隔框、下隔框采用高强度碳纤维杆与多向胶接接头组装而成；顶板上方中央安装非接触控制台(2)，并于顶板上方四周安装测控天线(113)、GNSS天线(114)、星敏感器(115)、云台控制器(210)、电控箱(304)等。

非接触控制台(2)，包括多筋圆台(201)、U型外框架(202)、O型内框架(203)、高精度同步超声电机(204)、同轴角位移传感器(205)、SiCp/Al基板(206)、若干非接触力驱动机构(207)、若干线位移传感器(208)、电控锁紧螺栓(209)、云台控制器(210)；多筋圆台(201)和云台控制器(210)安装在敏捷机动舱(1)的顶板上，U型外框架(202)与多筋圆台(201)通过多个连接孔连接，高精度同步超声电机(204)和同轴角位移传感器(205)分别安装在U型外框架(202)的两端，O型内框架(203)通过一对转轴与一组高精度同步超声电机(204)和同轴角位移传感器(205)连接，同时与O型内框架(203)转轴正交的内框架另一对转轴上安装另一组高精度同步超声电机(204)和同轴角位移传感器(205)，与该组高精度同步超声电机(204)和同轴角位移传感器(205)连接的是SiCp/Al基板(206)的一对转轴，SiCp/Al基板(206)上对称安装若干非接触力驱动机构(207)、若干线位移传感器(208)和若干电控锁紧螺栓(209)；非接触控制台(2)的运动控制通过云台控制器(210)进行精准控制。

空间碎片监测相机(3)，包括遮光罩(301)、光机(302)、相机底座(303)、电控箱(304)、数据存储器(305)。相机底座(303)与非接触精确控制台(2)的若干非接触力驱动机构(207)和若干电控锁紧螺栓(209)连接，可以实现重复的接触和非接触状态切换，相机底座(303)上安装的遮光罩(301)、光机(302)是对空间碎片进行成像的关键部分，电控箱(304)安装在敏捷机动舱(1)顶板上、数据存储器(305)位于敏捷机动舱(1)中层板上，用于存储空间碎片监测相机(3)产生的观测数据并与星上计算机(104)进行数据传输。

本发明的实施例中，敏捷机动舱，卫星下裙与中心承力筒底部圆环直径相同，下裙、底板、中心承力筒一体化装配。中心承力筒为柱锥组合体，最小直径为540mm，底部最大直径为960mm。底板为厚度25mm方形中心带直径为960mm尺寸开孔的内埋加筋铝蜂窝板。中板和顶板均为厚度25mm方形中心带直径为540mm尺寸开孔的内埋加强筋铝蜂窝板。隔框为高强度碳纤维绕制的无接头轻量化隔框，尺寸为450mm×550mm。下隔框为高强度碳纤维绕制的无接头轻量化隔框，尺寸为449mm×424mm。各侧板为厚度15mm的内埋加筋铝蜂窝板，尺寸为1500mm×1100mm。

非接触控制台的多筋圆台与敏捷服务舱一体装配，为多筋蒙皮与加强板构成，尺寸为上圆直径760mm、下圆直径900mm、圆台高360mm。U型外框架为一体成型铝合金加筋结构，U型开口尺寸为732mm，U型外框架外包络尺寸为933mm×566mm×265mm。O型内框架为一体成型铝合金八边环形结构，O型框外包络长650mm宽612mm厚257mm，O型内框架同轴精度高，长度方向通过高精度同步超声电机和同轴角位移传感器与U型外框架连接，O型内框架宽度方向通过高精度同步超声电机和同轴角位移传感器与SiCp/Al基板连接。高精度同步超声电机为一种时间步长一致性极好的伺服控制电机，电机采用无级减速器输出连续可控的扭矩，实现大动态范围的姿态调整。同轴角位移传感器为一种光电结构，将框架转轴所转过角度相对基准零位的角位移值输出给云台控制器。SiCp/Al基板为一种铝基碳化硅的碳-碳复合材料结构，具有高热稳定性和高模量特性，通过非接触力驱动机构和电控锁紧螺栓将空间碎片监测相机安装在非接触精确控制台上。非接触力驱动机构为永磁体电控驱动机构，永磁体一端连接SiCp/Al基板，电控绕阻一端连接空间碎片监测相机，电控绕阻与永磁体无直接接触，其驱动力输出精度及稳定性较常规电磁驱动更高，在云台控制器驱动与控制下阻断非接触精确控制台运动的动力干扰对空间碎片监测相机的影响。线位移传感器为高精度激光测距装置。电控锁紧螺栓为基于步进电机驱动的钛合金螺栓，将SiCp/Al基板与空间碎片监测相机连接或释放。云台控制器为非接触力控制云台的驱动控制单元，融合了线位移传感器和同轴角位移传感器的测量参数信息进而控制非接触力控制机构和高精度同步超声电机。

本发明空间碎片监测相机中，遮光罩为高热稳定性结构，采用碳纤维增强树脂基材料一体成型。光机为相机内部光路硬件，采用同轴三反光机结构。相机底座为碳-碳复合材料，高平面精度结构，具有较高热稳定性和导热性能。电控箱为相机探测器及其光机控制单元、热管理单元，与相机一体安装。

图5是本发明平台构型的飞行外形示意图，如图2所示，本发明所述空间碎片监测的非接触快速扫描卫星平台在轨飞行时太阳翼(118)展开，非接触控制台(2)控制若干电控锁紧螺栓(209)解锁空间碎片监测相机(3)，高精度同步超声电机(204)、同轴角位移传感器(205)和若干非接触力驱动机构(207)、线位移传感器(208)在云台控制器(210)的指令下控制相机对空间碎片的精确成像。

图6是本发明平台构型的发射外形示意图，如图3所示，本发明所述空间碎片监测的非接触快速扫描卫星平台发射时太阳翼收拢在敏捷机动舱(1)的两侧，空间碎片监测相机(3)锁紧在非接触控制台(2)上。

图7是本发明平台构型的装配流程图示意图，如图4所示，本发明所述空间碎片监测的非接触快速扫描卫星平台发射状态的安装方法如下：

Step01～敏捷机动舱底板与下裙、中心承力筒一体化装配；

Step02～敏捷机动舱中板、隔框与中心承力筒连接；

Step03～将敏捷机动舱顶板与中心承力筒和隔框连接；

Step04～将中心承力筒内的贮箱及推进管路安装并连接固定；

Step05～底板上安装蓄电池、磁棒、电源控制器、五棱锥力矩陀螺组合、地平仪、数传天线、测控天线等设备；

Step06～中板上安装飞轮、测控应答机、二维太阳电池阵驱动机构、星上计算机、高精度光纤陀螺等设备；

Step07～顶板上安装测控天线、GNSS天线、星敏感器、云台控制器、电控箱等设备；

Step08～若干侧板将Step01～07所述装配体围成密闭的敏捷机动舱体；

Step09～顶板上安装非接触控制台；

Step10～非接触精确控制台上安装空间碎片监测相机；

Step11～敏捷机动舱体外两侧安装两翼太阳翼并锁紧固定，由此完成空间碎片监测的非接触快速扫描卫星平台的装配成型。

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。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明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，这并不影响本发明的实质内容。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。