阅读说明：本技术 一种立方星偏置动量姿态控制系统 (Cube star offset momentum attitude control system ) 是由 胡远东 钱鹏俊 陆正亮 于 2019-08-15 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种立方星偏置动量姿态控制系统,包括安装框架、底座、控制模块和测量和控制组件底座固定在安装框架的底部,控制模块固定在底座的上部且位于安装框架内,测量和控制组件包括两个偏置动量轮、四个太阳敏感器、三轴磁力矩器、陀螺仪、GPS接收机和两路磁强计,两个偏置动量轮固定于安装框架内,四个太阳敏感器分别固定于安装框架的四个外侧边上,陀螺仪固定于底座内,GPS接收机和两路磁强计集成于控制模块上。本发明系统体积小、功能密度高,系统预留四角通孔可通过螺柱固定在立方星内,适用于现有立方星的设计标准,而且系统内部预留两个偏置动量轮的安装空间,在控制电路板中集成两路磁强计,能有效提高姿态控制系统的可靠性。(The invention discloses a cube star offset momentum attitude control system which comprises an installation frame, a base, a control module and a measurement and control assembly base, wherein the base is fixed at the bottom of the installation frame, the control module is fixed at the upper part of the base and is positioned in the installation frame, the measurement and control assembly comprises two offset momentum wheels, four sun sensors, a three-axis magnetic torquer, a gyroscope, a GPS receiver and two magnetometers, the two offset momentum wheels are fixed in the installation frame, the four sun sensors are respectively fixed on four outer side edges of the installation frame, the gyroscope is fixed in the base, and the GPS receiver and the two magnetometers are integrated on the control module. The system has small volume and high functional density, the reserved four-corner through holes of the system can be fixed in the cube star through the studs, the system is suitable for the design standard of the existing cube star, the installation space of two offset momentum wheels is reserved in the system, two paths of magnetometers are integrated in the control circuit board, and the reliability of the attitude control system can be effectively improved.)

一种立方星偏置动量姿态控制系统

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偏置动量姿态控制系统。

背景技术

随着航天技术的不断发展，各国发射航天器数量越来越多。且微电子等先进技术的进步，小型高性能电子部件的应用，使得小卫星进一步微型化。随之诞生立方体卫星的概念，其最早由加州理工大学San Luis Obispo教授和斯坦福大学Bob Twiggs教授1999年共同提出，以一个边长10cm的立方体作为一个标准单元，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。

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对姿控系统质量、体积、功耗的限制。目前立方星上利用有限空间实现精确姿态控制难度很大，但为了保证空间任务的有效完成，设计者都会以各种方式、实现不同程度的姿态测量和控制，保证卫星在轨功能。

在总体设计方法上，采用一体化设计，减小系统复杂度，缩短研发周期，表现为控制系统的电学结构与其它子系统联系紧密，最大可能实现结构复用，并采用新技术和新器件，实现低功耗和微小型化。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。

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。射电极光探测器(RAX)卫星是三单元立方体卫星，分别于2010年(RAX-1)和2011年(RAX-2)发射，卫星的姿控系统硬件采用了Osram公司SFH430光电二极管作为粗太阳敏感器，其他姿态测量组件包括PNI公司MicroMag-3磁强计以及ADIS16405惯性测量单元。浙江大学研制的皮星一号卫星姿态确定系统采用基于Honeywell HMC1001/1002传感器的三轴磁强计，粗太阳敏感器和MEMS陀螺。姿态控制采用偏置动量轮加磁力矩线圈的设计，该卫星姿控系统的一个突出特点就是绝大部件由浙大自研制。

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，未来的立方体卫星将将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偏置动量姿态控制系统结构，在立方星内占用空间过大，达到1U甚至1.5U，不适用于大小仅为1U或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，因此现有技术偏置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

本发明的目的在于提供一种体积小、功能密度高、可靠性高的立方星偏置动量姿态控制系统。

为了实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种立方星偏置动量姿态控制系统，包括安装框架、底座、控制模块和测量和控制组件，所述底座固定在所述安装框架的底部，所述控制模块固定在底座的上部且位于安装框架的内部，所述测量和控制组件包括两个偏置动量轮、四个太阳敏感器、三轴磁力矩器、陀螺仪、GPS接收机和两路磁强计，所述两个偏置动量轮固定于安装框架的内侧对角处，四个太阳敏感器分别固定于安装框架的四个外侧边上，所述陀螺仪固定于底座内，所述GPS接收机和两路磁强计集成于控制模块上，所述底座包括一体连接的固定底板和空心线圈方形支架，所述空心线圈方形支架位于固定底板的上部，所述底座的外侧面形成一环形U形槽，所述三轴磁力矩器包括两两正交设置的空心磁棒、短磁棒和长磁棒，所述空心磁棒通过漆包线缠绕于所述环形U形槽外部形成，所述短磁棒和长磁棒与固定底板固定连接。

进一步地，所述安装框架由四根立柱支撑三层方形框架构成，三层方形框架上轴向贯穿有四个用于与立方星内的长螺杆连接的第一通孔。

进一步地，在位于底部的第三层方形框底面每边布置有两个螺纹孔，所述固定底板的四个外侧边的每个外侧边上分别对应设置有两个第一沉头通孔。

进一步地，在位于顶部的第一层方形框和位于中间的第二层方形框的两个对边上各布置有两个第二沉头通孔、在另两个对边上各布置有两个第三沉头通孔，两个偏置动量轮安装于两组第二沉头通孔上或安装于两组第三沉头通孔上，在第一层方形框和第二层方形框上每一边都布置有两个螺纹孔分别用于安装四个方向上的太阳敏感器。

进一步地，所述固定底板内部的一侧布置有四个用于固定所述短磁棒的第四沉头通孔，所述固定底板内部的一侧的一个相邻侧布置有四个用于固定所述长磁棒的第五沉头通孔。

进一步地，用于安装陀螺仪的三个第二通孔呈三角形布置在固定底板的中部，陀螺仪的两侧设有限位凸台，所述固定底板上开设有两个第六沉头通孔，所述固定底板上设置有三个固定凸台，所述三个固定凸台沿轴向分别开设有一个第七沉头通孔，两个第六沉头通孔和三个第七沉头通孔用于固定控制模块。

进一步地，所述固定底板上开设有一贯穿的矩形窗口。

进一步地，所述控制模块包括依次层叠布置的一块接口板和四块控制电路板，所述接口板上设置有两个与第六沉头通孔配合的第三通孔，所述控制模块内沿轴向贯穿设置有三个与第七沉头通孔配合的第四通孔，在第三通孔和第四通孔外沿轴向设置有螺套。

进一步地，所述接口板的底面设有与矩形窗口的位置对应的测试与通信接插件。

与现有技术相比，本发明具有以下效果：

(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0.5U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1U、2U、3U、6U等立方星偏置动量姿态控制系统；

(3)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和简化设计流程；

(4)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，安装框架为偏置动量轮预留两个方向的固定螺纹孔，通过调整偏执动量轮的安装方向可实现动量指向本体系-y轴；

(5)本发明可靠性高，系统结构内部预留两个偏置动量轮的安装空间，且在控制电路板中集成两路磁强计，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。

附图说明

图1是本发明立方星偏置动量姿态控制系统整体三维结构图。

图2是本发明立方星偏置动量姿态控制系统***图。

图3是本发明立方星偏置动量姿态控制系统的安装框架立体图。

图4是本发明立方星偏置动量姿态控制系统的底座俯视图。

图5是本发明立方星偏置动量姿态控制系统的底座立体图。

图6是本发明立方星偏置动量姿态控制系统的控制模块立体图。

具体实施方式

以下结合具体实施例对本发明的实现进行详细的描述。

如图1-6所示，一种立方星偏置动量姿态控制系统，包括安装框架1、底座2、控制模块3和测量和控制组件，所述底座2固定在所述安装框架1的底部，所述控制模块3固定在底座2的上部且位于安装框架1的内部，所述测量和控制组件包括两个偏置动量轮11、四个太阳敏感器12、三轴磁力矩器、陀螺仪24、GPS接收机和两路磁强计，所述两个偏置动量轮11固定于安装框架1的内侧对角处，四个太阳敏感器12分别固定于安装框架1的四个外侧边上，所述陀螺仪24固定于底座2内，所述GPS接收机和两路磁强计集成于控制模块3上，所述底座2包括一体连接的固定底板19和空心线圈方形支架20，所述空心线圈方形支架20位于固定底板19的上部，所述底座2的外侧面形成一环形U形槽，所述三轴磁力矩器包括两两正交设置的空心磁棒、短磁棒22和长磁棒23，所述空心磁棒通过漆包线缠绕于所述环形U形槽外部形成，所述短磁棒22和长磁棒23与固定底板19固定连接。

进一步地，结合图3-4，所述安装框架1由四根立柱4支撑三层方形框架5构成，四根立柱4分布在三层方形框架5的四边上起到支撑作用，三层方形框架5上轴向贯穿有四个用于与立方星内的长螺杆连接的第一通孔6，符合现有立方星的设计标准，可广泛使用于标准立方星偏置动量姿态控制系统，方形框架5上的设有圆弧形凸起，防止通孔6的外壁过薄，在位于底部的第三层方形框底面每边布置有两个螺纹孔10，所述固定底板19的四个外侧边的每个外侧边上分别对应设置有两个第一沉头通孔13，所述安装框架1通过两个螺纹孔10与所述固定底板19的两个第一沉头通孔13实现固定连接，在位于顶部的第一层方形框和位于中间的第二层方形框的两个对边上各布置有两个第二沉头通孔7、在另两个对边上各布置有两个第三沉头通孔8，两个偏置动量轮11可根据需要安装于两组第二沉头通孔7上或安装于两组第三沉头通孔8上，保证动量轮动量指向本体系-y轴，不需要改变安装框架1在立方星内固定方向，偏置动量轮11采用双机冷备份，提高系统可靠性，在第一层方形框和第二层方形框上每一边都布置有两个螺纹孔9分别用于安装四个方向上的太阳敏感器12。

进一步地，结合图4-5，所述固定底板19内部的一侧布置有四个用于固定所述短磁棒22的第四沉头通孔14，所述固定底板19内部的一侧的一个相邻侧布置有四个用于固定所述长磁棒23的第五沉头通孔15，用于安装陀螺仪24的三个第二通孔16呈三角形布置在固定底板19的中部，陀螺仪24的两侧设有限位凸台21避免陀螺仪24发生位置变化，所述固定底板19上开设有两个第六沉头通孔17，所述固定底板19上设置有三个固定凸台，所述三个固定凸台沿轴向分别开设有一个第七沉头通孔18，两个第六沉头通孔17和三个第七沉头通孔18用于固定控制模块3。

进一步地，所述固定底板19上开设有一贯穿的矩形窗口。

进一步地，结合图6，所述控制模块3包括依次层叠布置的一块接口板25和四块控制电路板26，所述接口板25上设置有两个与第六沉头通孔17配合的第三通孔27，所述控制模块3内沿轴向贯穿设置有三个与第七沉头通孔18配合的第四通孔28，在第三通孔27和第四通孔28外沿轴向设置有螺套29，用于确定板间距离，控制模块3固定于底座2的正上方，位于安装框架1的内部。

进一步地，所述接口板25的底面设有与矩形窗口的位置对应的测试与通信接插件30，可经过固定底板19左上角预留矩形窗口与外部连接，使得偏置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。

本发明的立方星偏置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1U、2U、3U、6U等立方星偏置动量姿态控制系统。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，通过调整偏执动量轮的安装方向即可实现动量指向本体系-y轴。而且，本发明系统内部预留两个偏置动量轮的安装空间，且在控制电路板中集成两路磁强计，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。