一种太阳帆航天器三轴姿态控制执行机构

摘要

一种太阳帆航天器三轴姿态控制执行机构，分为滑动质量块和移动小帆两部分，包括支撑杆、滑块、小帆、伸缩杆和支撑架。支撑杆支撑航天器帆面，滑块嵌套在支撑杆上，并可沿支撑杆滑动。伸缩杆一端连接小帆，另一端固连于支撑架上。伸缩杆可伸缩和转动，通过直线伸缩调节自身长度，通过转动带动小帆旋转。支撑架底端固定于航天器帆面几何中心处，顶端连接航天器负载。该发明可提供太阳帆三轴姿态控制所需力矩，并完全利用太阳光供能，结构较为简单，不影响航天器帆面展开。该发明可较快地提供滚动轴力矩，且其幅值可调范围较大。

说明书

技术领域

本发明涉及一种太阳帆航天器姿态控制执行机构，特别是一种完全利用太阳光供能的三轴姿态控制执行机构。

背景技术

太阳帆航天器通过巨大的帆面反射太阳光来获得轨道推进力。改变太阳姿态，调整太阳光反射角度可调节推进力的幅值与方向，继而改变航天器飞行轨道。因此，太阳帆的飞行任务依赖于其姿态调控。复杂的轨道任务对应多样的姿态机动，传统的自旋稳定无法满足姿态多变的要求。为服务太阳帆轨道转移和深空飞行任务，有必要研究高效精准的三轴姿态控制系统。

要实现三轴姿态控制，太阳帆航天器必须配有合理有效的俯仰轴、偏航轴和滚动轴执行机构。对于俯仰轴和偏航轴，已有控制杆和滑动质量块等执行机构方式；对于滚动轴，已有滚动轴稳定条、喷气推力器、顶端控制小帆和翻转帆面等执行机构方式。然而，滚动轴稳定条和翻转帆面方法，结构较为复杂，使用过程中帆面转动，影响轨道推进；喷气推力器消耗化学能源，要求携带推进剂，不适合深空飞行；顶端控制小帆自身展开难度较大，也使帆面展开机构更加复杂；此外，以上执行机构可提供的滚动轴力矩较小、可调范围较小，当所需滚动轴控制力矩较大时，很难快速有效地输出所需力矩。因此有必要研究新型三轴执行机构，在不影响太阳帆展开的情况下，无能耗、高效地提供三轴姿态控制力矩。

发明内容

本发明的目的在于提供一种太阳帆航天器三轴姿态控制执行机构。

本发明所解决技术问题的技术方案为：一种利用太阳光供能的三轴姿态控制执行机构，分为滑动质量块(Sliding Masses,SM)和移动小帆(Moving Vanes,MV)两部分，SM结构包括4个滑块、4根支撑杆，MV结构包括4块小帆、4根伸缩杆和1个支撑架。

4个滑块分别嵌套在4根支撑杆上，支撑杆4“十字”型设置。4根伸缩杆一端分别连接4块小帆，另一端与支撑架连接。支撑架底端固连于太阳帆几何中心，顶端连接航天器负载。

滑块在支撑杆上滑动，改变航天器帆面质心，调节质心/压心偏差产生俯仰轴和偏航轴力矩。伸缩杆转动带动小帆旋转，改变太阳帆压心，调节质心/压心偏差产生滚动轴力矩；调节伸缩杆长度，改变滚动轴力矩的放大倍数。

本发明与现有技术相比，具有以下优点：1)支撑杆不需要充气，太阳帆无需配备充气装置及气体，减轻了航天器质量且避免了漏气风险；2)滑块滑动、帆板转动和伸缩杆伸缩均由电机驱动，电机由太阳能电池片供能，充分利用太阳光能，无需携带化学能源，减轻了航天器质量，适合深空飞行任务；3)改变伸缩杆长度可调整滚动轴力矩的增益，能快速实现力矩的放大与缩小，当滚动轴遭遇巨大干扰时，可迅速应对；4)展开过程中，移动小帆单独打开，滑块随支撑杆运动，不影响航天器帆面展开。

下面结合附图对本发明做进一步描述。

附图说明

图1是本发明装置的结构示意图。

图2是本发明装置中SM结构示意图。

图3是本发明装置中MV结构示意图。

具体实施方式

结合附图，本发明的一种太阳帆航天器三轴姿态控制执行机构，包括支撑杆1、滑块2、小帆3、支撑架4和伸缩杆6，其中伸缩杆6的数量为4根，该4根伸缩杆6的一端均固连在支撑架4上，该4根伸缩杆6位于同一平面并呈“十字”型设置，每根伸缩杆6的另一端均与小帆3相固连，支撑架4的顶端设置航天器负载5，支撑架4的底端设置航天器帆面7；

所述航天器帆面7由4根支撑杆1沿对角线支撑，该4根支撑杆1位于同一平面并呈“十字”型设置，每根支撑杆1上均设置一个可沿其滑动的滑块2。

所述伸缩杆6在航天器帆面7上的投影与支撑杆1重合。

所述滑块2上设置第一太阳能电池片8、第一电机9、第一检测模块10和无线通信模块11，所述第一太阳能电池片8为第一电机9供电，所述第一电机(9)用于驱动滑块2在支撑杆1上滑动，第一检测模块10用于检测滑块2的位置和速度，无线通信模块11用于与外部的姿态控制器相交互。

所述支撑架4包括第二太阳能电池片14、第二电机15和第二检测模块16和通信模块17，所述第二太阳能电池片14为第二电机15供电，所述第二电机15用于驱动伸缩杆6伸缩和转动，第二检测模块16用于检测伸缩杆6的长度和小帆3的旋转角度，通信模块17用于与外部的姿态控制器相交互。

所述小帆3包括薄膜12和支撑纤维13，薄膜12上设置若干起支撑作用的支撑纤维13，所述薄膜12的材料与航天器帆面7的材料相同，薄膜12的形状为方形，支撑纤维13采用轻质刚硬纤维材料制成，所有小帆3的结构均相同。

所述支撑杆1为空心支撑杆，其横截面为Ω型；滑块2上开有用于嵌套在支撑杆1上并沿其滑动的通孔，所有滑块2的结构均相同。

所述伸缩杆6为多级杆嵌套伸缩杆，该伸缩杆为可直线伸缩和转动的伸缩杆。

本发明的支撑杆不需要充气，太阳帆无需配备充气装置及气体，减轻了航天器质量且避免了漏气风险；所述滑块滑动、帆板转动和伸缩杆伸缩均由电机驱动，电机由太阳能电池片供能，充分利用太阳光能，无需携带化学能源，减轻了航天器质量，适合深空飞行任务。

下面结合实施例对本发明做进一步详细的描述。

实施例

本发明的一种新型的太阳帆姿态控制执行机构，包括滑动质量块-移动小帆(Sliding Masses-Moving Vanes,SMMV)。该发明装置可产生太阳帆三轴姿态控制所需力矩，且完全利用太阳光供能，结构较为简单，不影响太阳帆展开。特别地，该装置可较快地提供滚动轴力矩，且其幅值可调范围较大。

结合图1，SMMV装置安装于太阳帆航天器上，包括支撑杆1、滑块2、小帆3、支撑架4及伸缩杆6。支撑杆1沿方形航天器帆面7对角线设置，滑块2沿支撑杆1滑动。小帆3通过伸缩杆6与支撑架4连接。支撑架4底端连接航天器帆面7，顶端连接航天器负载5。

结合图2，SM装置为俯仰轴和偏航轴姿态控制执行机构：支撑杆1为“十字”型设置，支撑航天器帆面7并保持其张开。支撑杆1空心，横截面为Ω型，圆弧构造便于滑块2嵌套，基座便于连接航天器帆面7。滑块2外观为正方体，内部打孔，嵌套在支撑杆1上并可沿其滑动。四个滑块2结构相同。

滑块2包括第一太阳能电池片8、第一电机9、第一检测模块10与无线通信模块11。第一太阳能电池片8为第一电机9供电，提供滑块2运动所需能源。第一检测模块10获得滑块2位置、速度信息，由无线通信模块11传送至外部姿态控制器。姿态控制器将控制指令传至无线通信模块11，再由第一电机6驱动改变滑块2的运动状态。

滑块2位置变化导致航天器帆面7质心改变，从而产生质心/压心偏差。此质心/压心偏差使太阳光压力产生沿俯仰轴和偏航轴的力矩。记4个滑块位置分别为d₁、d₂、d₃、d₄，产生的俯仰轴力矩值为τ_p，偏航轴力矩值为τ_y，有τ_p＝-m/m_t(d₃+d₄)P_sAcos²α，τ_y＝m/m_t(d₁+d₂)P_sAcos²α，其中P_s为太阳光压常数，A为航天器帆面7面积，α为太阳帆姿态角，m为单个滑块2质量，m_t为航天器总质量。

结合图3，MV装置为滚动轴姿态控制执行机构：小帆3包括薄膜12和支撑纤维13，薄膜12为长方形，材料与航天器帆面相同，可反射太阳光；支撑纤维13采用轻质刚硬纤维材料制成，可保持薄膜12的张开状态。4块小帆3结构相同。小帆3与伸缩杆6连接，并以其为转轴。伸缩杆6为多级杆嵌套方式，可根据航天器尺寸确定级数及各级杆长度。伸缩杆6可直线伸缩改变自身长度，也可转动带动小帆3旋转。太阳帆展开时，小帆3由伸缩杆6独立打开，不影响航天器帆面展开。

支撑架4连接伸缩杆6的另一端，配备第二太阳能电池片14、第二电机15、第二检测模块16和通信模块17。第二太阳能电池片14为第二电机15供电，提供伸缩杆6推动和转动所需能源。第二检测模块16获得伸缩杆6的长度和小帆3的转角，由通信模块17传送至外部姿态控制器。姿态控制器将控制指令传至通信模块17，由第二电机15驱动，从而调整伸缩杆6的长度和小帆3的转角。伸缩杆6的长度和小帆3的转角变化可改变太阳帆压心，产生质心/压心偏差，利用太阳光压力产生相应光压力矩。

记4块小帆的角度分别为γ₁、γ₂、γ₃、γ₄，对应伸缩杆长度分别为l₁、l₂、l₃、l₄。让对称小帆转动相同角度，对称伸缩杆保持相同长度，即γ₁＝γ₃，γ₂＝γ₄，l₁＝l₃，l₂＝l₄，则产生的俯仰轴和偏航轴力矩对消，只保留滚动轴力矩，且其值为τ_p＝4l₁P_sA_vcos²(α+γ₁)sinγ₁+4l₂P_sA_vcos²(α+γ₂)sinγ₂，其中A_v为单块小帆3的面积。可见，伸缩杆长度为此力矩增益，调之可快速改变滚动轴力矩大小。

本发明装置中，滑块滑动、帆板转动和伸缩杆伸缩均由电机驱动，电机由太阳能电池片供能，充分利用太阳光能，无需携带化学能源，减轻了航天器质量，适合深空飞行任务。