遥感卫星系统的制作方法
【专利摘要】本发明提出一种遥感卫星系统，包括：卫星主体、光学遥感装置、微波遥感装置和六自由度隔振装置，其特征在于，微波遥感装置安装在卫星主体的下端、上端或通过伸展结构伸出体外；六自由度隔振装置，用于调整光学遥感装置的方位；以及卫星光学遥感装置通过六自由度隔振装置与卫星主体相连，卫星主体通过光学遥感装置和微波遥感装置采集数据。根据本发明实施例的遥感卫星系统，通过六自由度隔振装置增加了数据采集范围和抗扰振性能，并配合微波遥感装置提高了卫星的整体性能。
【专利说明】遥感卫星系统
【技术领域】
[0001] 本发明涉及航空航天【技术领域】，特别涉及一种遥感卫星系统。
【背景技术】
[0002] 现有的遥感卫星根据所搭载的遥感载荷分为光学遥感和微波遥感卫星两大类。现 有的光学遥感和微波遥感卫星都存在不同的缺陷，例如光学遥感卫星的工作不仅受到地 面天气、光照、云层等多种因素的影响，且容易受到地面覆盖物的"欺骗"，尽管红外和高光 谱相机具备一定的反伪装能力以及低照度下的成像能力，但不能满足全天候、全时、高分辨 率、抗伪装的要求。另一方面，以合成孔径雷达为代表的微波遥感卫星存在数据反演困难， 经常出现虚假目标和丢失真目标的问题，以及容易被地面电磁反射式假目标所欺骗。另外， 现有的遥感卫星在对采集数据过程中易收到振动的影响。
【发明内容】
[0003] 本发明的目的旨在至少解决上述的技术缺陷之一。
[0004] 为此，本发明提供一种遥感卫星系统，该遥感卫星系统可以解决抗扰振性能差且 卫星整体性能不高的问题。
[0005] 有鉴于此，本发明的实施例提出一种遥感卫星系统，包括：卫星主体、光学遥感装 置、微波遥感装置和六自由度隔振装置，其特征在于，所述微波遥感装置安装在所述卫星主 体的下端、上端或通过伸展结构伸出体外；所述六自由度隔振装置，用于调整所述光学遥感 装置的方位；以及所述卫星光学遥感装置通过所述六自由度隔振装置与所述卫星主体相 连，所述卫星主体通过所述光学遥感装置和所述微波遥感装置采集数据。
[0006] 根据本发明实施例的遥感卫星系统，通过六自由度隔振装置增加了数据采集范围 和抗扰振性能，并配合微波遥感装置提高了卫星的整体性能。
[0007] 在本发明的一个实施例中，还包括：伸展臂，通过所述伸展臂将所述微波遥感装置 与所述卫星主体相连。
[0008] 在本发明的一个实施例中，所述光学遥感装置通过所述六自由度隔振装置安装在 所述卫星主体的侧面或下端。
[0009] 在本发明的一个实施例中，所述六自由度隔振装置包括至少三个支撑部件，所述 卫星主体通过所述至少三个支撑部件控制所述光学遥感装置的方位。
[0010] 在本发明的一个实施例中，所述支撑部件为隔振器。
[0011] 在本发明的一个实施例中，所述隔振器包括音圈电机，所述卫星主体通过控制所 述音圈电机改变所述隔振器的长度。
[0012] 在本发明的一个实施例中，所述微波遥感装置为合成孔径雷达。
[0013] 在本发明的一个实施例中，所述合成孔径雷达为平板式或抛物面式。
[0014] 在本发明的一个实施例中，所述光学遥感装置为高分辨率光学相机。
[0015] 在本发明的一个实施例中，所述微波遥感装置和所述光学遥感装置的安装位置互 不干扰。
[0016] 本发明附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变 得明显，或通过本发明的实践了解到。
【专利附图】
【附图说明】
[0017] 本发明上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变 得明显和容易理解，其中 ：
[0018] 图1为根据本发明一个实施例的遥感卫星系统的结构框图；
[0019] 图2为根据本发明一个实施例的支撑部件的结构示意图；
[0020] 图3为根据本发明一个实施例的采用平板式SAR天线的遥感卫星系统的结构示意 图；以及
[0021] 图4为根据本发明一个实施例的采用抛物面SAR天线的遥感卫星系统的结构示意 图。
【具体实施方式】
[0022] 下面详细描述本发明的实施例，实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同 或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描 述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
[0023] 在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中心"、"纵向"、"横向"、"上"、"下"、"前"、 "后"、"左"、"右"、"坚直"、"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发明和简化描述，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发 明的限制。此外，术语"第一"、"第二"仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要 性。
[0024] 在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语"安装"、"相 连"、"连接"应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可 以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是 两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本 发明中的具体含义。
[0025] 图1为根据本发明一个实施例的遥感卫星系统的结构框图。如图1所示，根据本 发明实施例的遥感卫星系统包括：卫星主体1〇〇、光学遥感装置200、微波遥感装置300和六 自由度隔振装置400。
[0026] 具体地，微波遥感装置300安装在卫星主体100的下端或上端。六自由度隔振装 置400,用于调整光学遥感装置200的方位。卫星光学遥感装置200通过六自由度隔振装 置400与卫星主体100相连，卫星主体100通过光学遥感装置200和微波遥感装置300采 集数据。
[0027] 根据本发明实施例的遥感卫星系统，通过六自由度隔振装置增加了数据采集范围 和抗扰振性能，并配合微波遥感装置提高了卫星的整体性能。
[0028] 由于受到轨道差异、载荷指向差异、访问时间差异、目标机动等多种因素的影响， 采用光学遥感卫星和微波遥感卫星编队飞行或序列飞行的方法会存在一些问题，这包括目 标观测角度差异、覆盖目标区域差异、观测目标状态差异等。
[0029] 实现光学与微波综合遥感卫星的还包括另外两个主要难点。一个难点是视场范 围的差异。高分辨率光学载荷的视场范围要显小于微波遥感，为实现的特定区域的同时观 测，需要调整光学载荷的视线指向，但同时不能影响微波遥感的视线指向，考虑到微波遥感 载荷的天线面积大，和卫星的安装角度通常固定，这意味着光学遥感装置的姿态运动不能 够影响卫星的姿态。另外一个难点是高分辨率光学遥感装置对卫星扰振和姿态抖动高度敏 感，因此对卫星摇杆系统的稳定性要求极高。
[0030] 在本发明的一个实施例中，六自由度隔振装置400安装在光学遥感装置200和卫 星主体100之间，六自由度隔振装置400至少包括3个支撑部件，以保证光学遥感装置200 的稳定性和结构的整体性。该光学摇杆装置200可以通过六自由度隔振装置400安装在卫 星主体100的侧面或下端。卫星主体100通过至少三个支撑部件控制光学遥感装置200的 方位。该制成部件可以为隔振器，该隔振器包括音圈电机，卫星主体100通过控制音圈电机 改变隔振器的长度，进而调整六自由度隔振装置400的长度和方位以达到调整光学摇杆装 置200方位，同时互不干扰对微波遥感装置300和光学遥感装置200进行控制的目的。光 学遥感装置200可以为高分辨率光学相机。
[0031] 在本发明的一个实施例中，通过伸展臂将微波遥感装置300与卫星主体100相连。 微波遥感装置300可以为合成孔径雷达但不限于此，合成孔径雷达可以为平板式或抛物面 式。
[0032] 在本发明的一个实施例中，制成部件应按照Bipod的形式进行布置，即成对布置， 以形成三角形支撑。为保证光学遥感装置200的安装稳定性和结构的整体性，在采用Bipod 布置形式时，支撑部件应不少于三对，即六个。六自由度隔振装置400具有姿态调整功能， 可以实现对光学遥感装置200的六个自由度姿态方向上的姿态调整。
[0033] 图2为根据本发明一个实施例的支撑部件的结构示意图。如图2所示，支撑部件包 括一对柔性铰1、一对支撑杆2、音圈电机3、弹簧4和推杆5。弹簧4的一端固定音圈电机 3,另一端通过推杆5和弹簧4连接。支撑部件通过柔性铰1和卫星与光学遥感装置200连 接。音圈电机3通过改变弹簧4的长度调整支撑部件的长度。弹簧4和音圈电机3并联， 弹簧4提供安装刚度和链接，音圈电机3控制姿态，音圈电机3中的永磁磁铁和运动线圈同 时提供隔振器所需的阻尼。光学遥感装置200的隔振频率应尽可能低，取卫星姿态控制器 控制带宽的三倍以上，可以在ΙΗζ-ΙΟΗζ之间（六个方向），六自由度隔振装置400的阻尼比 可以在0.05左右。
[0034] 根据本发明实施例的遥感卫星系统，通过多个支撑部件提高了卫星的整体稳定 性，提高了光学摇杆装置和微波遥感装置的采集性能。
[0035] 在本发明的一个实施例中，合成孔径雷达为平板式天线时通常安装在卫星主体 100对地面的一侧。为扩大天线尺度，平板天线至少包括三块，三块天线形成一个平面。其 中一块天线安装在卫星主体100上，另外两块分装于卫星主体100两侧，以便于发射段折叠 入轨后展开。为给折叠的天线提供支撑部件，一些卫星可采用部分桁架式结构，以降低结构 重量。为进一步降低结构重量，可采用细部点阵式桁架结构。SAR天线的另一种形式是抛物 面天线，其特点是天线通过一个长的伸展臂伸到卫星主体100的外侧。
[0036] 合成孔径雷达为平板式SAR天线时，光学遥感装置200通过六自由度隔振装置400 安装于卫星主体100的外侧，以避免视线受到遮挡。为保证发射段的结构强度和抗振动性 能，可以对光学遥感装置200施加辅助支撑，入轨后通过解锁装置解锁脱离辅助支撑装置。 为降低发射段卫星的外包络尺寸，光学遥感装置200可以在发射段收入卫星主体100内部， 入轨后推出到卫星主体100的外侧。在发射阶段，抛物面天线折叠并固定于星体外侧，入轨 后展开。
[0037] 图3为根据本发明一个实施例的采用平板式SAR天线的遥感卫星系统的结构示意 图。如图3所示，根据本发明实施例的遥感卫星系统包括：卫星主体100、光学遥感装置200、 平板式SAR天线300、六自由度隔振装置400和一对太阳翼500。
[0038] 如图3所示，光学遥感装置200安装在卫星主体100的侧面，以避免平板式SAR天 线（即微波遥感装置）300和光学遥感装置200的视场产生相互干扰。光学遥感装置200 通过六自由度隔振装置400与卫星主体100连接，通过调整六自由度隔振装置400的支撑 部件的长度，实现对光学遥感装置视线方向的调整和控制。该六自由度隔振装置400包括 六个支撑部件，且六个支撑部件以bipod形式进行布置，最低隔振频率为1Hz。
[0039] 图4为根据本发明一个实施例的采用抛物面SAR天线的遥感卫星系统的结构示意 图。如图4所示，根据本发明实施例的遥感卫星系统包括：卫星主体100、光学遥感装置200、 抛物面式SAR天线300、六自由度隔振装置400、一对太阳翼500和伸展臂600。
[0040] 具体地，光学遥感装置200安装于卫星主体结构100的正下方，通过六自由度隔振 装置400与卫星主体100连接，通过调整六自由度隔振装置400的支撑部件的长度，实现对 光学遥感装置200的方位调整和控制。六自由度隔振装置400采用六个支撑部件，并按照 bipod形式进行布置，其最低隔振频率1Hz。抛物面式SAR天线300通过伸展臂600与卫星 主体100连接，以伸展到卫星主体100的外侧，进而避免影响光学遥感装置200的视场。
[0041] 根据本发明实施例的遥感卫星系统，通过六自由度隔振装置增加了数据采集范围 和抗扰振性能，并配合微波遥感装置提高了卫星的整体性能。
[0042] 尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例 性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨 的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。
【权利要求】
1. 一种遥感卫星系统，其特征在于，包括：卫星主体、光学遥感装置、微波遥感装置和 六自由度隔振装置，其特征在于， 所述微波遥感装置安装在所述卫星主体的下端或上端； 所述六自由度隔振装置，用于调整所述光学遥感装置的方位；以及 所述卫星光学遥感装置通过所述六自由度隔振装置与所述卫星主体相连，所述卫星主 体通过所述光学遥感装置和所述微波遥感装置采集数据。
2. 如权利要求1所述的遥感卫星系统，其特征在于，还包括： 伸展臂，通过所述伸展臂将所述微波遥感装置与所述卫星主体相连。
3. 如权利要求1所述的遥感卫星系统，其特征在于，所述光学遥感装置通过所述六自 由度隔振装置安装在所述卫星主体的侧面或下端。
4. 如权利要求1所述的遥感卫星系统，其特征在于，所述六自由度隔振装置包括至少 三个支撑部件，所述卫星主体通过所述至少三个支撑部件控制所述光学遥感装置的方位。
5. 如权利要求4所述的遥感卫星系统，其特征在于，所述支撑部件为隔振器。
6. 如权利要求5所述的遥感卫星系统，其特征在于，所述隔振器包括音圈电机，所述卫 星主体通过控制所述音圈电机改变所述隔振器的长度。
7. 如权利要求1所述的遥感卫星系统，其特征在于，所述微波遥感装置为合成孔径雷 达。
8. 如权利要求7所述的遥感卫星系统，其特征在于，所述合成孔径雷达为平板式或抛 物面式。
9. 如权利要求1所述的遥感卫星系统，其特征在于，所述光学遥感装置为高分辨率光 学相机。
10. 如权利要求1所述的遥感卫星系统，其特征在于，所述微波遥感装置和所述光学遥 感装置的安装位置互不干扰。
【文档编号】G01S13/90GK104058110SQ201410245065
【公开日】2014年9月24日 申请日期:2014年6月4日 优先权日:2014年6月4日
【发明者】郑钢铁, 张庆君, 王光远 申请人:清华大学, 北京空间飞行器总体设计部