微小卫星自旋转轴的空间指向调节装置及调节方法与流程

本发明涉及一种空间物体自主改变其自旋转轴指向的方法，具体地说是一种微小卫星自旋转轴的空间指向调节装置及调节方法。

背景技术：

1、随着卫星事业的发展和卫星业务需求的日益增长，大量功能单一和无需长期服役的微小卫星得到了广泛的应用。根据对微小卫星的不同工作要求，微小卫星的姿态控制主要包括主动姿态控制和被动姿态控制两种方式。主动姿态控制就是根据姿态误差（测量值与标称值之差）形成控制指令，由姿态控制发动机实现姿态的控制与调整。但对于微小卫星来说，其体积较小，能为姿态控制发动机所携带的常规化学燃料有限，所以调整的范围和次数有限。甚至有些微小卫星无法装备姿态调整发动机。被动姿态控制就是利用微小卫星本身的动力特性和环境力矩来实现姿态稳定。被动姿态控制方式通常是通过重力梯度稳定或自旋稳定等方式来产生控制力矩。而自旋稳定方式要求微小卫星的旋转中心轴始终指向空间某个固定方向，通过微小卫星本体围绕这个中心轴的转动来保持自旋轴方位的基本稳定。其原理是利用微小卫星进入空间轨道时，令其以一定的转速绕自旋轴旋转并所获得陀螺定轴性，使微小卫星能以自旋轴的方向在惯性空间定向。这种控制方式属于无源稳定，简单有效，而且在降低自身能耗方面具有独到优势，至今仍为一些微小卫星所采用。

2、对于微小卫星的姿态控制，无论是主动姿态控制还是被动姿态控制，其目的首先是为了稳定微小卫星的工作姿态。但随着相关技术的提高和工作任务的增加，要求微小卫星的运行姿态或是转轴的指向不仅需要稳定，往往还需要做出一定的改变。这些工作一般都要启动姿态控制器和姿态执行机构来完成，以使微小卫星调整到新的姿态。

3、目前，主动姿态控制是微小卫星的主流控制方式。实际上，现在更多的都是使用不同形式的角动量交换系统，包括“单自由度系统”和“多自由度系统”，以尽量避免使用任何类型的、需要有工质消耗的火箭发动机模式。

4、cn108327927a公开了一种基于微小卫星的反作用轮组自适应力矩分配控制方法，它是以各反作用轮产生的力矩，来完成微小卫星的姿态调控。通过反作用轮调整的主要问题在于需要至少三个彼此独立的磁力矩器，并按照严格的正交方式放置，这样才能达到三轴姿态控制的目的。这种控制方式存在的主要问题是控制电机的数量较多，或是相关定子设备的驱动机构过于复杂，质量增加较多，占用空间大；并且其控制策略和调试方式繁琐，转矩密度较低，电磁干扰严重，且调整角度有限。因此，不利于整体更进一步的轻量化、微型化和模块化。

5、而cn106005483a则是公开了一种模块化手机星的主动姿态控制方法，它是通过手机星各模块之间主动关节的驱动，以改变各模块的相对姿态，从而改变手机星整体的质量分布。在手机星角动量守恒的作用下，将手机星从初始姿态机动到期望的姿态。然而，这种通过各模块之间主动关节驱动以改变各模块之间的相对姿态的调整方式，无法做到整体姿态的大幅度和快速调整。

6、总之，在微小卫星内部有限的空间内，现有的姿态调整方式难以再对微小卫星实现更为高效、快捷或简化的姿态调整。

技术实现思路

1、本发明的目的就是提供一种微小卫星自旋转轴的空间指向调节装置及调节方法，以实现对以自旋方式进行稳定的微小卫星进行一种高效、快捷或简化的姿态调整。

2、本发明的目的是这样实现的：

3、一种微小卫星自旋转轴的空间指向调节装置，在卫星本体的一端设有一对儿相向而立的连接耳，在两个连接耳之间穿接两根平行设置的连接轴，在每个连接轴上接有一个端部扩张器；两个端部扩张器并排设置，其质量相同，质心位置相同，并以卫星本体的中轴线为对称分布；在端部扩张器中安装有偏摆驱动机构，用于驱动端部扩张器绕各自穿接的连接轴向外侧摆动，以实现两端部扩张器的同步开合。

4、进一步地，所述卫星本体的质心位于其中轴线上；在所述卫星本体中装有检测卫星转速用的主体转速传感器以及检测主轴偏摆角度用的主轴偏摆角度传感器。

5、进一步地，在所述端部扩张器中分隔有电池与控制仓和执行机构仓；在所述电池与控制仓中装有蓄电池和系统控制器，在所述执行机构仓中设置有偏摆驱动机构以及检测两端部扩张器分离角度用的分离角度传感器；所述系统控制器分别与分离角度传感器、主体转速传感器、主轴偏摆角度传感器以及偏摆驱动机构电连接。

6、进一步地，所述系统控制器包括：

7、控制单元，分别与分离角度传感器、主体转速传感器、主轴偏摆角度传感器以及偏摆驱动机构相接，用于根据各传感器发送的检测信号和自旋转轴的调节需要，形成并向功率驱动电路发出相应的调整控制信号，进行自旋转轴的空间调整；以及

8、功率驱动电路，分别与控制单元以及两端部扩张器中的偏摆驱动机构相接，用以对控制单元发出的调整控制信号进行功率放大，驱动两端部扩张器中的偏摆驱动机构动作，实现端部扩张器的同步开合。

9、进一步地，所述端部扩张器的摆动范围为0°~ 90°。

10、本发明的基本原理是：任何一件刚性物体在空间直角坐标系中均有三个相互垂直的主轴，即x轴、y轴和z轴。除了均质的圆形球体和几何中心与重心完全重合的正多边形体以外，围绕每个主轴的转动惯量均有差异。因此，该刚性物体在三个主轴上的转动惯量便有了小、中、大之分，并可以体现在x轴、y轴和z轴这三个直角坐标轴上。另外，根据贾尼别科夫原理所述，所有物体在空间的旋转特征也有三个轴，可称之为第一主轴、第二主轴和第三主轴。当物体在不受外加转矩的作用时，围绕着其整体转动惯量最小的主轴（第一主轴）或整体转动惯量最大的主轴（第三主轴）旋转时是稳定的，而围绕介于第一、第三主轴之间的中间轴（即第二主轴）的旋转则是不稳定的，且与有无空气阻力或重力无关。随着物体形状的不同，直角坐标系的三轴与贾尼别科夫原理所述三轴的对应关系亦不相同。物体形状发生改变，其对应关系也会随之改变。但只要物体是以第二主轴作为旋转轴进行一定速率的旋转时，就会发生转轴的指向翻转现象。这就是贾尼别科夫定理的基本内容，也是刚性物体在空间旋转时的本征特性之一。

11、本发明调节装置是在微小卫星自身的实际转轴不变的情况下，通过动态调整的方式，将自身转轴的旋转效果直接对应到贾尼别科夫定理的第一轴或第二轴上去。其核心内容就通过增设端部扩张器来适当改变微小卫星以中轴线为自旋转轴时的转动惯量。在正常工作情况下，两个端部扩张器是处于并排的收拢位置。此时，微小卫星处于整体的转动惯量最小的第一轴状态。当端部扩张器向外偏摆扩张后，微小卫星整体的转动惯量将逐步增加，直至端部扩张器扩张到与卫星中轴线相垂直的最大位置时，微小卫星的转轴状态便过渡到了完全的第二轴状态。此即本发明所提出并实现的“轴间变换”技术。根据贾尼别科夫定理，任何空间旋转物体在第二轴状态时，均处于不稳定状态，会立刻发生贾尼别科夫现象，即，物体转轴的方向会发生180°的翻转。如果此时控制端部扩张器受控迅速回位，则微小卫星就会在新的转轴方向继续稳定地自旋运行了。

12、由于端部扩张器从开始外旋到扩张到最大位置的整个过程是连续进行的，这就使得微小卫星整体上可以在第一轴状态与第二轴状态之间连续过渡。微小卫星自旋的轴向改变或是翻转的速度可以因端部扩张器位于不同的扩张角度而得到相应的调整。如果在自旋轴的翻转尚未到位的情况下，能够及时收拢端部扩张器，而使卫星恢复到第一轴状态，则卫星自旋的转轴方向就会保持在翻转前的0°到完全翻转后的180°之间的任意一个中间角度上。通过反复地实验和数据调整，就能够确定合适的参数，并依此对端部扩张器进行精准控制，以使微小卫星自旋的转轴指向在空间的任何角度均能得到调整。

13、相对于卫星整体质量而言，本发明所述的扩张器的质量需要占有一定的比例。如果比例过低，则难以使卫星整体从第一轴向第二轴过渡。如果比例太高，则会使卫星整体会处于近似于第三轴的状态，使得卫星难以运行在第二轴状态。所以，两个扩张器的整体质量可由卫星中必备的蓄电池和基本的控制电路等构成，再辅之以执行机构仓，使之具有足够但又不是过分的质量比例，以便调整整个卫星的过渡状态。具体实施时，需要根据卫星载荷的实际情况而具体进行仔细分配。总之，端部扩张器角度的变化足以引起卫星自旋转轴发生较大幅度的调整，而这种调整所消耗的是短时、小功率的电力，其能量仅仅的用于激发自旋系统的这种本征物理属性而已，完全不需要使用发动机，不需要燃料、气体或是其他类型工质的参与。

14、与现有的其他姿态调整方式相比，本发明是通过机电结合的轴间变换的方式，等效实现迅速、大幅度地改变微小卫星的转轴指向的要求，获得与常规调整方式所能达到的同样效果，其优势亦十分明显。因其可以采用脉冲式的短暂工作方式，所以耗电很少。而且，电力可由微小卫星的蓄电池和表面贴装的太阳能电池获得。可以认为，整个调节系统的工作寿命只取决于元器件的寿命，调节次数亦不受限制。

15、本发明的目的还可这样实现：

16、一种微小卫星自旋转轴的空间指向调节方法，包括以下步骤：

17、s1、设置本发明微小卫星自旋转轴的空间指向调节装置；

18、s2、由系统控制器发出转轴调整控制信号，功率驱动电路驱动偏摆驱动机构动作，使两个端部扩张器同步同速转动外扩；当两个端部扩张器转过的角度使微小卫星满足贾尼别科夫效应所产生的转轴翻转条件时，微小卫星即开始自旋转轴的空间翻转；当转轴翻转至设定角度后，两个端部扩张器受控迅速回位，消除相应的转轴翻转条件，使微小卫星在新的转轴方向继续稳定地自旋运行下去。

19、进一步地，卫星自旋转轴的动态调整方式是，将自身转轴的旋转效果直接对应到贾尼别科夫定理的第一轴或第二轴上，通过控制端部扩张器的扩张角度，改变微小卫星在自旋转轴上的转动惯量；当两个端部扩张器处于并拢的位置时，微小卫星的转动惯量最小，并处于贾尼别科夫定理的第一轴状态；在端部扩张器向外偏摆扩张的过程中，微小卫星的转动惯量逐步增加；当端部扩张器向外偏摆扩张到一定角度时，微小卫星由贾尼别科夫定理的第一轴状态逐步进入第二轴状态，开始发生自旋转轴的轴向翻转；当端部扩张器扩张到外转90°的位置时，微小卫星过渡到转动惯量最大的第二轴状态，此时其自旋转轴的翻转速度也达到最大。

20、本发明的特点是在微小卫星的一端设置两块完全相等的、具有一定质量的柱状或块状物体作为端部扩张器，该扩张器平行于中轴线放置。其一端由铰链连接于微小卫星的本体上，并能以铰链为轴，向卫星本体的外侧转动。两个端部扩张器同步转动，角度相同，方向相反；所扩张的角度需要精确测定并将相关信息传送至系统的控制器，以随时判断是否能够满足贾尼别科夫效应所产生的翻转条件，并在翻转至设定角度后停止翻转，使得微小卫星自旋转轴的指向得以按照需求进行调整。本发明为空间采用自旋姿态稳定运行方式的微小卫星或失重环境下的此类物体的转轴改变和调整提供了一种新的技术支持。