[发明专利]适用于超大挠性卫星协同控制的卫星构型

说明书

本发明提供了一种航天卫星领域内的适用于超大挠性卫星协同控制的卫星构型，包括：卫星本体、挠性天线、协同控制机构、太阳阵；卫星本体包括由底板、中板、顶板、隔板、侧板组成的密闭舱体；挠性天线包括天线单元、天线折叠展开机构、压电堆驱动器、天线安装底座，压电堆驱动器连接于天线单元；协同控制机构包括本体端定子、有限空间二维转子，本体端定子与有限空间二维转子分别安装于底板和天线安装底座；太阳阵包括连接架、电池阵基板、太阳电池片阵列，太阳电池片列阵安装于电池阵基板，电池阵基板设置于连接架上，连接架与侧板连接。本发明解决了一类超大挠性卫星的载荷尺寸大、抗干扰能力要求高、大尺寸挠性结构稳定性和精度保持的问题。

技术领域

本发明涉及航天卫星技术领域，具体地，涉及一种适用于超大挠性卫星协同控制的卫星构型。

背景技术

一种超大挠性卫星协同控制的卫星构型，整星重量约2420kg，挠性天线重720 kg，含压紧与展开两种状态Φ1000mm×500mm，展开后挠性天线尺寸为Φ15000mm×900mm，具有较高展（开）收（拢）比。

超大挠性卫星拥有大尺寸的天线或运动机构等超大挠性附件，与现有的卫星相比，载荷尺寸更大，抗干扰能力要求更高，尤其是远高于现有卫星的天线型面保持精度，设计时需要重点保障。因此，卫星构型必须适应有挠性天线和连续折叠展开的特殊使用要求，包括提升天线型面保持精度及其控制方法的可靠性、改善超大挠性天线抗干扰能力、降低挠性天线的加工及装配误差，成为本领域亟待解决的问题。

经现有技术检索，中国发明专利号为CN201410513373.9，发明名称一种基于频域分析的挠性卫星高稳定度姿态控制方法，涉及挠性卫星姿态控制领域。目的在于通过减小从干扰输入到角速度输出的幅频响应，从而实现对挠性卫星的高稳定度姿态控制。本发明提出的姿态控制方法在考虑了干扰及不确定性的影响下，针对卫星的大惯量特性和高稳定度控制要求提出姿态控制方法，以传统的PD控制器为基础，运用鲁棒模型匹配原理设计了干扰补偿器；分别给出了挠性影响化作广义干扰和不化作广义干扰时的传递函数模型，采用频域方法分析了干扰补偿器的性能，同时为PD参数与补偿器参数的选取提供了参考。该方法不能解决超大挠性卫星的载荷尺寸大、抗干扰能力要求高、大尺寸挠性结构稳定性和精度保持等问题。

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适用于超大挠性卫星协同控制的卫星构型。

根据本发明提供的一种适用于超大挠性卫星协同控制的卫星构型，包括：卫星本体、挠性天线、协同控制机构以及太阳阵；

所述卫星本体包括底板、中板、顶板、隔板、侧板，所述底板、所述中板、所述顶板、所述隔板以及所述侧板组成密闭舱体；

所述挠性天线包括天线单元、天线折叠展开机构、压电堆驱动器以及天线安装底座，所述压电堆驱动器连接于所述天线单元上，所述天线单元、所述天线折叠展开机构以及所述天线安装底座依次连接；

所述协同控制机构包括本体端定子、有限空间二维转子，所述本体端定子与所述有限空间二维转子分别安装于所述底板和所述天线安装底座上；

所述太阳阵包括连接架、电池阵基板、太阳电池片阵列，所述太阳电池片阵列安装于所述电池阵基板上，所述电池阵基板设置于所述连接架上，所述连接架与所述侧板连接。

一些实施方式中，所述卫星本体的中央位置设有承力筒，所述承力筒为蜂腰状薄壁圆柱形承力筒，所述承力筒的上端与所述顶板连接，所述承力筒的下端与所述底板连接，所述承力筒的中间蜂腰部份贯穿所述中板并与其连接，所述隔板的侧边与所述承力筒连接。

一些实施方式中，所述连接架为单杆连接架，所述太阳阵通过所述单杆连接架可绕一轴转动的多次折叠展开。

一些实施方式中，所述天线单元为轻量化蜂窝形天线单元，所述轻量化蜂窝形天线单元为杆状桁架与薄膜组成的六边形结构。