[发明专利]一种立方星偏置动量姿态控制系统

说明书

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。

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：