一种可机动变轨的高集成度三单元立方体卫星的制作方法

本发明专利属于立方体卫星技术领域，是一种可机动变轨的高集成度三单元立方体卫星。

背景技术：

立方体卫星是指由一个或多个标准单元(称为1u)(一单元))，其尺寸为10cm×10cm×10cm，组成的纳卫星。通常发射运行于大约500～1000km的低地球轨道。相比传统大卫星，它们具有体积小、重量轻、性能好、反应迅速、研制周期短、成本低、可编队组网、功能可重构等特点。随着立方体卫星技术的发展，目前已能部分承担大卫星的任务，在通信、军事、对地遥感、深空探测、气象服务、科学研究和技术试验等方面的应用迅速增长，受到越来越多国家的重视。

但目前立方体卫星普遍不具备轨道机动能力，大范围的变轨仍存在较大的技术难度，使得立方体卫星的应用受到一定限制。因此，国内外相关研究机构正积极开发适用于立方体卫星的固体火箭推力器和冷气微推进系统，以及变轨过程中的姿态和轨道控制系统。未来可快速机动变轨的立方体卫星，能够完成升轨、降轨和不同轨道高度的科学试验等空间任务，大大拓展了卫星的应用领域，将是立方体卫星的重要发展趋势之一。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种可机动变轨的高集成度三单元立方体卫星，解决了目前立方体卫星无法实现大范围轨道机动、固体火箭推力器推力偏心控制等技术难题。

实现本发明目的的技术解决方案为：

一种可进行轨道机动变轨的高集成度三单元立方体卫星，包括uv天线、太阳能电池阵、主承力结构、姿态测量与控制系统、质心调节机构、质量矩执行机构、星务计算机、uv通信机、冷气微推力器及脉冲调制模块、锂电池组、电源控制板、点火控制板、双脉冲固体火箭推力器；

所述uv天线和太阳能电池阵设置在主承力结构外部，主承力结构内部从迎风面至背风面依次平行间隔设置质心调节机构、姿态测量与控制系统、质量矩执行机构、星务计算机、uv通信机、冷气微推力器及脉冲调制模块、锂电池组、电源控制板、点火控制板、双脉冲固体火箭推力器；姿态测量与控制系统为独立系统，通过电源系统为其供电；uv通信机、冷气微推力器及调制模块和点火控制板通过星务计算机进行指令控制，由电源控制板供电；电源控制板与锂电池组和星务计算机连接；所有电路板间均采用软排线进行连接。

本发明与现有技术相比，其显著优点是：

(1)功能密度大，模块集成度高，三单元卫星不仅包括卫星基本平台(主承力结构、太阳能电池阵、星务计算机等)，还包括推进及控制系统(包括双脉冲固体火箭推力器及其点火控制板、冷气微推力器及其脉冲调制模块、质量矩执行机构和质心调节机构)。

(2)具备大范围快速轨道机动的能力。

(3)具备推力矢量控制能力。

(4)具备变轨后期姿态敏捷机动能力。

(5)uv天线布于太阳能电池阵帆板基板，采用一体化设计，集成度和可靠性高。

(6)四节锂电池分布于双脉冲固体推力器四周，充分利用了固体推力器与主承力结构四个角之间的多余空间。

附图说明

图1是本发明一种可机动变轨的高集成度三单元立方体卫星结构示意图。

图2是本发明的姿态测量与控制系统示意图。

图3是本发明的质量矩执行机构示意图。

图4是本发明的冷气微推力器及脉冲调制模块示意图。

图5是本发明的锂电池组、载荷电路板安装布置示意图。

图6是本发明的双脉冲固体火箭推力器示意图。

图7是本发明的uv天线和太阳能电池阵一体化结构示意图。

图8为本发明的主要部组件。

1双脉冲固体火箭推力器、2载荷电路板、3点火控制板、4电源控制板、5锂电池组、6冷气微推力器及其脉冲调制模块、7uv通信机、8星务计算机、9质量矩执行机构、10uv天线、11姿态测量和控制模块、12质心调节机构、13主承力结构、14太阳能电池阵、111姿控计算机、112(xxx)、113星敏感器、114零动量轮系、115磁力矩器。

具体实施方式

结合图1，所述的三单元立方体卫星uv天线10和太阳能电池阵14设置在主承力结构13外部，主承力结构13内部从迎风面至背风面依次平行间隔设置质心调节机构12、姿态测量与控制系统11、质量矩执行机构9、星务计算机8、uv通信机7、冷气微推力器及脉冲调制模块6、锂电池组5、电源控制板4、点火控制板3、双脉冲固体火箭推力器1。姿态测量与控制系统11为独立系统，通过电源系统为其供电；uv通信机8、冷气微推力器及调制模块6和点火控制板3通过星务计算机7进行指令控制，由电源控制板4供电；电源控制板4与锂电池组5和星务计算机7连接。所有电路板间均采用软排线进行连接。

结合图2，所述姿态测量与控制系统11，在不足1.2u的空间范围内，高密度集成了姿态测量模块包括三轴磁强计+gps接收机112、陀螺仪117、太阳敏感器116，星敏感器113、以及姿态控制模块包括磁力矩器115、零动量轮系114、姿控计算机111。其中星敏感器113安装在卫星的背阴面，零动量轮系114采用三正交一斜装的安装方式。

结合图3，所述的质量矩执行机构9为基于质量矩的变轨机动控制部组件，并依靠质心配节机构12进行预先的质心调节。

结合图4，所述的冷气微推力器及其脉冲调制模块6含有四个喷口，位于微型冷气微推力器四个角，其中两个喷口朝向背阴面，两个喷口朝向向阳面。

结合图5，所述的锂电池组5一共8节18650电池，其中4节并排安装至双脉冲固体火箭推力器顶部，剩余4节则竖直均布于双脉冲固体火箭推力器1与主承力结构13四个角的空隙处。推力器1与主承力结构12四面相隔的空间则预留为载荷电路板2。

结合图6，所述的双脉冲固体火箭推力器1采用双脉冲工作模式，推力器喷口轴线通过立方体卫星质心。

结合图7，所述的uv天线10垂直布置于太阳能电池阵14基板上，采用一体化设计。

立方星变轨通过双脉冲固体火箭推力器1来实现，但固体火箭推力器在推动卫星变轨过程中会产生质量偏心问题。针对该问题，本次发明提供了两种轨道控制方法：

方法一，双脉冲固体火箭推力器1工作之前，冷气微推力器工作，使卫星整体自旋。自旋一定程度后，微推力器停止工作，固体火箭推力器开始工作，喷出高温高压燃气，通过反作用力产生较大推力推动卫星变轨。在变轨过程中，卫星整体的姿态通过自旋稳定。当卫星变轨结束到达指定轨道后，冷气微推力器再次工作，产生与卫星自身旋转方向相反的力矩使卫星消旋。

方法二，双脉冲固体火箭推力器1工作后，由于推力偏心，卫星的姿态产生变化，这种变化被卫星中的姿态敏感器感应，姿态敏感器将变化数据发送给姿控计算机111后，姿控计算机111计算出相应的质量矩控制率，发送指令给质量矩执行机构9，以调节卫星的姿态。

零动量轮系114用于完成变轨后姿态的敏捷控制和稳定，以及卫星在轨状态下的实时快速姿态调整。