微小卫星自旋转轴的空间指向调节装置及调节方法

技术领域

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

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。

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。

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。

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。

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。

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。

发明内容

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。

本发明的目的是这样实现的：

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。

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。

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。

进一步地，所述系统控制器包括：

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

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。

进一步地，所述端部扩张器的摆动范围为0°~ 90°。

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。

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。

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。

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。

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。

本发明的目的还可这样实现：

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：

S1、设置本发明微小卫星自旋转轴的空间指向调节装置；

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。

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。

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。

附图说明

图1是卫星本体的外部结构示意图。

图2是端部扩张器的外部结构示意图。

图3是本发明处于转动惯量最小的第一轴时的状态示意图。

图4是本发明处于由第一轴向第二轴转换过程中的状态示意图。

图5是本发明处于转动惯量最大的第二轴时的状态示意图。

图6是系统控制器的结构框图。

图中：1、卫星本体，11、连接耳，2、端部扩张器，21、电池与控制仓，22、执行机构仓，3、连接轴，4、中轴线。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步详述。

如图1、图3所示，本发明中的卫星本体1就是一个普通的微小卫星，其容器外壳可以是正多边柱形，也可以是球形或圆柱形等，其表面可贴附太阳能电池板，为蓄电池充电。在搭载了所有的设备后，其质心须落在卫星本体1的中轴线4上，以使该中轴线成为卫星系统的旋转中心轴线，从而在系统整体旋转时能够保持平衡和稳定。在卫星本体1中装有检测卫星转速用的主体转速传感器，还装有检测主轴偏摆角度用的主轴偏摆角度传感器。

图3中，在卫星本体1的端部设有一对儿相向而立的连接耳11，在两个连接耳11之间接有两个平行设置的连接轴3，在每个连接轴3上安装一个端部扩张器2。两个端部扩张器2并排设置，其结构相同、质量相同且质心位置相同，并以卫星本体的中轴线4为对称分布。每个端部扩张器2包括长方体部分和轴套体部分（图2），二者分隔成为电池与控制仓21和执行机构仓22。在电池与控制仓21中安装有蓄电池和系统控制器。蓄电池为整个微小卫星提供电力能源。因此，两个端部扩张器2在微小卫星的整体质量上占有很大的比例，而这个特点则有利于卫星系统转动惯量的调整。在执行机构仓22中安装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。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。偏摆驱动机构中的驱动电机为步进电机或是伺服电机，系统控制器按照指令精准控制驱动电机，以带动两个端部扩张器2同步转动，完成外扩或闭合的动作。两个端部扩张器2的摆动范围均为0°~ 90°。

为了分析方便，本发明通过直角坐标系的建立说明系统工作原理。直角坐标系的X轴与卫星本体1的长向中轴线4相重合。可以看出，两个端部扩张器2的开合动作，可以改变该卫星系统在绕X轴旋转时的转动惯量。当两个端部扩张器2完全收拢时（图3），卫星系统的转动惯量最小，此时的X轴即为贾尼别科夫定理的第一轴。当两个端部扩张器2逐步展开时（图4），卫星系统的转动惯量随之逐步增加，使得此时的X轴变换为贾尼别科夫定理的第二轴。当端部扩张器2完全展开时（图5），卫星系统在X轴方向的转动惯量达到最大，此时卫星系统完全过渡到处于贾尼别科夫定理的第二轴状态。

在两个端部扩张器2由0°转至90°的不同外旋扩张阶段，卫星系统的转动惯量I=mr

尽管此时卫星系统的系统旋转中心轴仍然是直角坐标的X轴方向，但已相当于从贾尼别科夫定理中的第一轴变换到了第二轴。随着这个过渡过程的结束，卫星的系统旋转中心轴就发生了180°的掉转。在持续一个短暂的稳定时间之后，系统又会重复翻转过程。这个临时的稳定状态为暂稳态过程。如果此时立即收拢端部扩张器2，卫星系统便可结束暂稳态，并在新的旋转轴上保持稳定旋转。否则，就会无休止地翻转下去。在卫星系统的转轴翻转过程中如果能够适时地调整端部扩张器2的开合度，就可随时停止转轴翻转的过程，从而使得转轴指向0°和180°之间的另一角度。只要调试策略得当，控制参数精准，卫星系统的旋转中心轴可以指向立体空间中的任何一点。

如图6所示，系统控制器包括控制单元和功率驱动电路两部分。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。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，用以对控制单元所发出的调整控制信号进行功率放大，驱动两个偏摆驱动机构中的驱动电机动作，以实现端部扩张器的同步开合。

系统控制器通过主体转速传感器和主轴偏摆角度传感器随时测定系统的自身转速以及旋转中心轴相对设定值的角度。当系统控制器接收到地面或是其他遥控机构发送的空间角度调整指令后，通过功率驱动电路启动两个偏摆驱动机构中的驱动电机，使两个端部扩张器2围绕各自的转轴3同步旋转外扩，其旋转方向相反，使得两个端部扩张器2之间的分离角度逐渐增加。此时，贾尼别科夫定理的第二轴的效果也逐渐显现。当端部扩张器转过90°后，达到各自扩张的最大值，使得整个系统的转轴翻转速度达到最快。在此调整过程中，系统旋转中心轴在空间不断变化调整，直至完全翻转180°后，得到暂时的稳定，紧接着又开始下一次翻转过程。所以，当系统的主轴角度传感器检测到卫星实际的翻转角度接近预设的翻转角度时，系统控制器发出指令，控制端部扩张器2立即回缩，使得系统重新回到贾尼别科夫定理的第一轴状态。转轴翻转的过程就能够在此时恰当地结束，以使系统旋转中心轴稳定在新设定的空间角度上。当然，这个调整过程也是一个动态的调整过程，在这个调整过程中有可能发生系统的振荡，需要在控制软件中使用PID等算法予以调整和稳定。

另外，两个端部扩张器2的质量难以严格相等，且在安装过程中也难以避免细微的偏差出现，这些因素的作用会使两个端部扩张器2的质心到旋转中心轴的力矩可能有所差异。这时，系统控制器可以对力矩较小的一方单独实施控制，如调整一下扩张角度，以达到所希望的力矩平衡点。并可在此基础上进行后续的系统自旋转轴空间角度的调整和控制。

在本发明中，由于卫星本体1的质量不可能为0或小到可以忽略不计的程度，这使得卫星只要保持X轴向旋转，就可避免其出现同样满足贾氏定理中第三轴的可能。因此，在本发明系统中并不会存在第三轴和第一轴均为稳定状态的情况，而唯一的稳定态只能在运行于贾尼别科夫定理的第一轴时才能产生。这个特点可非常方便地对微小卫星进行调向结构的简化，也便于针对整个调节过程的控制。