[发明专利]一种利用卫星自旋在轨展开二维平面可展机构的方法

说明书

本发明一种利用卫星自旋在轨展开二维平面可展结构的方法，步骤如下：1)建立带二维可展结构的卫星在轨展开柔性多体动力学模型；2)获取带二维可展结构卫星的质量惯量特性和二维可展结构的铰链驱动力矩、摩擦力矩、阻尼器温度阻尼关系数据、各铰链和薄弱结构最大可承受力和力矩，以及卫星陀螺最大角速度测量范围；3)计算得到卫星三轴角速度数据列表；4)确定可辅助二维平面可展结构展开的卫星坐标轴；5)通过柔性多体动力学分析，确定辅助星载可展开结构展开的卫星角速度；6)卫星调整姿态，并使卫星获得步骤五中的卫星自旋角速度，释放卫星可展结构展开约束装置。

技术领域

本发明涉及一种利用卫星自旋角速度展开二维平面可展结构的方法，可作为大型高功率通信卫星、天基雷达等带二维平面可展结构的航天器低冲击、高可靠展开方法。

背景技术

大型和超大型通信卫星、天基雷达系统普遍采用大型太阳翼作为满足其高功率需求的能源装置，为整星平台和载荷提供所需要的电能；天基雷达系统采用大面积平面可展结构作为相控阵天线支撑结构，以提供需要的增益。大型可展开太阳翼作为一种典型的大型平面可展开结构，正随着卫星对太阳翼输出功率的不断提升，传统的一字型展开太阳翼已经难以满足卫星功率需求，二维二次展开太阳翼(如图1所示)正在成为大型高通量通信卫星功率、天基SAR卫星的装备。

大型和超大型太阳翼在轨展开冲击大，对太阳翼自身结构损伤和卫星 SADA安全影响大，如果不采取措施，不仅将造成太阳翼自身损伤，还会危及卫星安全。常规的中间各板展开到位自动触发太阳翼侧板展开方式，具有展开到位SADA反转角速度大，星上柔性附件冲击力和力矩大，难以适应单侧超过四块侧板太阳翼情况。图1中(a)和(b)分别为常规单侧六块板和单侧八快板太阳翼构型。图2给出了单侧六块板太阳翼在轨展开过程示意图。这类太阳翼展开过程分为两次，第一次展开发生在星箭分离后，卫星首先展开外板，如图2中(a)和(b)所示，第二次展开发生在卫星定点后，约束中间各板的压紧装置火工品爆炸，中间各板展开至收拢位置，然后侧板自动释放，并展开到位，如图2中(c)到(f)所示。根据角动量守恒，太阳翼第二次展开期间侧板引起的太阳翼自身振动和SADA反转角速度大，且 SADA根部承受冲击力矩大，对卫星太阳翼铰链和其他柔性结构安全具有一定不利影响，随着太阳翼侧板数量增加，该方法本身将面临展开不同步引起的多次冲击和SADA冲击力矩峰值高特点。

图3为太阳翼与SADA连接状态示意图。当太阳翼单侧从六块板增加至八块板时，仍然采用传统的中间各板展开到位触发太阳翼侧板展开方式，将带来太阳翼SADA反转角速度过大，可能发生机构损坏或电子器件反向电压击穿问题。

发明内容

本发明解决的技术问题是：为了避免二维二次空间可展开结构在轨展开冲击危及太阳翼铰链和线路安全，提出了一种利用卫星自旋在轨展开二维平面可展机构的方法，该方法不仅可以有效避免二维可展结构展开到位冲击，而且还可以作为二维可展开结构在轨展开故障的处理手段，辅助二维可展开结构在轨正常展开，确保整星安全。

本发明目的通过如下技术方案予以实现：一种利用卫星自旋在轨展开二维平面可展机构的方法，步骤如下：

步骤一、建立带二维可展结构的卫星在轨展开柔性多体动力学模型；

步骤二、获取带二维可展结构卫星的质量惯量特性和二维可展结构的铰链驱动力矩、摩擦力矩、阻尼器温度阻尼关系数据、各铰链和薄弱结构最大可承受力和力矩，以及卫星陀螺最大角速度测量范围；

步骤三、从最小卫星三轴角速度ω_min开始，每次乘以2，直到最大卫星三轴角速度ω_max，计算得到卫星三轴角速度数据列表；

步骤四、确定可辅助二维平面可展结构展开的卫星坐标轴K；

步骤五、通过柔性多体动力学分析，确定辅助星载可展开结构展开的卫星角速度ω_obj；