一种利用卫星自旋在轨展开二维平面可展机构的方法与流程

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^[1,2]。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^[3]。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(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(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。

技术实现要素：

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ωmin开始，每次乘以2，直到最大卫星三轴角速度ωmax，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ωobj；

步骤六、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。

步骤一建立带二维二次展开太阳翼的卫星在轨第二次展开柔性多体动力学动力学方程如下：

其中，z为系统质量矩阵，为系统广义坐标阵，z为广义惯性力阵，φ为太阳翼侧板展开期间闭环切断铰约束和压紧释放约束方程的雅克比矩阵。

步骤三中，所述最小卫星三轴角速度ωmin取0.25deg/sec，最大卫星三轴角速度ωmax取64deg/sec。

步骤四的具体过程为：

41)将二维可展结构驱动力或力矩置零；

42)设卫星的x、y、z三轴角速度均为mdeg/sec，10≥m≥1；

43)利用步骤一得到的卫星在轨展开柔性多体动力学模型，分别开展卫星以mdeg/sec绕x、y、z轴转动的带二维可展结构的卫星多体动力学仿真；

44)对步骤43)得到的卫星二维可展结构的铰链展开角度总和进行比较，以仿真终止时刻的二维平面可展结构铰链展开角度总和最大的卫星坐标轴k，作为辅助二维平面可展结构展开的卫星坐标轴。

步骤五的具体过程为：

51)将步骤二获得的数据赋予步骤一得到带二维可展结构的卫星在轨展开柔性多体动力学模型；

52)根据步骤四确定的卫星旋转轴k，令该轴角速度ωi等于ωmin，i＝1；

53)利用绕卫星k轴的角速度ωi和卫星在轨展开柔性多体动力学模型开展仿真，i为正整数；

54)对步骤52)步仿真结果进行后处理得到卫星薄弱结构承受的力；

55)将步骤53)得到卫星薄弱结构受力与薄弱结构可承受最大力的0.7倍比较，如果步骤53)得到的结构受力小于卫星薄弱结构受力与薄弱结构可承受最大力的0.7倍，则将现在该轴角速度乘以2，作为下一步角速度ωi+1并返回步骤53)；如果步骤53)得到的结构受力大于卫星薄弱结构受力与薄弱结构可承受最大力的0.7倍，执行步骤56)；

56)判断|ωi-ωi-1|是否小于等于δωallowed，如果是，将ωi-1作为允许的卫星自旋角速度ωobj，如果否，则将当前时刻角速度和上一时刻角速度的值的平均值，作为进行计算的角速度，ωi+1＝(ωi+ωi-1)/2，返回步骤53)；所述δωallowed表示允许的角速度误差值。

步骤六的具体过程为：

61)对卫星进行调姿，确保太阳矢量与展开后二维平面可展结构表面垂直，并打开可展开结构阻尼器加热器，等待二维可展结构阻尼器温度达到预定值；

62)启动卫星相应推力器组对，使卫星沿k轴自旋角速度等于ωobj；

63)令太阳翼压紧机构火工切割器品起爆，太阳翼在自旋角速度和自身展开驱动作用下展开到位并锁定。

本发明与现有技术相比的优点在于：

1)与现有卫星自旋角速度为零情况下展开二维可展开结构方式相比，通过柔性多体动力学分析计算卫星二维可展结构辅助展开坐标轴和角速度大小，为利用卫星自旋辅助展开二维平面可展开结构提供了依据，提高了角动量守恒代替弹性势能驱动二维结构展开的可靠性和效率，进而降低了弹性势能驱动元件的刚度和展开到位冲击，极大地减缓了二维可展结构展开到位冲击对星上其他主动驱动机构和薄弱环节的影响，降低星载二维可展结构展开冲击对卫星安全的影响；

2)与以往卫星采用沿卫星三轴平动方向抖动二维机构展开故障的方法相比，本文提出通过柔性多体动力学仿真分析方法确定可辅助二维可展开结构最敏感旋转坐标轴和角速度的方法，提高了二维平面可展开结构在轨展开故障处置的策略确定的科学性，可辅助确定二维可展开结构的展开故障排除措施，挽救卫星安全。

附图说明

图1为某大型通信卫星太阳翼在轨展开状态示意图，其中1(a)为单侧六块板构型，1(b)为单侧八块板构型。

图2为二维二次单侧六块板太阳翼在轨展开构型，其中2(a)为太阳翼处于收拢压紧状态，图2(b)为外板90度锁定状态，2(c)为太阳翼第二次展开过程状态，2(d)为二维展开太阳翼中间各板展开锁定状态，2(e)为太阳翼侧板展开过程状态，2(f)为二维展开太阳翼侧板展开锁定状态。

图3为太阳翼与sada连接状态示意图。

图4为本发明的技术方案流程图。

具体实施方式

下面结合附图4对本发明技术方案中的一些细节做进一步说明，其实施包括如下步骤：

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、卫星三轴角速度从ωmin开始，每次乘以2，直到ωmax，计算得到卫星三轴角速度数据列表，一般情况下ωmin取0.25deg/sec，ωmax取64deg/sec；

步骤四、确定可辅助星载二维平面可展结构展开的卫星坐标轴k。

(1)将二维可展结构驱动力或力矩置零；

(2)设卫星的x、y、z三轴角速度均为mdeg/sec,一般取m≥1，且m≤10；

(3)利用步骤一得到的卫星在轨展开柔性多体动力学模型，分别开展卫星以mdeg/sec绕x、y、z轴转动的带二维可展结构的卫星多体动力学仿真；

(4)对步骤(3)得到的卫星二维可展结构的铰链展开角度总和进行比较，以仿真终止时刻的二维平面可展结构铰链展开角度总和最大的卫星坐标轴k，作为辅助二维平面可展结构展开的卫星坐标轴。

步骤五、确定辅助星载可展开结构展开的卫星角速度ωobj。

(1)将步骤二获得的数据赋予步骤一得到带二维可展结构的卫星在轨展开柔性多体动力学模型；

(2)根据步骤四确定的卫星旋转轴k，令该轴角速度ωi等于0.25deg/sec，i＝1；

(3)利用绕卫星k轴的角速度ωi和卫星在轨展开柔性多体动力学模型开展仿真；

(4)对步骤五的第(2)步仿真结果进行后处理得到卫星薄弱结构承受的力；

(5)将第(3)步得到卫星薄弱结构受力与薄弱结构可承受最大力的0.7倍比较，如果第(3)步得到的结构受力小于卫星薄弱结构受力与薄弱结构可承受最大力的0.7倍，则将现在该轴角速度乘以2，作为下一步角速度ωi+1执行步骤五的第(3)步；如果第(3)步得到的结构受力大于卫星薄弱结构受力与薄弱结构可承受最大力的0.7倍，执行下一步；

(6)判断当前角速度ωi与上一步角速度ωi-1是否小于等于δωallowed，如果是，将ωi-1作为允许的卫星自旋角速度ωobj，如果否，则将当前时刻角速度和上一时刻角速度的值的平均值，作为进行计算的角速度，ωi+1＝(ωi+ωi-1)/2，执行步骤五的第(3)步；

步骤六、卫星调姿，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；

(1)对卫星进行调姿，确保太阳矢量与展开后二维可展结构表面垂直，并打开可展开结构阻尼器加热器，等待二维可展结构阻尼器温度达到预定值；

(2)启动卫星相应推力器组对，使卫星沿k轴自旋角速度等于ωobj；

(3)令太阳翼压紧机构火工切割器品起爆，太阳翼在自旋角速度和自身展开驱动作用下展开到位并锁定；

本发明未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

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