技术领域
[0001] 本
发明涉及航天设备技术领域，具体地，涉及一种基于磁浮控制的高精高稳对地遥感微小卫星平台。
背景技术
[0002] 光学遥感卫星对平台的稳定度有较高的要求。而现有卫星平台为保证
稳定性，需要进行抑振、隔振等传统方法，耗费星上资源、工程复杂度高且成本较大。
[0003] 传统卫星平台设计采用
载荷与平台固连的设计方法，且受限于当前控制产品的
水平，导致复杂微振动难测、难控，采用主被动抑制方法虽然取得了一定效果，但受限于固连设计的
缺陷，高稳定度、高指向
精度控制难以实现。
[0004]
专利文献CN107380484A(
申请号：201710419671.5)公开了一种基于磁浮
力器控制系统的无动量轮卫星平台，其包括静舱、动舱和磁
浮力器，磁浮力器上设有一个永久磁
铁，静舱和磁浮力器之间通过动舱相连，静舱包括载荷舱本体、有效载荷底座、
姿态敏感器、陀螺
传感器、平台
电子学传感器，载荷舱本体固定在静舱底部，静舱上固定有平台电子学传感器，载荷舱本体表面固定有两个陀螺传感器，姿态敏感器固定在载荷舱本体的右侧。
发明内容
[0005] 针对
现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种基于磁浮控制的高精高稳对地遥感微小卫星平台。
[0006] 根据本发明提供的一种基于磁浮控制的高精高稳对地遥感微小卫星平台，包括：结构模
块、姿控模块、供配电模块、磁浮控
制模块、遥感载荷模块和综合电子模块；
[0007] 结构模块主要由采用蜂窝
夹层板组成，包括卫星平台舱及载荷舱两部分；卫星平台舱及载荷舱不固连，可相互分离，分别进行姿态指向控制；综合电子模块、姿控模块、供配电模块安装在平台舱上，遥感载荷模块安装在载荷舱上，磁浮
控制模块安装在两舱之间。
[0008] 优选地，所述综合电子模块包括：星载计算机、测控
应答机、测控天线、数传通信机、数传天线、高频
电缆；
[0009] 所述星载计算机用于星上信息处理；
[0010] 所述测控应答机、测控天线、数传通信机、数传天线以及高频电缆用于星地之间信息交互。
[0011] 优选地，所述供配电模块包括：PCDU单元、
太阳能电池阵以及锂离子
蓄电池组；
[0012] 所述供配电模块为高精高稳对地遥感微小卫星平台供电。
[0013] 优选地，所述姿控模块包括：
磁强计、星敏感器、陀螺、反作用
飞轮以及磁力矩器；
[0014] 所述磁强计、星敏感器以及陀螺用于测量卫星平台姿态信息；
[0015] 所述反作用飞轮以及磁力矩器用于卫星平台姿态控制；
[0016] 所述姿控模块还包括姿态控制
软件模块，所述姿态控制
软件模块驱动反作用飞轮、磁力矩器实现平台舱的姿态捕获和稳定控制。
[0017] 优选地，所述磁浮控制模块由星载计算机通过磁浮控制软件模块完成载荷舱的定姿工作，驱动磁浮作动器实现载荷舱的高精度姿态控制。
[0018] 优选地，所述遥感载荷模块载荷结构由光学镜头、光电探测器、图像压缩处理机组成，实现在轨遥感与测绘工作。
[0019] 优选地，所述磁浮控制模块，包括星敏感器、光纤陀螺组合、磁浮作动器、磁浮
电流驱动板、位移传感器；
[0020] 磁浮控制模块在两舱解
锁状态下，以载荷舱扩展单元为核心，通过载荷舱微型星敏感器、光纤陀螺组合实现载荷舱姿态信息采集；
[0021] 通过星载姿态确定软件模块完成载荷舱的联合定姿工作；
[0022] 采用磁浮作动器为执行机构实现载荷舱的姿态控制；
[0023] 通过磁浮控制模块中相对
位置传感器的测量信息解算出相对位置与相对姿态信息，提供给平台舱，实现平台舱姿态或位置随动载荷舱的效果。
[0024] 优选地，其特征在于，所述星敏感器用于载荷舱姿态信息采集；
[0025] 所述光纤陀螺组用于载荷舱姿态信息采集与姿态确定；
[0026] 所述磁浮作动器为卫星载荷舱控制系统提供姿态控制力矩，并实现两舱相对位置控制。
[0027] 优选地，其特征在于，所述磁浮电流驱动板为磁浮作动器线圈提供精准可控的电流。
[0028] 优选地，其特征在于，所述位移传感器测量信息解算出相对位置与相对姿态信息，提供给平台舱，实现平台舱姿态或位置随动载荷舱的效果。
[0029] 与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
[0030] 1、本发明所提供的微小卫星平台，将卫星平台分为可分离的平台舱与载荷舱，两舱具有独立的控制回路；
[0031] 2、通过磁浮控制模块实现载荷舱的高精度、高稳定度控制，具有高可靠性且成本低的优点，可满足遥感、测绘及空间科学类载荷对平台的需求。
附图说明
[0032] 通过阅读参照以下附图对非限制性
实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0033] 图1为基于磁浮控制的高精高稳对地遥感微小卫星平台组成
框图；
[0034] 图2为基于磁浮控制的高精高稳对地遥感微小卫星平台结构示意图
具体实施方式
[0035] 下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
[0036] 根据本发明提供的一种基于磁浮控制的高精高稳对地遥感微小卫星平台，包括：结构模块、姿控模块、供配电模块、磁浮控制模块、遥感载荷模块和综合电子模块；
[0037] 结构模块主要由采用蜂窝夹层板组成，包括卫星平台舱及载荷舱两部分；卫星平台舱及载荷舱不固连，可相互分离，分别进行姿态指向控制；综合电子模块、姿控模块、供配电模块安装在平台舱上，遥感载荷模块安装在载荷舱上，磁浮控制模块安装在两舱之间。
[0038] 优选地，所述综合电子模块包括：星载计算机、测控应答机、测控天线、数传通信机、数传天线、高频电缆；
[0039] 所述星载计算机用于星上信息处理；
[0040] 所述测控应答机、测控天线、数传通信机、数传天线以及高频电缆用于星地之间信息交互。
[0041] 优选地，所述供配电模块包括：PCDU单元、
太阳能电池阵以及锂离子蓄
电池组；
[0042] 所述供配电模块为高精高稳对地遥感微小卫星平台供电。
[0043] 优选地，所述姿控模块包括：磁强计、星敏感器、陀螺、反作用飞轮以及磁力矩器；
[0044] 所述磁强计、星敏感器以及陀螺用于测量卫星平台姿态信息；
[0045] 所述反作用飞轮以及磁力矩器用于卫星平台姿态控制；
[0046] 所述姿控模块还包括姿态控制软件模块，所述姿态控制软件模块驱动反作用飞轮、磁力矩器实现平台舱的姿态捕获和稳定控制。
[0047] 优选地，所述磁浮控制模块由星载计算机通过磁浮控制软件模块完成载荷舱的定姿工作，驱动磁浮作动器实现载荷舱的高精度姿态控制。
[0048] 优选地，所述遥感载荷模块载荷结构由光学镜头、光电探测器、图像压缩处理机组成，实现在轨遥感与测绘工作。
[0049] 优选地，所述磁浮控制模块，包括星敏感器、光纤陀螺组合、磁浮作动器、磁浮电流驱动板、位移传感器；
[0050] 磁浮控制模块在两舱解锁状态下，以载荷舱扩展单元为核心，通过载荷舱微型星敏感器、光纤陀螺组合实现载荷舱姿态信息采集；
[0051] 通过星载姿态确定软件模块完成载荷舱的联合定姿工作；
[0052] 采用磁浮作动器为执行机构实现载荷舱的姿态控制；
[0053] 通过磁浮控制模块中相对
位置传感器的测量信息解算出相对位置与相对姿态信息，提供给平台舱，实现平台舱姿态或位置随动载荷舱的效果。
[0054] 优选地，其特征在于，所述星敏感器用于载荷舱姿态信息采集；
[0055] 所述光纤陀螺组用于载荷舱姿态信息采集与姿态确定；
[0056] 所述磁浮作动器为卫星载荷舱控制系统提供姿态控制力矩，并实现两舱相对位置控制。
[0057] 优选地，其特征在于，所述磁浮电流驱动板为磁浮作动器线圈提供精准可控的电流。
[0058] 优选地，其特征在于，所述位移传感器测量信息解算出相对位置与相对姿态信息，提供给平台舱，实现平台舱姿态或位置随动载荷舱的效果。
[0059] 下面通过优选例，对本发明进行更为具体地说明。
[0060] 优选例1：
[0061] 如图1所示，本发明由结构模块1、综合电子模块2、姿控模块3、供配电模块4、磁浮控制模块5、遥感载荷模块6组成。如图2所示，结构模块1包括载荷舱顶板1、4块侧板5、悬浮板18、平台舱顶板13、平台舱
底板7、平台舱隔板10。各板互相连接，组成了可分离的平台舱与载荷舱。
[0062] 综合电子部件6安设在平台舱内；供配电模块的PCDU单元9布设在平台舱、锂离子蓄电池11安装在平台舱内，太阳能电池阵12安装于卫星两侧。姿控模块各个单机安装于卫星平台舱各侧板内侧。磁浮控制模块包括星敏感器14，光纤陀螺组合2，磁浮作动器15，位移传感器16，以及可重复解锁装置17，以及一次性解锁装置3安装在载荷舱内以及载荷舱与平台舱顶板之间；遥感载荷4安装在载荷舱内。
[0063] 综合电子模块由星载计算机、测控应答机、测控天线、数传通信机、数传天线、高频电缆构成。综合电子系统在处理器板设置备份冗余。
[0064] 姿控模块由磁强计、模拟太阳
角计、星敏感器、陀螺、反作用飞轮和磁力矩器组成。由星载计算机通过姿态控制软件完成平台舱的定姿工作，驱动反作用飞轮、磁力矩器实现平台舱的姿态捕获和稳定控制。
[0065] 供配电模块由PCDU单元、太阳能电池阵和锂离子蓄电池组组成。
[0066] 磁浮控制模块由星敏感器、光纤陀螺组合、磁浮作动器、磁浮电流驱动板、位移传感器、位移传感器采集板组成。磁浮控制模块在两舱解锁状态下，以载荷舱扩展单元为核心，通过载荷舱微型星敏感器、光纤陀螺组合实现载荷舱姿态信息采集，通过星载姿态确定软件结合光纤陀螺信息完成载荷舱的联合定姿工作，采用磁浮作动器为执行机构实现载荷舱的姿态控制。模块中相对位置传感器的测量信息解算出相对位置与相对姿态信息，提供给平台舱，实现平台舱姿态/位置随动载荷舱的效果。
[0067] 遥感载荷模块相机结构采用光、机、电、热一体化结构设计，具有高清可见光对地拍照成像、高清可见光对地视频成像、高动态范围可见光监视视频成像模式，采用静止图像传输和动态视频压缩相结合的
图像处理方式，融合拍照和摄像功能，集交互控制、图像压缩、数据缓存、数据格式编排与传输于一体。
[0068] 优选例2：
[0069] 为解决上述技术问题，本发明提供的一种基于磁浮控制的高精高稳对地遥感微小卫星平台，包括：结构模块、综合电子模块、姿控模块、供配电模块、磁浮控制模块、遥感载荷模块。结构模块采用蜂窝夹层板组成，搭建了可分离的卫星平台舱及载荷舱两部分。综合电子模块、姿控模块、供配电模块安装在平台舱上，遥感载荷模块安装在载荷舱上，磁浮控制模块安装在两舱之间。
[0070] 优选地，所述综合电子模块由星载计算机、测控应答机、测控天线、数传通信机、数传天线、高频电缆构成。
[0071] 优选地，所述供配电模块由PCDU单元、太阳能电池阵和锂离子蓄电池组组成。
[0072] 优选地，所述姿控模块由磁强计、模拟太阳角计、星敏感器、陀螺、反作用飞轮和磁力矩器组成。由星载计算机通过姿态控制软件完成平台舱的定姿工作，驱动反作用飞轮、磁力矩器实现平台舱的姿态捕获和稳定控制。
[0073] 优选地，所述磁浮控制模块由星载计算机通过磁浮控制软件完成载荷舱的定姿工作，驱动磁浮作动器实现载荷舱的高精度姿态控制。
[0074] 优选地，所述遥感载荷模块载荷结构由光学镜头、光电探测器、图像压缩处理机、机械结构组成，实现在轨遥感与测绘工作。
[0075] 根据本发明提供的基于磁浮控制的高精高稳对地遥感微小卫星平台磁浮控制模块，包括星敏感器、光纤陀螺组合、磁浮作动器、磁浮电流驱动板、位移传感器。磁浮控制模块在两舱解锁状态下，以载荷舱扩展单元为核心，通过载荷舱微型星敏感器、光纤陀螺组合实现载荷舱姿态信息采集，通过星载姿态确定软件结合光纤陀螺信息完成载荷舱的联合定姿工作，采用磁浮作动器为执行机构实现载荷舱的姿态控制。模块中相对位置传感器的测量信息解算出相对位置与相对姿态信息，提供给平台舱，实现平台舱姿态/位置随动载荷舱的效果。
[0076] 优选地，所述星敏感器用于载荷舱姿态信息采集。
[0077] 优选地，所述光纤陀螺组用于载荷舱姿态信息采集与姿态确定。
[0078] 优选地，所述磁浮作动器为卫星载荷舱控制系统提供姿态控制力矩，并实现两舱相对位置控制。
[0079] 优选地，所述磁浮电流驱动板为磁浮作动器线圈提供精准可控的电流。
[0080] 优选地，所述位移传感器测量信息解算出相对位置与相对姿态信息，提供给平台舱，实现平台舱姿态/位置随动载荷舱的效果。
[0081] 优选地，所述位移传感器采集板用于采集6路位移传感器的测量信息，并为位移传感器供电。
[0082] 在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
[0083] 本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以
逻辑门、
开关、专用集成
电路、可编程逻辑
控制器以及嵌入式
微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种
硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。
[0084] 以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在
权利要求的范围内做出各种变化或
修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
