一种太空望远镜及其背架展开方法与流程

1.本发明涉及航天领域，具体涉及一种基于细胞星主动拉伸的太空望远镜背架展开方法。

背景技术：

2.大型太空望远镜的构建方式目前主要有：构架式、充气式、固面式，由于充气式望远镜的反射面精度较低。固面式望远镜的整体重量较重。构架式具有展开口径大、收纳比高、质量轻、高刚度等特点，逐渐成为大型望远镜的主要构建方式；构架式采用桁架在发射阶段收拢，在轨展开的方式，可以有效展开成大型太空望远镜。桁架顺利展开是望远镜发挥作用的基础，传统桁架展开基于桁架根部的传动机构进行。
3.现有的依靠根部驱动机构展开方式的机架式太空望远镜存在以下问题：采用整个桁架在机动过程中存在传力路径较长，传动关节较多，导致整个结构受力不均，振动现象严重；由于大型桁架的展开过程与卫星本体会有较强的耦合，整个展开过程呈现高度非线性，驱动机构的运动方式，桁架结构的展开方式以及展开轨迹均会对望远镜的精度和主星本体的姿态控制产生较大的影响。在轨展开时各驱动机构施加力不均匀和同步性存在问题时，主星会发生偏移、旋转，严重的会导致整个卫星快速翻滚，导致望远镜展开失败和卫星损毁，因此必须在保证主星自身稳定的基础上实现望远镜的平稳展开。同时在望远镜实现机动过程中也存在结构复杂，传力不同步，快速机动较困难等问题，因此很有必要研究一种平稳、高同步性、快速机动的桁架展开方式。

技术实现要素：

4.为了克服上述技术缺陷，本发明的第一个目的在于提供一种太空望远镜，其包括一主卫星、若干细胞星和若干抛物型可展桁架，每一抛物型可展桁架的一端连接于主卫星，每一抛物型可展桁架的另一端连接于一细胞星，抛物型可展桁架能够伸缩且最大展开长度值相等，若干抛物型可展桁架以主卫星为中心呈辐射状向外延伸为抛物型背架结构，若干细胞星处于同一平面且呈环形排列，若干细胞星能够同时主动牵引若干抛物型可展桁架，从而使若干抛物型可展桁架同时展开。
5.进一步地，太空望远镜进一步包括若干周向直线型可展桁架，相邻的两个细胞星之间通过一周向直线型可展桁架相互连接，周向直线型可展桁架能够伸缩且最大展开长度值相等。
6.进一步地，细胞星包括若干模块化单元，每一模块化单元的每一表面均具有一标准接口，标准接口包括若干正磁极和若干负磁极，模块化单元之间采用电磁对接方式进行可拆卸连接。
7.进一步地，不同模块化单元的内部能够配置不同功能的载荷。
8.进一步地，根据模块化单元的内部载荷的不同功能，模块化单元被划分为综合电子单元、能源单元、推进单元和姿控单元；其中，综合电子单元用于控制细胞星的信息处理
与交互；能源单元用于控制细胞星的能源供给；推进单元用于提供牵引力；姿控单元用于控制和调节细胞星的姿态。
9.进一步地，每一细胞星包括10个三棱柱结构的模块化单元，模块化单元的五个表面分别配备标准接口，标准接口进一步包括数据接口、通信接口和电接口。
10.进一步地，抛物型可展桁架和周向直线型可展桁架均采用sarrus连杆机构。
11.本技术的第二个方面提供一种上述太空望远镜的背架展开方法，所述背架由抛物型可展桁架和周向直线型可展桁架组成，在发射阶段时，太空望远镜的背架处于收拢状态，当到达预定轨道后，细胞星的推进模块向远离主卫星的方向拉动背架，从而使背架展开为抛物面型。
12.进一步地，太空望远镜的背架展开方法进一步包括：利用姿控单元带动背架进行微调姿，从而实现望远镜反射面面形精度的调节，当太空望远镜需要转动角度时，细胞星推进系统与主星推进系统共同作用，实现望远镜的快速机动。
13.采用了上述技术方案后，与现有技术相比，具有以下有益效果：
14.本技术的基于细胞星主动拉伸的太空望远镜及其背架展开方案具有以下有益效果：
15.(1)现有常规桁架展开依靠根部驱动机构展开，重量较大。本技术采用细胞星带动主动拉开的方式可以有效减重，实现航天器的轻量化设计；
16.(2)采用细胞星拉伸桁架展开的方式无驱动机构，系统安全性与可靠性高，桁架展开速度可控，可以在展开过程中有效保证卫星本体姿态的稳定。
17.(3)本发明中，细胞星可利用自身推进单元为可展桁架提供拉力，实现可展桁架的径向展开，同时细胞星采用标准化模块组装设计，将不同的细胞单元根据任务要求，利用标准接口快速组合形成所需的卫星形态，采用此方式，可以有效的应对部分模块损坏问题，可实现细胞星的长期在轨维护和升级能力；
18.(4)现有常规桁架展开为悬臂梁形式，当桁架长度较长时，结构变形较大。本技术采用细胞星拉开的方式，细胞星可带动桁架进行微调姿，且桁架两端均匀受力，结构变形较小，能够有效的提高背架刚度，进一步提高望远镜反射面精度。
19.(5)现有常规大口径望远镜由于结构复杂，系统惯量大，存在机动性能不佳的问题。本发明的望远镜依靠细胞星可实现多星协同推进，完成望远镜快速机动，具有高效率、高可靠的优势。
附图说明
20.图1为本技术的太空望远镜的背架结构处于收拢状态下的示意图；
21.图2为模块化单元组装为细胞星的示意图；
22.图3为标准接口的结构示意图；
23.图4中的a和b为细胞星中的不同模块化单元的组成示意图；
24.图5为细胞星拉伸桁架的原理示意图；
25.图6为可展桁架结构示意图；
26.图7为本技术的太空望远镜的背架结构处于展开状态下的示意图。
具体实施方式
27.以下结合附图与具体实施例进一步阐述本发明的优点。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。在本文中使用的术语“包括”及其变形表示开放性包括，即“包括但不限于”。在本发明的描述中，除非另有规定和限定，需要说明的是，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是机械连接或电连接，也可以是两个元件内部的连通，可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语的具体含义。
28.如图1所示，本实施例的太空望远镜包括1个主卫星10、6个细胞星20、12个可展桁架30(共包含6个抛物型可展桁架31和6个周向直线型可展桁架32)和一对帆板40。
29.每一抛物型可展桁架31的一端连接于主卫星10，每一抛物型可展桁架31的另一端连接于一细胞星20，抛物型可展桁架31能够伸缩且最大展开长度值相等，若干抛物型可展桁架31以主卫星10为中心呈辐射状向外延伸为抛物型背架结构。为了减小抛物型背架的振动，有效提高背架刚度，细胞星20之间也采用可展桁架30连接，随径向桁架展开，周向桁架也随之拉开。相邻的两个细胞星20之间通过一周向直线型可展桁架32相互连接，周向直线型可展桁架32能够伸缩且最大展开长度值相等。
30.6个细胞星20处于同一平面且呈环形排列。如图2所示，每一个细胞星20包括10个三棱柱结构的模块化单元21，三棱柱的尺寸为30cmx30cmx30cm。模块化单元21的五个表面分别配备热接触面210和设于热接触面210上的标准接口211，承担机械连接、通信连接、电源供给等功能，如图3所示，每一个标准接口211包括数据接口2111、通信接口2112、电接口2113和电磁对接接口。电磁对接接口包括2个相对间隔设置的正磁极21141和2个相对间隔设置的负磁极21142。模块化单元21之间通过电磁对接接口以电磁对接方式进行可拆卸连接。当需要对接时，两个模块化单元21的正负磁极相吸，实现电磁对接；当需要更换模块时，切换电路到负负磁极21142相斥的状态，实现模块化单元21弹出。各模块化单元21能够根据任务要求快速组合形成所需的卫星形态，采用此方式，可以有效的应对部分模块损坏问题，可实现细胞星20的长期在轨维护和升级能力，当细胞星20上某一个模块发生故障损坏时，能够实现快速替换。如图4所示，不同模块化单元21的内部能够配置不同功能的载荷。根据模块化单元21的内部载荷的不同功能，模块化单元21被划分为综合电子单元212、能源单元213、推进单元214和姿控单元215。其中，综合电子单元212为整个细胞星20的大脑，用于控制细胞星20的信息处理与交互。能源单元213用于细胞星20的能源供给，具体地，能源单元213为综合电子单元212、推进单元214和姿控单元215提供能量。示例地，在能源单元213外侧，可通过贴装太阳能电池片实现自身能源收集与储存。如图5-6所示，抛物型可展桁架3130和周向直线型可展桁架3230均采用sarrus连杆机构。桁架单元主要由定三角架33、动三角架34、折叠杆35、锁紧铰链36等组成。收拢状态下，杆件完全收拢在三角架内部，整体收纳比高；伸展臂折叠杆35、三角架等杆件都选用碳纤维材料制成，能够在满足强度刚度的基础上有效实现减重。细胞星20的推进单元214用于提供牵引力，推进单元214内部携带燃料，例如采用反向推进器为细胞星20提供推力，6个细胞星20能够通过推进单元214同时主动牵引6个抛物型可展桁架31，从而使6个抛物型可展桁架31同时展开，展开后的太空望远镜如图7所示。姿控单元215用于控制和调节细胞星20的姿态，以满足不同需求的卫星整星姿态
需求。
31.上述太空望远镜的工作原理为：
32.所述背架由抛物型可展桁架31和周向直线型可展桁架32组成，在发射阶段时，太空望远镜的背架处于收拢状态，望远镜收拢在火箭包络径向，当到达预定轨道后，细胞星20的推进模块向远离主卫星10的方向拉动背架，从而使背架展开为抛物面型。细胞星20在拉开桁架后，利用姿控单元215带动背架进行微调姿，从而实现望远镜反射面面形精度的调节。在望远镜使用过程中，细胞星20的综合电子单元212协助主星共同处理从望远镜馈源传输而来的数据，并将处理好的数据传输到地面接收站，当望远镜需要转动角度时，细胞星20推进系统与主星推进系统共同作用，实现望远镜的快速机动。
33.应当注意的是，本发明的实施例有较佳的实施性，且并非对本发明作任何形式的限制，任何熟悉该领域的技术人员可能利用上述揭示的技术内容变更或修饰为等同的有效实施例，但凡未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改或等同变化及修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。

技术特征：

1.一种太空望远镜，其特征在于，包括一主卫星、若干细胞星和若干抛物型可展桁架，每一抛物型可展桁架的一端连接于主卫星，每一抛物型可展桁架的另一端连接于一细胞星，抛物型可展桁架能够伸缩且最大展开长度值相等，若干抛物型可展桁架以主卫星为中心呈辐射状向外延伸为抛物型背架结构，若干细胞星处于同一平面且呈环形排列，若干细胞星能够同时主动牵引若干抛物型可展桁架，从而使若干抛物型可展桁架同时展开。2.如权利要求1所述的太空望远镜，其特征在于，进一步包括若干周向直线型可展桁架，相邻的两个细胞星之间通过一周向直线型可展桁架相互连接，周向直线型可展桁架能够伸缩且最大展开长度值相等。3.如权利要求1所述的太空望远镜，其特征在于，细胞星包括若干模块化单元，每一模块化单元的每一表面均具有一标准接口，标准接口包括若干正磁极和若干负磁极，模块化单元之间采用电磁对接方式进行可拆卸连接。4.如权利要求3所述的太空望远镜，其特征在于，不同模块化单元的内部能够配置不同功能的载荷。5.如权利要求4所述的太空望远镜，其特征在于，根据模块化单元的内部载荷的不同功能，模块化单元被划分为综合电子单元、能源单元、推进单元和姿控单元；其中，综合电子单元用于控制细胞星的信息处理与交互；能源单元用于控制细胞星的能源供给；推进单元用于提供牵引力；姿控单元用于控制和调节细胞星的姿态。6.如权利要求3-5任一项所述的太空望远镜，其特征在于，每一细胞星包括10个三棱柱结构的模块化单元，模块化单元的五个表面分别配备标准接口，标准接口进一步包括数据接口、通信接口和电接口。7.如权利要求1或2所述的太空望远镜，其特征在于，抛物型可展桁架和周向直线型可展桁架均采用sarrus连杆机构。8.一种如权利要求1-7任一项所述的太空望远镜的背架展开方法，其特征在于，所述背架由抛物型可展桁架和周向直线型可展桁架组成，在发射阶段时，太空望远镜的背架处于收拢状态，当到达预定轨道后，细胞星的推进模块向远离主卫星的方向拉动背架，从而使背架展开为抛物面型。9.如权利要求8所述的太空望远镜的背架展开方法，其特征在于，进一步包括：利用姿控单元带动背架进行微调姿，从而实现望远镜反射面面形精度的调节，当太空望远镜需要转动角度时，细胞星推进系统与主星推进系统共同作用，实现望远镜的快速机动。

技术总结

本发明提供了一种太空望远镜及其背架展开方法。太空望远镜包括一主卫星、若干细胞星和若干抛物型可展桁架，每一抛物型可展桁架的一端连接于主卫星，每一抛物型可展桁架的另一端连接于一细胞星，抛物型可展桁架能够伸缩且最大展开长度值相等，若干抛物型可展桁架以主卫星为中心呈辐射状向外延伸为抛物型背架结构，若干细胞星处于同一平面且呈环形排列，若干细胞星能够同时主动牵引若干抛物型可展桁架，从而使若干抛物型可展桁架同时展开。本申请可以有效减重，桁架结构变形较小，提高望远镜反射面精度，有效保证卫星本体姿态的稳定，细胞星由若干模块化单元通过标准接口可拆卸组装而成，便于模块化单元的升级更换。便于模块化单元的升级更换。便于模块化单元的升级更换。