一种适用于惯性空间观测卫星的热环境保障设计方法技术

本发明专利技术涉及一种适用于惯性空间观测卫星的热环境保障设计方法：(1)、确定惯性空间观测卫星本体坐标系和固定对日面；(2)、设计姿态控制算法，使卫星观测时星体各面可能出现的最大太阳照射角与热控设计对星体的受照约束中所要求的卫星本体各面最大太阳照射角约束之间的差距最小；(3)、协同设计观测卫星星体固定对日面遮阳装置尺寸和科学观测约束条件，使得卫星执行满足观测约束条件的观测任务时，始终满足星体受照约束要求；(4)、判断步骤(3)所确定的观测约束是否在科学观测可接受范围内，是，则结束，否则，重新执行步骤(2)～(4)。本发明专利技术为卫星平台和有效载荷热控设计提供较好的太阳受照条件，降低了卫星热控系统设计难度。

A Design Method of Thermal Environment Guarantee for Inertial Space Observation Satellite

The invention relates to a design method of thermal environment support for inertial space observation satellites: (1) determining the body coordinate system of the inertial space observation satellite and fixing the sun surface; (2) designing attitude control algorithm so that the maximum solar irradiation angle of each surface of the satellite may occur during satellite observation and the maximum solar irradiation of each surface of the satellite body required by the thermal control design for the irradiation constraint of the satellite body. The difference between the angle constraints is the smallest; (3) Cooperative design of the fixed solar shading device size and scientific observation constraints for observing satellites makes the satellites always meet the requirements of the constraints of the stars when performing the observing tasks that satisfy the constraints of observation; (4) Judgment steps (3) Whether the constraints determined are within the acceptable range of scientific observation, is, it will end, otherwise, Re-execute steps (2) - (4). The invention provides better sunshine conditions for the thermal control design of satellite platform and payload, and reduces the design difficulty of the satellite thermal control system.

【技术实现步骤摘要】
一种适用于惯性空间观测卫星的热环境保障设计方法
本专利技术涉及卫星姿态模式和在轨热环境条件设计，适用于各种轨道、多种惯性定向姿态需求的卫星总体设计，尤其适合对遍布宇宙空间的惯性天体源进行长期观测、且科学载荷有低温控制要求的空间天文卫星的总体设计。
技术介绍
卫星热环境保障设计是指通过卫星总体方案设计(如轨道、工作模式等)为卫星热控系统提供良好的设计条件，多指在轨长期运行时卫星各面和星上有特殊温度要求的设备的太阳照射和地球红外及反照条件，尤其是太阳照射条件。一般应尽量保障卫星各面受照规律，避免由于照射条件突变导致的温度较大波动，如通过总体方案设计保证卫星有固定的对日面或对地面、非散热面受照规律、有固定背阳面或受照角度较小的面可作为散热面，以及有低温控制要求的有效载荷或蓄电池安装面等应避免太阳照射等。卫星总体的热环境保障条件设计主要包括：卫星轨道设计、卫星姿态控制模式设计、结构构型设计以及在轨姿态指向约束条件设计。通常几个方面高度耦合，而轨道设计和卫星姿态指向及其约束又与任务需求密切相关。对于有地面指向需求的任务，如对地遥感、通信、导航等，都有固定的对地面(假设星体+Z轴对地、飞行方向为+X轴)，且每轨太阳绕星体+Y轴照射卫星一圈。而不同的运行轨道(如太阳同步轨道、地球同步轨道以及倾斜轨道)，轨道特性不同，太阳入射角变化范围和变化规律不同，各面的照射条件也不同。其中太阳同步轨道太阳入射角变化通常不超过10°，地球同步轨道太阳入射角基本固定，卫星一般采用对地定向三轴稳定姿态，通常有一个面始终不会受照。而倾斜轨道太阳入射角变化范围很大，采用对地定向动态偏航跟踪的卫星(如导航IGSO、MEO任务)受照条件与太阳同步轨道卫星基本一致；而采用对地定向三轴稳定姿态的卫星，由于在轨姿态固定，太阳受照条件可以在设计阶段预知，而对温度要求较高任务通常通过复杂的等温化设计来实现温度控制。对于对日指向需要的任务，如某些太阳观测或空间环境监视任务，卫星对日面固定，其他各面均不受照，虽然卫星对地姿态与运行轨道有关，但可通过太阳运动和轨道运动预知，且地球红外和地球反照相对于太阳直射而言对温度的影响要小。对于无长期严格指向需求的任务，如飞船、深空探测等任务，通常在不同的任务期间采用对日定向、对地定向、对地偏航或者对月定向等不同的运行姿态。虽然热环境设计条件较单一姿态复杂，但变化仍在有限范围内，且在设计阶段很容易预知，此类任务对不同阶段转换期间的温度稳定性也没有很高的要求。上述各种情况对卫星总体热环境保障设计的要求不高。而对于以下情况，则必须要从卫星总体设计上进行整星热环境条件的统筹设计，以降低热控系统设计难度。1)指向目标遍布宇宙空间的任意惯性指向卫星。现今，卫星功能朝多样化的方向发展，出现了很多非固定姿态卫星。如对遍布全天球的宇宙天体进行长时间科学观测的各波段空间天文台(如硬X射线调制望远镜卫星)等。对于此类卫星，由于观测目标不断变化，且任意分布，因此卫星在轨姿态变化频繁，太阳、地球相对卫星的方位可能是任何情况，在轨状态复杂且难以在设计阶段完全预知。2)同时具有多种不同惯性姿态指向控制模式的卫星。为实现卫星功能最大化，在同一颗卫星上实现多种不同的观测或工作需求也是卫星发展的一个方向。不同的观测或功能需求对卫星的姿态指向控制会出现不同的要求，如某些时候为固定指向、某些时候为慢速旋转指向等，旋转轴也可能根据需要发生变化。同一颗卫星在不同的姿态指向控制模式下，太阳、地球与星体的相对关系的变化规律会有较大差异。3)在轨长期开机观测的多惯性指向卫星。科学观测卫星通常在轨长期开机工作，转入新的观测指向后要立刻进入正常观测状态，因此目标转换期间也要确保卫星和有效载荷(尤其有低温控制要求的载荷)在正常的工作温度之内，温度不能出现较大波动，因此对姿态机动过程中的姿态变化有约束。。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：克服现有技术的不足，针对开展长期观测的任意惯性指向卫星或同时具有多种不同惯性姿态指向控制需求卫星的复杂外热流条件，提出一种适用于任意轨道惯性空间观测卫星的热环境保障设计方法，为卫星平台热控设计和有效载荷(尤其是有低温控制要求的载荷)热控设计提供较好的太阳受照条件，降低卫星热控系统设计难度。本专利技术的技术解决方案是：一种适用于惯性空间观测卫星的热环境保障设计方法，该方法包括下列步骤：(1)、基于卫星基本构型和热控设计对星体的受照约束，确定惯性空间观测卫星本体坐标系和固定对日面；所述热控设计对星体的受照约束包括卫星本体各面最大太阳照射角；(2)、设计姿态控制算法，在保证观测所需的观测指向和观测覆盖的前提下，使卫星观测时星体各面可能出现的最大太阳照射角与热控设计对星体的受照约束中所要求的卫星本体各面最大太阳照射角约束之间的差距最小；(3)、协同设计观测卫星星体固定对日面遮阳装置尺寸和科学观测约束条件，使得卫星执行满足观测约束条件的观测任务时，始终满足星体受照约束要求；(4)、判断步骤(3)所确定的观测约束是否在科学观测可接受范围内，是，则结束，否则，重新执行步骤(2)～(4)。当卫星为单太阳翼或者双太阳翼时，卫星本体坐标系的+X轴方向定义为观测载荷的指向，±Y轴方向定义为太阳翼安装轴、Z轴方向由右手定则确定；固定对日面在±Z面中选取。所述惯性空间观测卫星至少具备姿态机动模式和下述三种工作模式之一：针对特定惯性目标点长期观测的定点观测模式、针对区域目标覆盖的小天区观测模式，以及针对全天球覆盖观测的巡天观测模式，姿态机动模式为将卫星从对当前观测目标的观测切换到对下一个观测目标观测的工作模式。当卫星工作在定点观测模式下时，所述姿态控制算法为惯性定向三轴稳定姿态控制算法，卫星本体坐标系三轴姿态为：为给定惯性目标点在地心惯性系下的单位矢量；为太阳矢量在地心惯性系下的单位矢量；当卫星工作在小天区观测模式下时，所述的姿态控制算法为惯性定向小角度旋转姿态控制算法，具体实现为：(s1)、利用待观测惯性空间区域中心点与太阳相对位置关系确定卫星扫描基准坐标系；(s2)、将待观测惯性空间区域的外切矩形天区作为卫星实际指向覆盖区域，所述外切矩形天区相互垂直的两条边分别与卫星扫描基准坐标系的Y轴和Z轴平行；(s3)、调整卫星姿态至基准姿态，在该基准姿态下，卫星本体坐标系的X轴与卫星扫描基准坐标系X轴在一条直线上，且方向一致，Y轴与卫星扫描基准坐标系Y轴平行且方向一致，Z轴与卫星扫描基准坐标系Z轴平行且方向一致；(s4)、通过整星绕卫星本体坐标系Y轴或Z轴的旋转，调整载荷观测主轴指向，对卫星实际指向扫描覆盖区域往复连续扫描，实现观测区域全覆盖。当卫星工作在巡天观测模式下时，所述的姿态控制算法为对日定向慢旋姿态控制，卫星本体坐标系三轴姿态为：为太阳矢量在惯性系下单位矢量；为地心矢量在惯性下的单位矢量；当观测卫星工作在姿态机动模式时，相应的卫星姿态控制算法如下：S1、调整观测卫星的星体姿态，使得固定对日面法线对日定向；S2、调整观测卫星的姿态，使之绕固定对日面法线旋转，直到下一个观测点落入星体坐标系XOZ面内；S3、在S2的最终状态基础上，绕星体+Y轴转动，令星体+X轴指向观测目标，太阳矢量与星体固定对日面法线的夹角呈锐角。所述遮阳装置设置于固定对日面。所述观测约束包括单本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种适用于惯性空间观测卫星的热环境保障设计方法，其特征在于包括下列步骤：(1)、基于卫星基本构型和热控设计对星体的受照约束，确定惯性空间观测卫星本体坐标系和固定对日面；所述热控设计对星体的受照约束包括卫星本体各面最大太阳照射角；(2)、设计姿态控制算法，在保证观测所需的观测指向和观测覆盖的前提下，使卫星观测时星体各面可能出现的最大太阳照射角与热控设计对星体的受照约束中所要求的卫星本体各面最大太阳照射角约束之间的差距最小；(3)、协同设计观测卫星星体固定对日面遮阳装置尺寸和科学观测约束条件，使得卫星执行满足观测约束条件的观测任务时，始终满足星体受照约束要求；(4)、判断步骤(3)所确定的观测约束是否在科学观测可接受范围内，是，则结束，否则，重新执行步骤(2)～(4)。

【技术特征摘要】
1.一种适用于惯性空间观测卫星的热环境保障设计方法，其特征在于包括下列步骤：(1)、基于卫星基本构型和热控设计对星体的受照约束，确定惯性空间观测卫星本体坐标系和固定对日面；所述热控设计对星体的受照约束包括卫星本体各面最大太阳照射角；(2)、设计姿态控制算法，在保证观测所需的观测指向和观测覆盖的前提下，使卫星观测时星体各面可能出现的最大太阳照射角与热控设计对星体的受照约束中所要求的卫星本体各面最大太阳照射角约束之间的差距最小；(3)、协同设计观测卫星星体固定对日面遮阳装置尺寸和科学观测约束条件，使得卫星执行满足观测约束条件的观测任务时，始终满足星体受照约束要求；(4)、判断步骤(3)所确定的观测约束是否在科学观测可接受范围内，是，则结束，否则，重新执行步骤(2)～(4)。2.根据权利要求1所述的一种适用于惯性空间观测卫星的热环境保障设计方法，其特征在于当卫星为单太阳翼或者双太阳翼时，卫星本体坐标系的+X轴方向定义为观测载荷的指向，±Y轴方向定义为太阳翼安装轴、Z轴方向由右手定则确定；固定对日面在±Z面中选取。3.根据权利要求2所述的一种适用于惯性空间观测卫星的热环境保障设计方法，其特征在于所述惯性空间观测卫星至少具备姿态机动模式和下述三种工作模式之一：针对特定惯性目标点长期观测的定点观测模式、针对区域目标覆盖的小天区观测模式，以及针对全天球覆盖观测的巡天观测模式，姿态机动模式为将卫星从对当前观测目标的观测切换到对下一个观测目标观测的工作模式。4.根据权利要求3所述的一种适用于惯性空间观测卫星的热环境保障设计方法，其特征在于当卫星工作在定点观测模式下时，所述姿态控制算法为惯性定向三轴稳定姿态控制算法，卫星本体坐标系三轴姿态为：为给定惯性目标点在地心惯性系下的单位矢量；为太阳矢量在地心惯性系下的单位矢量；5.根据权利要求3所述的一种适用于惯性空间观测卫星的能源保障设计方法，其特征在于当卫星工作在小天区观测模式下时，所述的姿态控制算法为惯性定向小角度旋转姿态控制算法，具体实现为：(s1)、利用待观测惯性空间区域中心点与太阳相对位置关系确定卫星扫描基准坐标系；(s2)、将待观测惯性空间区域的外切矩形天区作为卫星实际指向覆盖区域，所述外切矩形天区相互垂直的两条边分别与卫星扫描基准坐标系的Y轴和Z轴平行；(s3)、调整卫星姿态...

【专利技术属性】
技术研发人员：顾荃莹，潘腾，倪润立，张龙，王颖，柯旗，宋江波，
申请(专利权)人：北京空间飞行器总体设计部，
类型：发明
国别省市：北京,11