太阳静止轨道的多用途恒星系星座系统技术方案

本发明专利技术提供一种太阳静止轨道的多用途恒星系星座系统，多用途恒星系星座系统包括：多个卫星，所述卫星布置在黄道平面内，并以太阳为圆心，等半径均匀部署；每个卫星包括：能量传输模块，利用太阳能进行发电，并通过高能激光向探测器传输能量；中继模块，完成探测器与地球之间的通信；导航模块，基于所述卫星本身的位置信息在激光光束中增加调制信号，本发明专利技术实现了在恒星或卫星探测探测过程中，进行高能量密度充能，同时实现探测器与地球之间的通信中继，并通过调制信号使得探测器可以通过解调来确定精确的位置，使得探测器能够快速、精准完成飞行过程，实现任务目标。

【技术实现步骤摘要】
太阳静止轨道的多用途恒星系星座系统
本专利技术涉及卫星导航
，更具体的，涉及一种太阳静止轨道的多用途恒星系星座系统及探测器的状态确定方法。
技术介绍
当前近地行星探测的探测器飞行任务方案采用引力轨道转移的方式，即利用运载火箭将行星探测器直接发射至地球轨道，在地球引力场内进行变轨，变至地球双曲线逃逸轨道，随后进入受太阳引力场主要影响的地火巡航轨迹向火星无动力飞行，飞行过程中利用自身携带推进系统的姿轨控发动机进行轨道修正。在接近火星引力影响范围时，进行减速、变轨，进入火星引力场影响的火星轨道。在探测器由地球轨道向目标行星飞行的过程中，探测器电气系统等所使用电能，由探测器本身太阳电池发电提供。由于随着探测器与太阳距离增大，光照强度降低，太阳电池发电功率降低，影响探测器高效率工作。此外，探测器在飞行过程中，依靠星载设备与地面进行通信，需要星载设备与地面站都有较大的功率，且需要探测器测控系统与地面站的天线尺寸增加。探测器的功耗增加，天线尺寸变大，不便于探测器与地面保持有效、可靠的通信，也导致了探测器的包络尺寸太大。同时，探测器在转移轨道运行，其速度、位置等信息，主要依靠星敏感器对星测量并对比星图得出，手段单一。
技术实现思路
为了解决上述不足的至少一个，本专利技术一个方面实施例提供一种太阳静止轨道的多用途恒星系星座系统，包括：多个卫星，所述卫星布置在黄道平面内，并以太阳为圆心，等半径均匀部署；每个卫星包括：能量传输模块，利用太阳能进行发电，并通过高能激光向探测器传输能量；中继模块，完成探测器与地球之间的通信；导航模块，基于所述卫星本身的位置信息在激光光束中增加调制信号。在优选的实施例中，所述卫星的数量为8-36个，相邻两颗卫星与太阳连线之间夹角为10-45°。在优选的实施例中，所述能量传输模块包括：太阳能电池阵、激光器以及反射镜；所述太阳能电池阵用于利用太阳能发电；所述激光器用于将电能转化为激光；所述反射镜用于追踪所述探测器的运动。在优选的实施例中，所述导航模块包括：惯性测量系统、星敏感器以及储能飞轮。在优选的实施例中，所述中继模块包括：测控天线和应答机。在优选的实施例中，还包括：动力模块，用于对所述卫星进行姿态和轨道调节。在优选的实施例中，所述激光器为半导体激光器。在优选的实施例中，所述太阳能电池阵为薄膜型太阳能电池阵。在优选的实施例中，所述调制信号为通过开断激光形成的高低逻辑信号。本专利技术另一方面实施例提供一种探测器的状态确定方法，所述探测器的状态包括速度和位置，所述状态确定方法包括：通过多个卫星向待确定位置的探测器发送激光光束；其中，在发送所述激光光束的过程中，通过开断激光形成高低逻辑信号；所述探测器接收到所述多个卫星发送的激光光束，对对应的高低逻辑信号进行解算得到探测器的速度和位置。本专利技术的有益效果如下：本专利技术提供一种太阳静止轨道的多用途恒星系星座系统及探测器的状态确定方法，实现了在恒星或卫星探测探测过程中，进行高能量密度充能，同时实现探测器与地球之间的通信中继，并通过调制信号使得探测器可以通过解调来确定精确的位置，使得探测器能够快速、精准完成飞行过程，实现任务目标。附图说明为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1为本专利技术星座卫星部署示意图；图2为本专利技术星座卫星发电机能量传输示意图；图3为本专利技术星座卫星中继功能示意图；图4为本专利技术星座卫星组成简图；图5为本专利技术星座卫星倒北斗位置修正示意图。具体实施方式下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。本专利技术提供一种太阳静止轨道的多用途恒星系星座系统，如图1、图2以及图4所示，包括：多个卫星，所述卫星布置在黄道平面内，并以太阳为圆心，等半径均匀部署；每个卫星包括：能量传输模块，利用太阳能进行发电，并通过高能激光向探测器传输能量；中继模块，完成探测器与地球之间的通信；导航模块，基于所述卫星本身的位置信息在激光光束中增加调制信号。在优选实施例中，所述卫星的数量为8-36个，相邻两颗卫星与太阳连线之间夹角为10-45°。在优选实施例中，所述能量传输模块包括：太阳能电池阵3、激光器以及反射镜6；所述太阳能电池阵用于利用太阳能发电；所述激光器用于将电能转化为激光；所述反射镜用于追踪所述探测器的运动。在优选实施例中，所述导航模块包括：惯性测量系统、星敏感器2以及储能飞轮。在优选实施例中，所述中继模块包括：测控天线4和应答机。在优选实施例中，还包括：动力模块1，用于对所述卫星进行姿态和轨道调节。在优选实施例中，所述激光器为半导体激光器。在优选实施例中，所述太阳能电池阵为薄膜型太阳能电池阵。在优选实施例中，所述调制信号为通过开断激光形成的高低逻辑信号。下面结合具体场景进行说明：在具体实施时，可以在黄道平面内、与太阳距离为1.2A.U.～1.35A.U.区间内(最佳距离为1.25A.U.)，建设太阳静止轨道的恒星系星座系统，其中1A.U.(天文单位)指地球与太阳之间的平均距离，按照国际天文学联合会公布数据，1A.U.(天文单位)＝149,597,870km(千米)。卫星在黄道平面内以太阳为圆心，等半径均匀部署，卫星部署数量在8颗～36颗之间，即相邻两颗卫星与太阳连线之间夹角为45°～10°；最佳部署数量为24颗，即相邻两颗卫星与太阳连线之间夹角为15°。所部署卫星在日心惯性坐标系内，位置保持不变，即在太阳系内卫星对太阳的相对位置保持恒定。星座部署示意图见图1。此外，本专利技术中，能力传输模块具有能量传输功能：由激光器、反射镜等组成，用于通过无线方式实现向探测器的能量传输。此外，在卫星上安装追踪角反射镜，用于追踪探测器的运动，在星座轨道处，卫星通过大面积薄膜型太阳能电池阵，利用太阳能转换为电能进行发电。并利用高能激光进行能量传输，详见图2。中继模块具有中继功能：由测控天线、应答机等设备构成，除完成卫星自身对地测控外，卫星之间形成星链，完成探测器与地面之间中继功能。若不通过卫星进行中继，则探测器在到达火星时，与地球之间的最远距离为2.5A.U.，即约3.73亿千米，需要探测器上测控天线的口径最小为1m，且使用X频段射频，对探测器上设备要求较高。轨道内卫星组成中继星座，当探测器与地球距离较远时，探测器通过星座之间的星间链路作本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种太阳静止轨道的多用途恒星系星座系统，其特征在于，包括：/n多个卫星，所述卫星布置在黄道平面内，并以太阳为圆心，等半径均匀部署；/n每个卫星包括：/n能量传输模块，利用太阳能进行发电，并通过高能激光向探测器传输能量；/n中继模块，完成探测器与地球之间的通信；/n导航模块，基于所述卫星本身的位置信息在激光光束中增加调制信号。/n

【技术特征摘要】
1.一种太阳静止轨道的多用途恒星系星座系统，其特征在于，包括：
多个卫星，所述卫星布置在黄道平面内，并以太阳为圆心，等半径均匀部署；
每个卫星包括：
能量传输模块，利用太阳能进行发电，并通过高能激光向探测器传输能量；
中继模块，完成探测器与地球之间的通信；
导航模块，基于所述卫星本身的位置信息在激光光束中增加调制信号。


2.根据权利要求1所述的多用途恒星系星座系统，其特征在于，所述卫星的数量为8-36个，相邻两颗卫星与太阳连线之间夹角为10-45°。


3.根据权利要求1所述的多用途恒星系星座系统，其特征在于，所述能量传输模块包括：太阳能电池阵、激光器以及反射镜；
所述太阳能电池阵用于利用太阳能发电；
所述激光器用于将电能转化为激光；
所述反射镜用于追踪所述探测器的运动。


4.根据权利要求1所述的多用途恒星系星座系统，其特征在于，所述导航模块包括：惯性测量系统、星敏感器以及储能飞轮。


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【专利技术属性】
技术研发人员：张创，高奇，吴闯，刘莉，袁满，
申请(专利权)人：航天科工空间工程发展有限公司，
类型：发明
国别省市：湖北;42