火星环绕器地火转移过程太阳翼自主偏置控制方法及系统技术方案

本发明专利技术提供了一种火星环绕器地火转移过程太阳翼自主偏置控制方法及系统，采用根据实际使用功率计算太阳电池阵偏置角度的方式，太阳阵输出功率与使用功率的匹配；根据轨道初值递推计算火星环绕器飞行实时位置，经坐标系转化，得出日心J2000坐标系下火星环绕器的实时位置；根据环绕器相对太阳位置计算环绕器和太阳的距离，以地球光照强度为基础计算太阳阵实际输出功率；根据环绕器母线电流实时遥测及母线电压，计算环绕器瞬时功率；根据环绕器对日姿态参数及太阳电池阵的驱动定义，计算需要驱动偏置的角度。本发明专利技术实现太阳阵输出功率与实际使用功率的自动匹配，解决了火星探测任务初期对日姿态下太阳电池阵输出功率过多引起供电单机过热问题。电单机过热问题。电单机过热问题。

【技术实现步骤摘要】
火星环绕器地火转移过程太阳翼自主偏置控制方法及系统


[0001]本专利技术涉及航天器总体设计的
，具体地，涉及火星环绕器地火转移过程太阳翼自主偏置控制方法及系统。

技术介绍

[0002]对火星探测任务来说，从地球至火星的行星际转移飞行过程中，火星环绕器离太阳的距离会逐渐增大，直接的太阳光照强度与环绕器和太阳距离(简称器日距离)的平方成反比。在地火转移过程中，太阳光照强度随着器日距离的增加而不断减小，从1366W/m2递减至591W/m2。太阳光照强度在地火转移段递减影响太阳电池阵的功率输出，初期高、末期低，此外，距离太阳远太阳电池阵温度进一步降低，辐射引起太阳电池片性能退化，都将影响太阳电池阵发电能力。
[0003]在公开号为CN1080392的专利文献中公开了一种板型散热片热交换器，板型散热片的后缘与其最近排的管孔之间的距离要明显地大于前缘和其管孔之间的距离，由此减少转移到空气流动气流中的冷凝水。
[0004]在公开号为CN1174982的专利文献中公开了一种用于控制低轨道地球通讯卫星的方法和装置，该卫星由于需存储太阳能本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种火星环绕器地火转移过程太阳翼自主偏置控制方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：步骤S1：采用根据实际使用功率计算太阳电池阵偏置角度的方式，太阳阵输出功率与使用功率的匹配；步骤S2：根据轨道初值递推计算火星环绕器飞行实时位置，经坐标系转化，得出日心J2000坐标系下火星环绕器的实时位置；步骤S3：根据环绕器相对太阳位置计算环绕器和太阳的距离，以地球光照强度为基础，根据器日距离计算环绕器飞行过程中的实时光照强度；步骤S4：根据环绕器母线电流实时遥测及母线电压，计算环绕器瞬时功率，根据不同时刻点的瞬时功率，计算环绕器平均功率；步骤S5：根据环绕器平均功率和太阳电池阵输出最大功率的比值，通过对比太阳电池阵光照系数插值表，确定对应的太阳电池阵光照角，根据环绕器对日姿态参数及太阳电池阵的驱动定义，计算需要驱动偏置的角度。2.根据权利要求1所述的火星环绕器地火转移过程太阳翼自主偏置控制方法，其特征在于，所述步骤S2中火星环绕器飞行过程中选用的坐标系包括近地段选用地心J2000、地火转移段选用日心J2000和近火选用火星惯性系。3.根据权利要求2所述的火星环绕器地火转移过程太阳翼自主偏置控制方法，其特征在于，所述地火转移段选用日心J2000得出环绕器相对太阳位置变化，近地段及近火段将环绕器位置转换至日心J2000坐标系下得出环绕器相对太阳位置变化。4.根据权利要求1所述的火星环绕器地火转移过程太阳翼自主偏置控制方法，其特征在于，所述步骤S3中根据太阳电池阵的发电效率参数计算太阳电池阵正对日情况下的输出功率。5.根据权利要求1所述的火星环绕器地火转移过程太阳翼自主偏置控制方法，其特征在于，所述环绕器寿命末期输出功率不低于1200W。6.一种火星环...

【专利技术属性】
技术研发人员：谢攀，何振宁，朱新波，徐亮，郑惠欣，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：