一种倾斜轨道卫星的偏置太阳翼构型设计方法及系统技术方案

本发明专利技术提供了一种倾斜轨道卫星的偏置太阳翼构型设计方法及系统，包括：步骤S1：确定卫星平台的功率、太阳翼安装面尺寸、运载包络；步骤S2：得到卫星所处轨道的太阳高度角变化范围；步骤S3：计算太阳翼固定偏置角度和太阳翼基板面积；步骤S4：选取合适的太阳翼构型；步骤S5：在太阳翼SADA驱动轴过太阳翼基板质心的约束下，结合太阳翼偏置角度计算太阳翼构型的根铰展开角度，选取根铰展开角度大于30

【技术实现步骤摘要】
一种倾斜轨道卫星的偏置太阳翼构型设计方法及系统


[0001]本专利技术涉及航天
，具体地，涉及一种倾斜轨道卫星的偏置太阳翼构型设计方法及系统。

技术介绍

[0002]随着宇航技术的飞速发展，一些需要全球观测的领域，如环境监测、科学探测应用需求的不断增长，许多任务提出采用倾斜轨道对实现全球观测具有更多的优势。众所周知，倾斜轨道卫星所面临的一个棘手问题就是太阳翼在轨光照条件恶劣。
[0003]由于倾斜轨道上太阳矢量与轨道面的夹角在一年内大范围变化，采用传统太阳翼构型对光能利用效率低，为满足用电需求需增加帆板，既降低卫星载质比，又不利于工程实现，无法满足任务需要。
[0004]在崔玉福、李琳琳、李委托等发表的《一种适应于不同降交点地方时的卫星偏置太阳翼》(专利号：ZL200820078863.0)提到通过调整第一板间铰链的夹角来实现太阳翼偏置，从而改善整星能源紧张的问题，但该方法只介绍了太阳翼偏置的具体操作手段，并未涉及偏置太阳翼的设计原理和方法。
[0005]在姚骏、吴远波、吴跃莺等2010年在航天制造技术上发表的《偏置式太阳翼的装配与展开试验》提到偏置太阳翼的展开试验原理和装配工艺方案，同样未涉及偏置太阳翼的设计原理和方法。

技术实现思路

[0006]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种倾斜轨道卫星的偏置太阳翼构型设计方法及系统。
[0007]根据本专利技术提供的一种倾斜轨道卫星的偏置太阳翼构型设计方法，包括：
[0008]步骤S1：根据总体任务需求，确定卫星平台的功率、太阳翼安装面尺寸、运载包络；
[0009]步骤S2：得到卫星所处轨道的太阳高度角变化范围；
[0010]步骤S3：根据太阳高度角变化范围和卫星平台功率分别计算太阳翼固定偏置角度和太阳翼基板面积；
[0011]步骤S4：根据太阳翼基板面积、安装位置、运载包络确定太阳翼基板的数量，选取合适的太阳翼构型；
[0012]步骤S5：在太阳翼SADA驱动轴过太阳翼基板质心的约束下，结合太阳翼偏置角度计算太阳翼构型的根铰展开角度，选取根铰展开角度大于30
°
的太阳翼构型；
[0013]步骤S6：计算太阳高度角最大时卫星本体对太阳翼本体的遮挡面积；
[0014]步骤S7：增加与遮挡面积相等的太阳翼基板面积，重复步骤S4、步骤S5，得到符合要求的太阳翼构型。
[0015]优选的，所述步骤S1中，太阳翼本体安装在卫星平台南北侧板，太阳翼支架长度为1896mm，安装面尺寸：长*宽＝2650mm*1650mm，运载包络为Φ3850mm。
[0016]优选的，所述步骤S2中，通过仿真计算得到卫星所处轨道上的太阳高度角变化范围。
[0017]优选的，所述步骤S3中，太阳翼固定偏置角度为太阳高度角变化范围的一半。
[0018]优选的，所述步骤S4中，太阳翼基板厚度为23mm,太阳翼支架厚度为30mm，收拢后太阳翼基板间距14.5mm，太阳翼基板与太阳翼支架间距14.5mm，太阳翼支架与卫星平台侧板间距31.5mm。
[0019]根据本专利技术提供的一种倾斜轨道卫星的偏置太阳翼构型设计系统，包括以下模块：
[0020]模块M1：根据总体任务需求，确定卫星平台的功率、太阳翼安装面尺寸、运载包络；
[0021]模块M2：得到卫星所处轨道的太阳高度角变化范围；
[0022]模块M3：根据太阳高度角变化范围和卫星平台功率分别计算太阳翼固定偏置角度和太阳翼基板面积；
[0023]模块M4：根据太阳翼基板面积、安装位置、运载包络确定太阳翼基板的数量，选取合适的太阳翼构型；
[0024]模块M5：在太阳翼SADA驱动轴过太阳翼基板质心的约束下，结合太阳翼偏置角度计算太阳翼构型的根铰展开角度，选取根铰展开角度大于30
°
的太阳翼构型；
[0025]模块M6：计算太阳高度角最大时卫星本体对太阳翼本体的遮挡面积；
[0026]模块M7：增加与遮挡面积相等的太阳翼基板面积，重复模块M4、模块M5，得到符合要求的太阳翼构型。
[0027]优选的，所述模块M1中，太阳翼本体安装在卫星平台南北侧板，太阳翼支架长度为1896mm，安装面尺寸：长*宽＝2650mm*1650mm，运载包络为Φ3850mm。
[0028]优选的，所述模块M2中，通过仿真计算得到卫星所处轨道上的太阳高度角变化范围。
[0029]优选的，所述模块M3中，太阳翼固定偏置角度为太阳高度角变化范围的一半。
[0030]优选的，所述模块M4中，太阳翼基板厚度为23mm,太阳翼支架厚度为30mm，收拢后太阳翼基板间距14.5mm，太阳翼基板与太阳翼支架间距14.5mm，太阳翼支架与卫星平台侧板间距31.5mm。
[0031]与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：
[0032]1、本专利技术优化了太阳翼设计，显著提高了倾斜轨道上太阳翼的光能利用效率。
附图说明
[0033]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，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0034]图1为本专利技术一实施例提供的倾斜轨道卫星的偏置太阳翼构型设计方法的步骤流程图；
[0035]图2为本专利技术一实施例提供的太阳翼收拢状态示意图；
[0036]图3为本专利技术一实施例提供的固定偏置太阳翼设计原理图；
[0037]图4为本专利技术一实施例提供的一字型太阳翼基板质心计算原理图；
[0038]图5为本专利技术一实施例提供的T字型太阳翼基板质心计算原理图；
[0039]图6为本专利技术一实施例提供的十字型太阳翼基板质心计算原理图。
[0040]附图标记说明：1、太阳翼本体；2、平台北侧板；3、太阳翼基板；4、太阳翼支架；5、太阳翼SADA；6、太阳翼基板质心；7、一次展开铰链；8、二次展开铰链。
具体实施方式
[0041]下面结合具体实施例对本专利技术进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本专利技术，但不以任何形式限制本专利技术。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本专利技术构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本专利技术的保护范围。
[0042]本专利技术提供了一种倾斜轨道卫星的偏置太阳翼构型设计方法，通过分析卫星所处轨道的太阳高度角变化范围，根据给定的卫星平台功率，结合太阳翼安装位置尺寸和运载包络约束，设计出一种具备工程可行性的太阳翼构型，以提高倾斜轨道上太阳翼对光能的利用效率。参照图1，具体的包括以下步骤：
[0043]步骤S1：根据总体任务需求，确定卫星平台的功率、太阳翼安装面尺寸、运载包络；如图2所示，太阳翼本体1安装在卫星平台南北侧板，本实施例中以平台北侧板2处的太阳翼本体1为例，太阳翼SADA 5中心轴距离卫星平台顶板200mm，太阳翼支架4长度为1896mm，安装面尺寸：长*宽＝2650mm*165本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种倾斜轨道卫星的偏置太阳翼构型设计方法，其特征在于，包括：步骤S1：根据总体任务需求，确定卫星平台的功率、太阳翼安装面尺寸、运载包络；步骤S2：得到卫星所处轨道的太阳高度角变化范围；步骤S3：根据太阳高度角变化范围和卫星平台功率分别计算太阳翼固定偏置角度和太阳翼基板(3)面积；步骤S4：根据太阳翼基板(3)面积、安装位置和运载包络确定太阳翼基板(3)的数量，选取合适的太阳翼构型；步骤S5：在太阳翼SADA(5)驱动轴过太阳翼基板质心(5)的约束下，结合太阳翼偏置角度计算太阳翼构型的根铰展开角度，选取根铰展开角度大于30
°
的太阳翼构型；步骤S6：计算太阳高度角最大时卫星本体对太阳翼本体(1)的遮挡面积；步骤S7：增加与遮挡面积相等的太阳翼基板(3)面积，重复步骤S4、步骤S5，得到符合要求的太阳翼构型。2.根据权利要求1所述的一种倾斜轨道卫星的偏置太阳翼构型设计方法，其特征在于：所述步骤S1中，太阳翼本体(1)安装在卫星平台南北侧板，太阳翼支架(4)长度为1896mm，安装面尺寸：长*宽＝2650mm*1650mm，运载包络为Φ3850mm。3.根据权利要求1所述的一种倾斜轨道卫星的偏置太阳翼构型设计方法，其特征在于：所述步骤S2中，通过仿真计算得到卫星所处轨道上的太阳高度角变化范围。4.根据权利要求1所述的一种倾斜轨道卫星的偏置太阳翼构型设计方法，其特征在于：所述步骤S3中，太阳翼固定偏置角度为太阳高度角变化范围的一半。5.根据权利要求1所述的一种倾斜轨道卫星的偏置太阳翼构型设计方法，其特征在于：所述步骤S4中，太阳翼基板(3)厚度为23mm,太阳翼支架(4)厚度为30mm，收拢后太阳翼基板(3)间距14.5mm，太阳翼基板(3)与太阳翼支架(4)间距14.5mm，太阳翼支架(4)与卫星平台侧板间距31.5mm。6.一种倾斜轨道卫...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘飞，俞洁，杨立峰，张凌燕，丁志兵，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：