【技术实现步骤摘要】
一种用于星座卫星在轨任务规划的热约束分析方法
[0001]本申请涉及一种用于星座卫星在轨任务规划的热约束分析方法，属于航天领域。
技术介绍
[0002]随着航天遥感信息产业对卫星图像时间分辨率要求的提高，商业微小卫星星座的建立成为必然趋势，合理的在轨任务规划策略可最大限度的提升星座使用价值，其中准确、简易的热约束分析是不可或缺的一环。
[0003]以遥感卫星为例，在卫星设计之初通常以最大成像时长、最大数传时长及任务间隔等作为最大包络，以此为基础开展卫星设计；而实际卫星在轨运行时，受到能源约束及地面约束(数传圈次限制、过境弧长)限制，业务排布无明显规律，这与常规的热仿真分析及真空热试验中的工况均有较大出入，由此引入在轨热约束分析的必要性。在上述热约束中，对任务规划影响最大的通常为1～2组任务单机，该类单机工作状态下热耗较高，为研究的主要目标。
[0004]在本领域中，目前有专利《基于物理先验的神经网络的卫星组件布局温度场预测方法》(专利号：202210098085.6)以及专利《基于不确定性的卫星组件布局温度场...
【技术保护点】
【技术特征摘要】 【专利技术属性】
1.一种用于星座卫星在轨任务规划的热约束分析方法，其特征在于，包括：在任务单机只存在热传导换热方式和热辐射换热方式条件下，建立任务单机上任意节点i在τ时刻的热平衡方程；将所述任务单机视为壳体温度一致的简化模型，对所述热平衡方程进行积分简化，得到简化热平衡方程；通过所述简化热平衡方程对所述任务单机工作后的降温过程进行分析并得到温度变化规律，其中，所述温度变化规律为任意周期内所述任务单机的散热量等比下降；获取第一散热量和第二散热量，结合所述温度变化规律得到热约束分析公式，通过所述热约束分析公式进行热约束计算，以对所述任务单机进行包含热约束分析的在轨任务规划，其中，所述任务单机在每轨工作规律相同，当平衡状态下所述任务单机温度峰值等于许用温度上限时，获取每轨周期所述任务单机的产热或散热量作为所述第一散热量，当所述任务单机的起始温度为所述任务单机不工作情况下的平衡温度，并连续工作至所述任务单机温度达到许用温度上限时，获取单次任务的最大产热或每轨周期的最大散热量作为所述第二散热量。2.如权利要求1所述的热约束分析方法，其特征在于，所述热平衡方程包括：式中，C
p
m为热容，T为温度，P为内热源及空间外热流，所述内热源及空间外热流项为常值或每轨规律相同，则在每轨相同时刻的节点P
i
为常数，D为导热系数，R为热辐射系数，σ为斯蒂芬
‑
玻尔兹曼常数，下角标j表示星上其他节点。3.如权利要求2所述的热约束分析方法，其特征在于，所述对所述热平衡方程进行积分简化之前还包括：所述热平衡方程中，任务单机辐射换热量与温度的四次方差成正比，此处假设所述任务单机辐射换热量与温度的一次方差成正比，将热传导项与热辐射项合并为一项，得到所述热平衡方程为：其中，A为综合换热系数。4.如权利要求3所述的热约束分析方法，其特征在于，所述简化热平衡方程为：τ＝
‑
Bln(T
‑
技术研发人员：张源博，黄健，孔林，柏添，陈茂胜，邹吉炜，
申请(专利权)人：长光卫星技术股份有限公司，
类型：发明
国别省市：
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