卫星热设计中β角在不同轨道下的变化规律分析

阳光矢量与卫星轨道平面之间夹角是卫星热控设计中至关重要的一个设计参数,其不仅与到达卫星表面的阳光热流密度密切相关,也与到达卫星表面的地球反射热流密度密切相关。文章根据β角的变化规律将传统意义上的轨道分为了同步轨道和非同步轨道两种,并结合升黄赤经夹角的变化规律分析了不同轨道下β角的变化规律,以及相应的热设计特点。     

转台高精度模拟卫星三轴角速度解耦算法研究

针对传统法解决转台解耦问题存在的不足,将欧拉角速度转为陀螺角速度,地球自转作为转动激励,提出了一种新的转台解耦方法。对框角解耦算法以及卫星三轴与转台三轴不同关系条件下的转台改进算法进行了仿真。结果表明:用转台模拟卫星欧拉姿态角时,应尽量避免中内框夹角过小;卫星稳态运行时,转台的内外框分别模拟卫星的俯仰、偏航轴。转台不会产生接近奇异的现象。     

卫星偏流角的矢量计算方法研究

对一种近地圆轨道遥感卫星偏流角的矢量计算方法进行了研究。基于考虑地球自转时偏流角的定义和相关坐标系,将计算偏流角用的速度矢量分解为数个速度的矢量和,由坐标系转换关系,根据卫星地面物点定位信息确定其相对速度,推导出卫星本体坐标系中偏流角的计算公式。算法的基本运算无需求导,可有效避免求导过程中牵连速度计算,具有模型准确、计算简便、结果精确、物理意义清晰、排查错误容易等优点。在不同三轴姿态角、载荷视物前向角和侧向角条件下进行了数学仿真计算,结果发现计算结果与偏流角定义相符,卫星偏流角随星下点地理纬度和纬度幅角的变化分别为封闭类圆和1/2周期的类正弦曲线,而视物前向角、侧向角,滚动角,俯仰角对偏流角的影响较小。该计算方法已用于高分五号(GF-5)卫星的星上偏流角计算软件。     

姿态对地指向不断变化成像时的偏流角分析

 针对敏捷卫星在三轴姿态机动过程中同时进行推扫成像的偏流角问题,基于线阵TDICCD推扫成像原理,分析了动态成像过程中的偏流原理,通过速度矢量法推导出动态成像方式下的偏流角数学解析表达式。数值仿真分析表明：当相机推扫速度方向与星下点速度方向的夹角η为0°（沿航迹方向推扫成像）或180°（沿航迹反方向推扫成像）,偏流是由地球自转产生的,数值较小;当夹角为0°＜η＜180°时,偏流是地球自转和轨道运动共同产生的,偏流角数值较大;当夹角η=90°（垂直于航迹方向推扫成像）时,偏流角随地理纬度的增大而增大。基于以上结论,采用姿态偏航控制对偏流角进行调整,可以实现在三轴姿态机动过程中开启光学有效载荷进行推扫成像的动态成像技术。     

敏捷卫星偏流角计算模型研究

TDICCD相机成像时为保证图像品质,要求对偏流角进行修正。文章针对敏捷卫星任意姿态角建立了在星下点成像、俯仰姿态机动后成像、滚动姿态机动后成像,以及滚动加俯仰姿态机动后成像几种情况下偏流角计算模型,并对模型进行了仿真计算。结果表明,敏捷卫星姿态目标计算当中,有必要考虑姿态机动带来的偏流角控制目标变化,以保证姿态控制精度。文章对敏捷卫星的偏流角控制设计、计算和测试验证工作有参考价值。     

基于磁悬浮动量轮微框架能力的卫星滚动—偏航姿态稳定控制研究

研究基于磁悬浮动量轮的微框架能力进行卫星的滚动-偏航姿态稳定控制问题。在考虑卫星 轨道角速度的条件下,建立了磁悬浮动量轮转子和卫星姿态动力学方程,设计了一种不使用 偏航姿态敏感器的卫星滚动-偏航姿态控制器。该控制器由内、外两个控制回路组成,其中 ：外环控制回路根据滚动姿态敏感器输出的卫星姿态角信息产生转子外框角-内框角的参考 值;内环控制回路控制转子外框角-内框角的稳定,并通过控制转子外框角-内框角跟随外环 回路给定的参考值变化实现动量轮转子角动量方向的变化,与卫星进行角动量交换。对所设 计的控制器进行了稳定性分析,通过仿真进一步验证了其有效性,在给定扰动和不使用偏航 敏感器的条件下,偏航角的精度和稳定度分别优于0.08°和0.0001°／s。
     

GEO光学遥感卫星阳光入侵规避方法

地球静止轨道(GEO)光学遥感卫星的相机每天午夜时分存在阳光入侵问题,致使相机焦面存在潜在损伤,严重时将影响卫星的使用寿命。文章调研了国内外GEO光学遥感卫星针对此问题的解决方式,在综合考虑相机、电能、机动、热控、测控等各项影响因素之后,提出了一种应用约束规避算法的阳光入侵规避方法,首先将卫星设计的工程约束条件转换为空间几何约束条件,通过将明确约束参数后的算法引入卫星姿态控制器来调整卫星姿态指向,避免阳光入侵相机内部。典型工况的仿真分析结果表明:在规避过程中,相机光轴矢量与阳光入射矢量夹角满足约束条件,此方法有效,可满足卫星在轨应用。     

临界倾角轨道卫星双轴太阳翼热性能研究

卫星太阳翼的在轨温度状况直接影响电池阵的光电转换效率及太阳翼的可靠性。分析了 临界倾角轨道β角的变化规律,利用Ideas TMG建立了双轴太阳翼的轨道热分析模型, 根据β角和摆动轴位置设计了温度计算工况。对影响太阳翼温度状况的相关参数进行了 灵敏度分析,研究了临界倾角轨道卫星双轴太阳翼不同工况下的温度与温差变化。β角 的分析方法及太阳翼的建模方法适用于其它卫星及其太阳翼的热分析。     

GPS实时定轨误差对姿态确定的影响分析

对GPS实时定轨误差对卫星姿态确定的影响进行了分析。因用位置、速度确定的坐标转换矩阵无法直接给出姿态角确定误差的解析表达,基于近圆、近极轨轨道假设,根据位置、速度和开普勒轨道六要素间的转换关系,给出了小姿态角偏差条件下转换矩阵的全微分形式,进而给出了各姿态角关于各轴分量的偏导数形式,在分别分析位置和测速误差对姿态角影响的基础上,给出了综合的姿态角确定误差,推导了姿态确定误差的解析表达式。研究发现:速度矢量主要引起偏航角的误差,对俯仰和滚动方向几乎无影响;位置矢量主要引起俯仰和滚动轴的姿态角误差,对偏航角方向几乎无影响。仿真结果验证了分析的正确性,并发现GPS定轨误差引起的姿态角确定误差小于0.001°,基本可忽略。     

双孔燃气二次喷射推力矢量性能影响因素数值分析

针对大尺寸潜入式喷管双孔燃气二次喷射推力矢量控制的影响因素进行数值模拟,主要分析了喷射孔径、喷射角、喷射位置、喷射孔夹角及喷射孔包抄角对侧向控制力、轴向推力的影响规律与强度。结果显示,随着所研究喷射参数的线性变化,侧向控制力和轴向推力损失都呈现出了复杂的非线性变化规律,通过线性拟合,发现了轴向推力随包抄角、喷射角及喷射位置的增大而减小的趋势,发现了侧向控制力随喷射孔孔径及喷射角的增大而增大的趋势。通过K/R2方法对喷射参数在侧向控制力和轴向推力方面影响规律的分析发现,对轴向推力的影响由强到弱依次是喷射角、喷射位置、包抄角、孔径、喷射孔夹角;对侧向控制力的影响由强到弱依次是孔径、喷射角、喷射位置、喷射孔夹角、包抄角。     

轨道参数对阿尔法磁谱仪太阳辐射热流的影响

为探明阿尔法磁谱仪（AMS）的温度变化规律,并为制定AMS的热控制方案提供指导和依据,推导了AMS重要区域（AMS前方、后方、顶部和左舷）的太阳辐射热流计算公式,分析了这些区域太阳辐射热流随轨道参数的变化,解释了AMS顶部的温度变化和太阳辐射热流变化规律在热控方案中的应用。分析表明在国际空间站（ISS）正常飞行姿态下,AMS前、后方和左舷的太阳辐射热流受太阳光与ISS轨道面的夹角（β角）、ISS与会日点的角距（θ角）和地球阴影区的影响,AMS顶部太阳辐射热流受β角和θ角的影响。得出结论：β角、θ角和地球阴影区均是影响AMS温度的主要因素,各区域的太阳辐射热流变化规律可以作为设计AMS温度控制方案的主要依据之一。     

Evolution of the Orbit of an Earth Satellite with a Solar Sail

The efficiency of using the light pressure of solar radiation for increasing the semimajor axis of the orbit of an Earth Satellite carrying a solar sail is estimated. The orbit is nearly circular and has an altitude of about 900 km. The satellite is in the mode of single-axis solar orientation: it rotates at an angular velocity of 1 deg/s around the axis of symmetry, which traces the direction to the Sun. This mode is maintained by the solar sail, which serves in this case as a solar stabilizer. The following method of increasing the semimajor axis of the orbit (which is equivalent to increasing the total energy of the satellite's orbital motion) is considered. On those sections of the orbit, where the angle between the light pressure force acting upon the sail and the vector of geocentric velocity of the satellite does not exceed a specified limit, the sail is functioning as a solar stabilizer. On those sections of the orbit, where the above-indicated angle exceeds this limit, the sail is furled by way of turning the edges of the petals towards the Sun. Such a control increases the semimajor axis by more than 150 km for three months of flight. In this case, the accuracy of solar orientation decreases insignificantly.     

用于高精度太阳敏感器标定的模拟光源控制系统设计

为了精确模拟空间太阳辐照方向的变化,设计了一种以计算机控制为核心的、用于高精度太阳敏感器标定的模拟光源闭环控制系统。由计算机直接控制光电隔离输出卡,所输出的数字信号经过功率驱动电路和软启动电路后实现模拟光源的开启与关闭,采用软件方式控制步进电机的转速和转向,并通过高精度光电编码器实时获取当前的转动角度值,再经串口通信反馈给计算机,构成闭环控制系统。标定测量表明:系统的俯仰角和方位角转动误差均小于0.02°,均满足高精度太阳敏感器标定对模拟光源的要求。     

Cosmic ray impact on extrasolar earth-like planets in close-in habitable zones

Because of their different origins, cosmic rays can be subdivided into galactic cosmic rays and solar/stellar cosmic rays. The flux of cosmic rays to planetary surfaces is mainly determined by two planetary parameters: the atmospheric density and the strength of the internal magnetic moment. If a planet exhibits an extended magnetosphere, its surface will be protected from high-energy cosmic ray particles. We show that close-in extrasolar planets in the habitable zone of M stars are synchronously rotating with their host star because of the tidal interaction. For gravitationally locked planets the rotation period is equal to the orbital period, which is much longer than the rotation period expected for planets not subject to tidal locking. This results in a relatively small magnetic moment. We found that an Earth-like extrasolar planet, tidally locked in an orbit of 0.2 AU around an M star of 0.5 solar masses, has a rotation rate of 2% of that of the Earth. This results in a magnetic moment of less than 15% of the Earth's current magnetic moment. Therefore, close-in extrasolar planets seem not to be protected by extended Earth-like magnetospheres, and cosmic rays can reach almost the whole surface area of the upper atmosphere. Primary cosmic ray particles that interact with the atmosphere generate secondary energetic particles, a so-called cosmic ray shower. Some of the secondary particles can reach the surface of terrestrial planets when the surface pressure of the atmosphere is on the order of 1 bar or less. We propose that, depending on atmospheric pressure, biological systems on the surface of Earth-like extrasolar planets at close-in orbital distances can be strongly influenced by secondary cosmic rays.     

太阳电池板热真空试验降温过程分析

为了得到太阳电池板在热真空试验降温时的正、背面温差和温度变化规律,文章建立了太阳电池板的热物理模型,根据太阳电池板厚度、背面发射率、纵向当量导热系数、高温平衡时的正面温度以及热沉温度,推算出电池板在高温平衡时的背面温度,进而得出电池板的正、背面温差;采用集总参数法进行分析,得出电池板降温时的降温时间表达式及电池板温度与时间的关系式;经过理论计算与试验数据的对照分析表明,降温时间理论表达式可以近似作为电池板降温时间的预测依据。研究结果可以为电池板热真空试验的热分析、电池板降温过程预测以及低温控制提供参考。     

基于混杂非对称复合材料的自适应对日定向器

提出并设计了一种基于混杂非对称复合材料层合板的新型自适应对日定向器。该对日定向器采用混杂非对称复合材料层合板作为驱动元件，利用在轨光照条件的变化引起复合材料层合板温度变化，进而使其产生热变形并驱动太阳翼发生偏转。提出的自适应对日定向器结合传统的单自由度对日定向机构，能够实现太阳能帆板的双自由度对日定向。介绍了自适应对日定向器的基本原理，并结合地球静止轨道的光照条件进行了具体设计。利用能量变分原理建立了混杂非对称复合材料的热变形模型，分析其热变形特点，并利用有限元方法对定向器在地球静止轨道上的温度场特性、热变形及对日定向转动角度进行分析。有限元分析结果表明，通过合理设计，自适应对日定向器的转角能够随太阳光入射角变化呈线性变化，定向精度可达±1°。     

Control of an orbiting flexible square platform in the presence of solar radiation

A mathematical model for the solar radiation forces and moments acting on a square plate (platform) in orbit is obtained by considering the plate mode shapes as combinations of free-free beam shape functions. The moment expressions for a plate of arbitrary reflectivity coefficient are obtained as a function of the solar incidence angle. It is seen that only the first three flexible modes of the plate generate a first order net moment about the center of mass, and that the solar radiation pressure does not influence the flexible modes of the plate for small amplitude vibrations. The solar radiation disturbance model is then included in the dynamic model of a square plate nominally oriented along the local vertical and having the major surface of the plate normal to the orbital plane. The roll angle of the plate is seen to increase steadily due to the solar radiation pressure whereas the pitch and yaw motions oscillate with an amplitude of approximately 0.2° for a 100 m square thin aluminum plate in synchronous orbit. To control the shape and orientation of the plate two point actuators are assumed—one whose force axis is normal to the plane of the plate, the second with a force axis in the plane of the plate. The control law and the feedback gain values are obtained based on linear quadratic Gaussian methods. Transient responses and control requirements are simulated for local vertical and horizontal orientations.     

转动帆板红外热流计算及等效方法研究

目前的空间外热流分析软件和在航天器稳态热平衡试验中模拟的外热流都不包括帆板对航天器表面的红外加热,而有时帆板的红外加热并不小,应该叠加到模拟的外热流中.文章针对一种低轨道航天器,计算了帆板红外加热的强度,给出了在热平衡试验中叠加的方法,并讨论了在固定帆板方位的同时保持其红外热流等效的可能性.结果表明,可以精确计算帆板红外加热,对任意的帆板方位均可以保持其红外加热的等效.     

航天器太阳翼在轨光照角度建模及仿真分析

航天器太阳翼的输出功率受到光照条件的影响,与太阳光入射角θ（指太阳光与太阳翼法线的夹角,以下简称θ）密切相关（θ角取值0°～60°范围之间,输出功率与θ的余弦成正比）。为此建立了高精度的轨道数值计算模型、太阳位置计算模型、光照地影模型和不同姿态模式（航天器的飞行模式和太阳翼定向模式的多种组合模式）下的太阳光入射角计算模型。根据轨道和姿态条件,推算航天器在轨运行过程中太阳翼的太阳光入射角,分析太阳光入射角随时间的变化。仿真结果可用于计算太阳翼的发电功率,并为航天器和太阳翼的姿态控制提供参考。