CN102819000A - 航天器整体磁矩的估算方法 - Google Patents

Abstract

本发明分别公开了用于已知航天器部组件磁矩及其在卫星中排列位置时和用于已知航天器相似部组件磁矩且未知排列位置时航天器整体磁矩的估算方法。该方法无需对尺度超过5m的超大型航天器进行磁矩测量，通过对航天器各部件(舱段)的测试，就能够准确估算航天器整体的磁矩，对于型号任务具有重要作用。另外为了加强航天器磁性控制水平，降低研制成本，在型号设计阶段，就利用部件磁性测试结果，估算航天器磁矩并优化其磁特性，也特别有工程使用价值。

Description

航天器整体磁矩的估算方法

技术领域

本发明属于航天器的磁性控制领域，具体涉及一种通过航天器各部组件的磁矩来估算出航天器整体磁矩的方法。 

背景技术

对于中低轨道的航天器，一般都有磁矩控制要求，以降低其服役过程中磁干扰力矩的影响。目前通常采用的方法是进行系统级磁试验，直接测量和控制航天器磁矩。但是由于某些原因，例如航天器尺寸超大，无法进行系统级磁矩测量；或者在研制初期，就需要初步了解航天器磁矩，这都无法通过系统级试验技术去获得航天器磁矩，因此需要应用航天器磁矩估算技术。但是一般的磁矩计算方法，需要从材料特性、元器件布置、线路设计等最微小的单元开始建模。航天器是一个复杂工程，内部设备和线路量多而复杂，采用有限元等数值仿真方法建模计算基本不可能。因此，通过航天器各部组件的磁矩经过估算获得航天器的整体磁矩是非常经济有效的方法，也具有显著的实用价值。航天器是一个非常复杂的系统，由数以万计的元器件、结构件和线路组成；即使一个部件，也由很多的元器件组成，其内部结构，很难精细掌握。对于不能够进行系统级磁试验的航天器，即使利用现有的磁矩计算方法，也基本无法完成磁性建模和计算并得到航天器磁矩。 

发明内容

本发明的目的是提供一种无需进行实际模拟试验而能通过航天器各部组件的磁矩来估算出航天器整体磁矩的方法。 

为了实现上述目的，本发明采用了如下的技术方案： 

一种航天器整体磁矩的估算方法，用于已知航天器部组件磁矩及其在卫星中排列位置时的估算，主要包括以下步骤： 

1)通过《QJ2630.4-96卫星组件空间环境试验方法磁试验》的测试方法 由磁试验获得已知航天器部组件的磁矩 

2)在所有航天器部组件的排列位置已知的情况下，任意一个部组件在其坐标系下的磁矩为 

而在航天器坐标系下，其坐标系倾角为θ，方位角为 

将部组件磁矩分量m_x，m_y，m_z变换到航天器坐标系下： 

先沿Z轴旋转， 

$\left(\begin{array}{c}{m}_x^{\′\′}\\ m_y^{\′\′}\\ m_z^{\′\′}\end{array}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\θ}& -\sin & 0\\ \sin \mathrm{\θ}& \cos \mathrm{\θ}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]\left(\begin{array}{c}{m}_x\\ m_y\\ m_z\end{array}\right)---\left(1\right)$

再沿X轴旋转， 

则 

得到部组件在航天器坐标系下的磁矩表达式 

这时，航天器磁矩就是所有航天器部组件磁矩的矢量和，即 

式中： 

——航天器磁矩矢量和； 

——部组件在航天器坐标系下的磁矩矢量值； 

其中，i为从1开始的整数，即1，2，3，直到所有的航天器部分的数目。 

一种航天器整体磁矩的估算方法，用于已知航天器相似部组件磁矩且未知排列位置时的估算，主要包括以下步骤： 

1)在航天器设计阶段，已知部组件组成，但未知部组件磁矩的情况下，根据相似部件的磁矩测试结果和航天器的设计需要给定每个部组件的磁矩合量值M_i； 

2)各部件的排列位置按照麦克斯维分布进行统计，从而得到航天器整体的磁矩为： 

M_航天器＝α·(M₁+M₂+M₃+K) 

式中：M_航天器——航天器磁矩合量值； 

      M_i(i＝1，2，3.....)——部件磁矩合量值；i为从1开始的整数，即1，2，3，直到所有的航天器部组件的数目。 

      α——航天器部组件排列系数； 

其中，航天器部组件排列系数在0～1之间，其取值根据航天器尺度、部件数量及部组件排列控制情况而定。 

优选地，α为0.4～0.6。例如资源卫星其部组件排列系数为0.5，探测卫星由于经过部件排列控制，其部组件排列系数为0.3。 

随着航天技术的不断发展，需要对于尺度超过5m的超大型航天器进行磁矩测量，而目前国内无法直接测量其磁矩，通过本发明，基于部组件(舱段)的测试，就能够准确估算航天器磁矩，对于型号任务具有重要作用。另外为了加强航天器磁性控制水平，降低研制成本，在型号设计阶段，就利用部组件磁性测试结果，估算航天器磁矩并优化其磁特性，也特别有工程使用价值。 

具体实施方式

以下介绍的是作为本发明所述内容的具体实施方式，下面通过具体实施方式对本发明的所述内容作进一步的阐明。当然，描述下列具体实施方式只为示例本发明的不同方面的内容，而不应理解为限制本发明范围。 

实施方式1已知部组件磁矩及其在卫星中排列位置的估算方法

在不考虑部组件之间的磁性耦合条件下，整星磁矩实际就是所有磁性部组件磁偶极矩的组合，换句话讲，整星磁矩实际上就是航天器部件磁偶极矩通过坐标变换后的矢量和，即 

式中： 

——航天器磁矩值(矢量)； 

——部件磁矩值(矢量)。 

此外，航天器磁矩由部件的磁矩和各部组件之间的感应磁矩组成。航天器部组件磁矩可通过磁试验直接测量，而确定各部件之间的感应磁矩则比较困难，这也是磁矩估算的难点。大量工程实践表明，航天器对于软磁材料的使用十分慎重，钢、铁等磁性材料一般不用，这大大降低了航天器的感应磁矩。除去磁力矩器等大量使用软磁材料的特殊设备，航天器由于各部件之间引起的感应磁矩不大，通过充分的试验研究和型号实测，结果表明航天器由于部组件之间的磁性耦合所造成的磁矩改变应该小于5％，因此在估算阶段可以不考虑部组件之间的感应磁矩。 

若知道所有部组件的安装位置，则航天器磁矩估算方法为： 

任意一个部组件在其坐标系下的磁矩为 

在航天器坐标系下，其坐标系倾角为θ，方位角为 将部组件磁矩分量m_x，m_y，m_z变换到航天器坐标系下： 

先沿Z轴旋转， 

$\left(\begin{array}{c}{m}_x^{\′\′}\\ m_y^{\′\′}\\ m_z^{\′\′}\end{array}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\θ}& -\sin & 0\\ \sin \mathrm{\θ}& \cos \mathrm{\θ}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]\left(\begin{array}{c}{m}_x\\ m_y\\ m_z\end{array}\right)---\left(1\right)$

再沿X轴旋转， 

则 

得到部组件在航天器坐标系下的磁矩表达式 

这时，航天器磁矩就是所有航天器部组件磁矩的矢量和，即 

式中： 

——航天器磁矩值(矢量)； 

——部组件在航天器坐标系下的磁矩值(矢量)； 

其中，i为从1开始的整数，例如1，2，3，4，5，直到其中所有航天器部组件的数目。 

然后，通过上述航天器估算方法对于某已知型号卫星的部组件磁矩测试结果对其整星磁矩进行了计算，并与其整星测试结果进行了比较，结果见表1和2。 

表1某型号卫星整星磁矩计算结果(单位：A·m2) 

卫星状态	Mx	My	Mz	M
					不工作状态	-0.5	6.1	0.4	6.1
最大工作状	-0.8	7.8	-1.3	8.0

表2某型号卫星整星磁矩测量结果(单位：A·m2) 

卫星状态	Mx	My	Mz	M
					不工作状态	-0.2	6.7	0.4	6.7
最大工作状	-0.2	7.5	-0.6	7.5

从上述计算结果来看，误差比较小。 

实施方式2已知航天器相似部组件磁矩且未知其安装位置的估算方法

若未知部组件的安装位置，则部组件的排列按照麦克斯维分布进行统计，则航天器磁矩为： 

M_航天器＝α·(M₁+M₂+M₃+...)          (3) 

式中：M_航天器——航天器磁矩值(合量)： 

      M_i——部组件磁矩值(合量)； 

      α——航天器部组件排列系数。 

其中航天器部组件排列系数α在0-1之间，其取值根据航天器尺度、部件数量及部件排列控制情况而定，一般情况下取0.4-0.6。例如资源卫星其部件排列系数为0.5，控测卫星由于经过部件排列控制，其部件排列系数为0.3。i为从1开始的整数，例如1，2，3，直到航天器各部组件的数量。 

尽管上文对本发明的具体实施方式给予了详细描述和说明，但是应该指明的是，本领域的技术人员可以依据本发明的精神对上述实施方式进行各种等效改变和修改，其所产生的功能作用在未超出说明书所涵盖的精神时，均应在本发明保护范围之内。 

Claims (6)

1.一种航天器整体磁矩的估算方法，用于已知航天器部组件磁矩及其在卫星中排列位置时的估算，主要包括以下步骤：

1)通过《QJ2630.4-96卫星组件空间环境试验方法磁试验》的测试方法由磁试验获得已知航天器部组件的磁矩

2)在所有航天器部组件的排列位置已知的情况下，任意一个部组件在其坐标系下的磁矩为

而在航天器坐标系下，其坐标系倾角为θ，方位角为将部组件磁矩分量m_x，m_y，m_z变换到航天器坐标系下：

先沿Z轴旋转，

$\left(\begin{array}{c}{m}_x^{\′\′}\\ m_y^{\′\′}\\ m_z^{\′\′}\end{array}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\θ}& -\sin & 0\\ \sin \mathrm{\θ}& \cos \mathrm{\θ}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]\left(\begin{array}{c}{m}_x\\ m_y\\ m_z\end{array}\right)---\left(1\right)$

再沿X轴旋转，

则

得到部组件在航天器坐标系下的磁矩表达式

此时航天器磁矩就是所有航天器部组件磁矩的矢量和，即

式中：

——航天器磁矩矢量和；

——部组件在航天器坐标系下的磁矩矢量值；

其中，i为从1开始的整数。

2.如权利要求1所述的航天器整体磁矩的估算方法，其中，航天器整体磁矩受各部组件之间感应磁矩影响变化量小于5％。

3.一种航天器整体磁矩的估算方法，用于已知航天器相似部件且未知排列位置时的估算，主要包括以下步骤：

1)在航天器设计阶段，已知部组件组成，但未知部组件磁矩的情况下，根据相似部件的磁矩测试结果和航天器的设计需要给定每个部组件的磁矩合量值M_i；

2)各部组件的排列位置按照麦克斯维分布进行统计，从而得到航天器整体的磁矩为：

M_航天器＝α·(M₁+M₂+M₃+K)

式中：M_航天器——航天器磁矩合量值；

            M_i(i＝1，2，3.....)——部组件磁矩合量值；

            α——航天器部组件排列系数；

其中，航天器部件排列系数在0～1之间，其取值根据航天器尺度、部组件数量及部组件排列控制情况而定。

4.如权利要求3所述的航天器整体磁矩的估算方法，其特征在于，α为0.4～0.6。

5.如权利要求4所述的航天器整体磁矩的估算方法，其特征在于，对于资源卫星，其部组件排列系数为0.5。

6.如权利要求4所述的航天器整体磁矩的估算方法，其特征在于，对于探测卫星，经部组件排列优化，其部件排列系数为0.3。