CN103274060B - 一种基于日光反射的航天器补能系统 - Google Patents

Abstract

一种基于日光反射的航天器补能系统，包括补能服务航天器，补能服务航天器根据太阳与被服务航天器之间的空间关系，将日光投射到航天器非朝阳面的太阳电池上，从而为被服务航天器提供额外的能源；所述的补能服务航天器包括航天器本体、太阳敏感器、日光反射器和目标引导器；太阳敏感器测定入射太阳角，目标引导器测定被服务航天器与补能服务航天器之间的相对空间方位；补能服务航天器上的星上计算机根据入射太阳角和所述的相对空间方位解算出日光反射器的指向，通过控制补能服务航天器姿态机动带动日光反射器达到指定的方向，日光反射器将日光反射到被服务航天器非向阳面的太阳能电池上。

Description

一种基于日光反射的航天器补能系统

技术领域

本发明属于航天器系统技术，涉及无线能量传输与补充领域。

背景技术

充足的能源供给是航天器实现在轨任务的重要保障。目前，大部分航天器的能源获取方式都是采用光伏电池发电。常见的太阳能电池布置方式为从卫星本体伸展而出的太阳帆或太阳翼，对于自旋卫星或尺寸紧凑的中小型卫星也经常采用体装式太阳能电池阵。然而，由于只有朝阳的一面能够接收到太阳光，太阳帆或太阳翼只有一面能实际发挥作用；体装式卫星的侧面和背阴面的太阳电池阵也效率很低甚至不能发电。可见在任一时刻，能够用于太阳能的获取的面积仅占到卫星总表面积一半甚至更低。此外，当航天器，特别是体装型太阳能电池的航天器忙于应用任务时（此时往往亦恰恰是功耗最大状态），其太阳电池难以保证良好的对日指向，这将进一步削弱太阳能获取效率，如何发掘未能充分利用的表面积资源，为航天器提供增强的能源，是值得探讨的一个问题。

近年来，随着对航天器研制与应用中应对不确定性能力的要求日益提高，国际上提出了功能异构分离模块航天器的概念，即将传统的整体式卫星划分为多个物理上并不相连的模块卫星，以各模块以星簇方式聚群飞行，通过星间无线信息、能源和力的连接，紧密配合，形成增强的群体功能，共同完成在轨任务。分离模块航天器具有灵活性强、可靠性高、便于升级拓展等诸多优点，是未来航天技术模式发展的一个重要方向。在分离模块航天器系统的各项支撑技术中，无线能量传输是一个重要的方面。其基本思想是，在星簇中部署一个或更多能源服务模块卫星，该模块具有较强的太阳能获取能力，并能通过一定的无线能量传输方式，将获取的能源传输给星簇中其他被服务模块。

现有技术中提出的无线能源传输方案主要包括微波、激光和集光聚热等技 术手段。在现有技术条件下，微波和激光能量传输都面临着传输效率低的问题，典型的端对端效率均低于10%，距离工程应用还有较大的差距。此外，微波孰能方式还有求两星均具有大尺寸的天线，而激光方式则要求非常高的对准控制精度，这都给工程实施带来了难度。集光聚热方式的效率可提高到30%左右，然而它需要高成本的大型能源服务模块，且接受模块上需要配置相变储热与热能发电等专用设备，增加了系统的复杂度和成本。并且高能光束有可能对星表其他设备造成损害，因此对补能服务和能量接收航天器同时提出了很高的指向控制要求。以上方式还有一个共同的缺点，就是要求被服务模块卫星上配有专用的接受装置，这对系统的通用性和可扩展性都是一个很大的制约。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种轻量化的小型日光反射补能航天器，利用被服务目标卫星非朝阳面进行无线能量补充的技术，为分离模块航天器系统乃至更广泛的空间系统提供一种有效的无线补能手段。

本发明的技术解决方案是：一种基于日光反射的航天器补能系统，包括补能服务航天器，补能服务航天器根据太阳与被服务航天器之间的空间关系，将日光投射到航天器非朝阳面的太阳电池上，从而为被服务航天器提供额外的能源；所述的补能服务航天器包括航天器本体、太阳敏感器、日光反射器和目标引导器；

太阳敏感器测定入射太阳角，目标引导器测定被服务航天器与补能服务航天器之间的相对空间方位；补能服务航天器上的星上计算机根据入射太阳角和所述的相对空间方位解算出日光反射器的指向，通过控制补能服务航天器姿态机动，带动日光反射器达到指定的方向，日光反射器将日光反射到被服务航天器非向阳面的太阳能电池上。

所述的日光反射器为充气展开膜结构反射器。

所述的充气展开膜结构反射器采用刚化材料。

所述的充气展开膜结构反射器为镜面反射型或者聚光反射型。

所述的充气展开膜结构反射器包括囊体、充气展开骨架、囊体外膜和日光反射膜；所述的囊体为透镜型囊体；囊体与充气展开骨架固连，由充气展开骨架为囊体提供定型、支撑以及与补能服务航天器本体的固定；囊体外膜为透射膜，采用热固化刚化复合材料薄膜材料；当为镜面反射型时，日光反射膜在囊体内装配，日光反射膜的边缘固定在充气展开骨架上，当充气展开骨架充分展开时，日光反射膜将被充分拉伸，形成光滑的平面形反光面；当为聚光反射型时，日光反射膜直接作为囊体的背阳面外膜，日光反射膜与向阳面透射膜在边缘气密地粘合，入轨后，向充气骨架和反射器囊体内充入气体，利用气体压力展开，形成所需的反射面。

囊体外膜外镀光谱选择材料。

所述的补能服务航天器根据补能需求，可以为多台，其组合形式为聚光反射型或镜面反射型单一形式，或者由聚光反射型和镜面反射型配合工作。

本发明与现有技术相比有益效果为：

（1）补能航天器可采用微小型平台，成本相对较低。

（2）能量传递链路精简，减少了能量转化环节，端对端传输效率相对较高。

（3）工程实现难度降低。不需要高精度跟踪瞄准、大面积微波天线、相变储热、热能发电等复杂的专用设备；

（3）通用性强。由于不需要在被服务目标航天器上加装专用设备，因此可以适应非常广泛的应用范围，特别是适合具有体装式太阳能电池阵的微小卫星使用。不但可应用于分离模块航天器，也可以用于其他类型的航天器，并且能够“向前兼容”，服务于既有在轨航天器，只要其非向阳面具有太阳能电池。

（4）安全性高。不存在高能光束，不会对目标航天器造成损害；可主动调控投射光的光谱范围，降低对光学传感器等设备的干扰。

（5）控制要求降低。由于避免了对小面积专用接受设备的精密指向控制需求，降低了对导航控制与跟瞄系统的技术要求和实现难度。

附图说明

图1为本发明补能航天器与目标航天器自然伴飞轨道示意图；

图2为本发明轻量化补能航天器日光反射器充气展开过程示意图；

图3为本发明补能航天器工作原理示意图；

图4a、4b分别为本发明镜面反射和聚光反射型充气展开日光反射器组结构成示意图；

图5a、5b为本发明多个小型补能航天器联合工作示意图；

图6为本发明太阳、日光反射器、目标航天器几何关系示意图；

图7为本发明补能航天器指向控制方法示意图。

具体实施方式

利用本发明补能系统可以提供一种无线能源补充方案，涉及的星簇由多个航天器构成，如图1所示，以松散编队方式聚群飞行。星簇中可以包含多个被服务航天器（目标航天器）2和补能服务航天器（简称补能航天器）1。每个目标航天器及为之提供服务的1个或多个补能服务航天器构成一个“合作组”。“合作组”内的目标航天器2和补能服务航天器1之间具有直接或间接信息通道，使补能服务航天器1能够获知目标航天器2的空间方位和能量接受状态。所述信息通道可以是星间无线通信、通过地面站的间接通信，也可以是补能服务航天器上安装的星间相对测量装置，或是上述多种信息传递途径的综合。星簇轨道可设计为补能航天器围绕目标航天器的自然伴飞轨道（作为一个特例，也包括跟飞轨道），其设计原则是，在任务航天器需要补充能量的轨道弧段A（图中粗黑线部分），使其位于太阳和补能航天器之间，且避免补能航天器对任务航天器执行任务造成干扰（如目标航天器为遥感卫星时，在载荷工作弧段不允许补能航天器遮挡载荷对地观测视场）。

具体工作过程如图2、3所示：轻量化的补能服务航天器1发射入轨后，展开日光反射器13，根据太阳与被服务航天器2之间的空间关系，利用日光反射器13将日光投射到被服务航天器非朝阳面上的太阳电池上，从而为被服务卫星提供额外的能源。

如图4a、4b、5a、5b所示，补能服务航天器包括航天器本体11、太阳敏感器12、日光反射器13和目标引导器14；太阳敏感器12测定入射太阳角，目标引导器14测定被服务航天器2的空间方位；补能服务航天器上的星上计算机根据入射太阳角和被服务航天器的空间方位解算出日光反射器13的指向，通过控制补能服务航天器姿态机动带动日光反射器13达到指定的方向，日光反射器13将日光反射到被服务航天器2非向阳面的太阳能电池上。

下面分别对上述各组成部分进行详细说明。

1、日光反射器13的实现可以有多种方式。反射器采用轻质可折叠材料制成，以满足轻量化要求，如采用具有刚化特性的空中充气展开膜结构。此时，补能服务航天器可以用小型航天器实现，其研制和发射具有良好的成本优势，甚至可以使用多个补能服务航天器为同一个目标航天器提供服务，如图5所示。

充气展开膜结构反射器13采用具有空间环境适应性的复合材料薄膜为基材，制成透镜形囊体。该囊体与充气展开骨架131固连，由充气展开骨架131为囊体提供定型、支撑以及与补能航天器本体的固定。囊体外膜132为透射膜，其上覆盖非晶硅或其他具有波长选择功能的表面材料。所述波长选择表面材料仅能通过目标航天器光伏太阳能电池的敏感光谱波段，该波段以外的多余辐射将被反射掉，使其不能达到太阳能电池，以此可以降低目标航天器的太阳能电池的温度，减缓电池发热对光电转换效率的削弱效应。囊体上还配有一个日光反射膜133，由层合铝复合刚化材料等基材制成，其光线反射能力利用铝膜形成，也可以镀银膜作为反射材料。日光反射膜133上的日光反射面可设计为镜面反射型，对应的反射面几何形状为平面，也可以设计为聚光反射型，对应的反射面几何形状为抛物面等曲面。如反射面几何形状为平面，则日光反射膜133在囊体内装配，其边缘固定在充气骨架132上，入轨后，向充气展开骨架131及囊体内充气，当骨架充分展开时，日光反射膜将被充分拉伸，其表面褶皱也将在此过程中得到消除，形成光滑的反光面。如反射面几何形状为曲面，则反射膜133同时复用作囊体的背阳面外膜，其与132在边缘气密地粘合。当航天 器发射时，日光反射器呈折叠收紧状态，占用的包络体积很小；部署入轨后，向充气展开骨架131和反射器囊体内充入气体，利用气体压力将膜结构展开并拉平褶皱，形成所需的反射面。日光反射器可以采用可刚化膜材制成，例如日光反光膜可采用层合铝复合刚化材料，囊体外膜可采用热固化刚化复合材料薄膜材料。当反射器在轨展开后，经过一定时间（典型周期数时至数日）的刚化反应，即可形成具有稳定形状的轻量化刚性结构。

太阳能电池随着温度升高，发电效率会被削弱。为减少这一不利影响，透射膜采用热固化刚化复合材料薄膜材料，其上覆盖非晶硅或其他具有波长选择功能的表面材料。所述波长选择表面材料仅能通过目标航天器光伏太阳能电池的敏感光谱波段，该波段以外的多余辐射将被反射掉，使其不能达到太阳能电池，以此可以降低目标航天器的太阳能电池的温度，提高光电转换效率。

3、目标引导器14可以为硬件，也可以为实现其功能的软件模块。当为硬件时，采用激光二维扫描镜、光学成像系统等硬件测定目标航天器相对于补能航天器的空间方位，具体可以参照Zhang Chi,Zhang Gaofei,You Zheng."Design of space target detection system based on a two-dimensional scanning micro-mirror",ICEMI'09.9th International Conference on Electronic Measurement&Instruments,2009.中的介绍。当为软件模块时，需要两星绝对位置（相对于惯性空间，例如地心坐标系下的位置）的差分。两星绝对位置利用被服务航天器与补能服务航天器上的导航定位设备获取自身的绝对位置，通过星间链路实现数据共享。若无星间直接链路，则采用地面测通站或中继卫星转发目标航天器的绝对位置至补能服务航天器。补能服务航天器上的星上计算机将二者绝对位置差分，即得到被服务航天器与补能服务航天器之间的相对空间方位。

4、补能服务航天器的指向控制方法如图6、7所示。

记日光反射器反射面的主光轴矢量方向在补能航天器本体坐标系中的单位向量为补能服务航天器1的绝对姿态矩阵为A_M。由于日光反射器13与航天器本体11固连，不失一般性，为简便计，以下讨论中将直接 以n_M代表补能航天器的整体空间指向。

记补能服务航天器1的姿态控制周期为T，第k个控制周期的起始时刻记为t(k)，终了时刻为t(k+1)=t(k)+T。记地心惯性坐标系下太阳与补能航天器间的连线方向，亦即日光入射方向的理论值为^IpS(k)，则其在补能航天器本体坐标系中的单位方向矢量为n_S(k)=A_M(k)·^Ip_S(k)。

记t(k)时刻，补能航天器的位置矢量p_M(k)=[x_M(k),y_M(k),z_M(k)]^T，绝对线速度为v_M(k)=[v_XM(k),v_YM(k),v_ZM(k)]^T;目标航天器的绝对位置矢量p_T(k)=[x_T(k),y_T(k),z_T(k)]^T，绝对线速度为v_T(k)=[v_XT(k),v_YT(k),v_ZT(k)]^T。于是，目标航天器与补能航天器的相对位置可以用矢量表示为

Δp_T(k)=p_T(k)-p_M(k)=[x_T(k)-x_M(k),y_T(k)-y_M(k),z_T(k)-z_M(k)]^T

相应地，两航天器间的相对距离即Δp_T(k)的范数|Δp_T(k)|，相对指向可表征为单位向量n_T(k)=Δp_T(k)/|Δp_T(k)|。

对于带有硬件型目标引导器的补能航天器，可以直接测得目标航天器在补能航天器探测视场中的指向n_T(k)、n_T(k)的相对转动速度以及距离|Δp_T(k)|，进而可以解算得到p_T和v_T(k)；对于软件型目标引导器的补能航天器，则通过补能航天器自身的导航定位系统直接测定获得p_M，通过目标航天器星载导航定位系统或地面跟踪站测量获取p_T，并通过星间通信链路或星地通信链路传送给补能航天器星载计算机，经过差分运算及归一化，则可解算得到n_T(k)和|Δp_T(k)|。而日光方向矢量则通过太阳敏感器完成测量，并根据理论值进行误差校正。

参看图6，为了将日光反射至目标航天器，在任一时刻，补能航天器的姿态指向参考控制目标值为n_M=1/2·(n_s+n_T)。但实际系统中由于各状态参数的采样测量和控制指令的发送均体现为离散方式，因此需要引入速度信息，对太阳、补能航天器及目标航天器之间的相对位姿运动关系进行递推估算，从而获得补能航天器的姿态机动控制参考跟踪规划轨迹。

本发明提供一种基于参考角速度跟踪的指向控制方法。从t(k)至t(k+1)期间,补能航天器的控制参考轨迹为按照某一固定的角速度ω(k/k+1)=[ω_X,ω_Y,ω_Z]^T,从 初始姿态A_M(k)，经过总转角Θ_M(k/k+1)=ω(k/k+1)·T，匀速机动至A_M(k+1)≈ΔA_M[Θ_M(k/k+1)]·A_M(k)。

在t(k+1)时刻，目标航天器和补能航天器的绝对位置近似估计递推值分别为p_T(k+1)≈p_T(k)+v_T(k)·T和p_M(k+1)≈p_M(k)+v_M(k)·T，相对位置近似估计递推值为Δp_T(k+1)=p_T(k+1)-p_M(k+1)，则相对指向近似估计递推值为n_T(k+1)=Δp_T(k+1)/|Δp_T(k+1)|。与此同时，当控制周期T足够短时，可近似认为日光方向矢量^Ip_S(k+1)≈^Ip_S(k)，有n_S(k+1)=A_M(k+1)·^Ip_S(k+1)≈ΔA_M[Θ _M(k/k+1)]·A_M(k)·^Ip_S(k)。为进一步提高精度，还可根据太阳历推得到t(k+1)时刻的日光方向矢量^Ip_S(k+1)，在此不展开赘述。

于是，补能航天器在k时刻的参考姿态指向为n_M(k)=1/2·[n_s(k)+n_T(k)]，在k+1时刻的参考姿态指向为n_M(k+1)=1/2·[n_s(k+1)+n_T(k+1)]。由n_M(k)和n_M(k+1)的叉乘即可求得在控制周期T内n_M的总转角Θ_M(k/k+1)=ω(k/k+1)·T。由此即给出了补能航天器姿态控制的参考运动角速度ω(k/k+1)=Θ_M(k/k+1)/T。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (7)

1.一种基于日光反射的航天器补能系统，其特征在于：包括补能服务航天器，补能服务航天器根据太阳与被服务航天器之间的空间关系，将日光投射到航天器非向阳面的太阳能电池上，从而为被服务航天器提供额外的能源；所述的补能服务航天器包括航天器本体、太阳敏感器、日光反射器和目标引导器；

太阳敏感器测定入射太阳角，目标引导器测定被服务航天器与补能服务航天器之间的相对空间方位；补能服务航天器上的星上计算机根据入射太阳角和所述的相对空间方位解算出日光反射器的指向，通过控制补能服务航天器姿态机动，带动日光反射器达到指定的方向，日光反射器将日光反射到被服务航天器非向阳面的太阳能电池上。

2.根据权利要求1所述的一种基于日光反射的航天器补能系统，其特征在于：所述的日光反射器为充气展开膜结构反射器。

3.根据权利要求2所述的一种基于日光反射的航天器补能系统，其特征在于：所述的充气展开膜结构反射器采用刚化材料。

4.根据权利要求3所述的一种基于日光反射的航天器补能系统，其特征在于：所述的充气展开膜结构反射器为镜面反射型或者聚光反射型。

5.根据权利要求4所述的一种基于日光反射的航天器补能系统，其特征在于：所述的充气展开膜结构反射器包括囊体、充气展开骨架、囊体外膜和日光反射膜；所述的囊体为透镜型囊体；囊体与充气展开骨架固连，由充气展开骨架为囊体提供定型、支撑以及与补能服务航天器本体的固定；囊体外膜为透射膜，采用热固化刚化复合材料薄膜材料；当为镜面反射型时，日光反射膜在囊体内装配，日光反射膜的边缘固定在充气展开骨架上，当充气展开骨架充分展开时，日光反射膜将被充分拉伸，形成光滑的平面形反光面；当为聚光反射型时，日光反射膜直接作为囊体的背阳面外膜，日光反射膜与向阳面透射膜在边缘气密地粘合，入轨后，向充气骨架和反射器囊体内充入气体，利用气体压力展开，形成所需的反射面。

6.根据权利要求5所述的一种基于日光反射的航天器补能系统，其特征在于：囊体外膜外镀光谱选择材料。

7.根据权利要求4所述的一种基于日光反射的航天器补能系统，其特征在于：所述的补能服务航天器根据补能需求，可以为多台，充气展开膜结构反射器组合形式为聚光反射型或镜面反射型单一形式，或者由聚光反射型和镜面反射型配合工作。