CN107813962A - 闪烁载荷系统、装载闪烁载荷系统的卫星及主动可见方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种闪烁载荷系统、装载闪烁载荷系统的卫星及主动可见方法，载荷系统包括：聚光镜，其为上端开口的杯体；点光源，其固定在所述聚光镜内，用于通电发光；第一聚光透镜，其固定在所述聚光镜的上端开口上，用于对点光源发出的光进行聚光；第二聚光透镜，其布设在所述第一聚光透镜上方，用于对点光源发出的光进行二次聚光；其中，所述第二聚光透镜的外表面镀有增透膜；所述聚光镜的内表面上镀有反射膜。卫星上装载此载荷系统，按照主动可见方法进行控制，LED发光阵列按照分时脉冲间隔进行开关动作，产生明暗状态，在无云夜间，使地面观察者在卫星过顶时间段内肉眼可观察到卫星。
Description
技术领域
本发明涉及卫星设备领域，具体涉及一种闪烁载荷系统、装载闪烁载荷系统的卫星及主动可见方法。
背景技术
卫星在轨运行时，距地面距离较远且飞行速度较快，人在地面上较难用肉眼观察到太空中的卫星。一般来说，地面肉眼可观察卫星要具备两个条件，一是卫星处于非常低的轨道(如300km以下的高度)，二是观察时间处于夜间。对于大多数卫星，为避免低轨道衰减，以及一些任务的实现需要将发射卫星的轨道高度适当提升，当卫星轨道高度升高一些后，如果不依赖其他手段，无论是何时间，地面都无法肉眼观察卫星。
现有的卫星中，铱星采用搭载反光板实现对太阳光的反射，进而使得地面可见，属于一种光照区持续发光被动可见策略。但这种实现方式不可控，地面观测的时间、位置以及可见程度均有限。
发明内容
为了解决现有技术中存在的问题，本发明提供了一种太空闪烁载荷系统，聚光透镜和聚光镜对点光源进行聚光，聚光效率达到80％。
本发明还提供了一种装载太空闪烁载荷系统的卫星，载荷系统在卫星上闪烁，达到地面夜间肉眼可见的目的。
本发明还提供了一种装载太空闪烁载荷系统的卫星主动可见方法，卫星达到观测区域，卫星对观察者保持凝视且载荷系统进行周期性闪烁，达到地面夜间肉眼可见的目的。
本发明解决技术问题所采用的技术方案如下：
一种太空闪烁载荷系统，包括：
聚光镜，其为上端开口的杯体；
点光源，其固定在所述聚光镜内，用于通电发光；
第一聚光透镜，其固定在所述聚光镜的上端开口上，用于对点光源发出的光进行聚光；
第二聚光透镜，其布设在所述第一聚光透镜上方，用于对点光源发出的光进行二次聚光；
其中，所述第二聚光透镜的外表面镀有增透膜；所述聚光镜的内表面上镀有反射膜。
优选的是，还包括：
发光阵列，其包括1个或多个发光模组；其中，所述发光模组至少由聚光镜、点光源、第一聚光透镜和第二聚光透镜组成；
电控单元，其电连接所述点光源，用于控制所述点光源周期性闪烁；
散热框，其围设在所述发光阵列的外周上，用于对发光阵列进行散热。
优选的是，所述点光源为LED点光源，光通量为4500～5000lm。
优选的是，所述增透膜为氟化钙增透膜，所述反射膜为镀铝、镀金或镀银反射膜。
本发明的目的还可通过一种装载太空闪烁载荷系统的卫星来实现，所述载荷系统固定在卫星上，所述电控单元连接所述卫星的中心机。
本发明的目的还可通过一种装载太空闪烁载荷系统的卫星主动可见方法来实现，包括：
步骤1、地面提前上注过顶凝视时间、时长、地面观察者所在地理位置以及载荷系统闪烁时间、周期；
步骤2、卫星到达上注的指定动作时间后，卫星对观察者保持凝视状态，同时载荷系统进行周期性闪烁；
步骤3、观察者在卫星可观测时间T内进行观察，直至结束。
优选的是，所述卫星对观察者保持凝视状态的步骤包括：
计算可观测区域的圆心角ω：
其中，R为地球的半径；H为卫星距离地面的高度；θ为卫星和观测点连线与超前地垂线之间的夹角；
计算地面凝视点的可观测时间T：
其中，Tw为卫星轨道周期；
当卫星机动能力卫星满足凝视要求。
优选的是，所述卫星对观察者保持凝视状态的步骤还包括：
卫星按照凝视过程目标姿态进行姿态控制；当卫星的实际姿态与目标姿态有偏差，对卫星进行姿态补偿控制。
优选的是，所述载荷系统进行周期性闪烁的发光强度I满足：
其中，E为零等星的地面光照度；SA为卫星的地面可观测面积；η为载荷系统的聚光效率；ζ为地球反照及大气损耗引起的发光强度损耗率。
优选的是，卫星到达上注的指定动作时间后，还包括判断卫星能源是否满足闪烁需求的步骤：
当卫星能源满足闪烁需求，则执行卫星对观察者保持凝视状态的步骤；
当卫星能源不能满足闪烁需求，则结束。
本发明的有益效果是：本发明采取的LED发光阵列的方式属于间断式闪烁发光主动可见策略，通过计算发光亮度、轨道高度、发光效率等之间的关系，构建所需的系统实现发光并被地面可见的系统，并通过计算卫星凝视所需姿态，实时调整卫星姿态，实现太空目标过顶地面肉眼可见的功能。
附图说明
图1本发明的太空闪烁载荷系统的发光模组的剖视图。
图2本发明的太空闪烁载荷系统的发光模组的剖视图。
图3本发明的太空闪烁载荷系统的整体结构图。
图4本发明的太空闪烁载荷系统的拼装后结构示意图。
图5本发明的装载太空闪烁载荷系统的卫星主动可见方法流程图。
图6本发明的装载太空闪烁载荷系统的卫星过顶示意图。
图7本发明的地面观测点可见区域图示意图。
图8本发明的装载太空闪烁载荷系统的卫星对底面观测点的凝视状态图。
图9本发明的装载太空闪烁载荷系统的卫星主动可见方法中姿态补偿控制策略示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明做进一步详细说明。
如图1和2所示的一种太空闪烁载荷系统包括发光模组5，发光模组5包括聚光镜1、点光源2、聚光透镜组3和增透膜4。如图1所示，聚光镜1为上端开口的椭球面杯体结构；点光源2固定在所述聚光镜1内，进一步的是，点光源2固定安装于椭球面的焦点位置，用于通电发光；聚光透镜组3包括第一聚光透镜和第二聚光透镜，第一聚光透镜固定在所述聚光镜1的上端开口上，用于对点光源2发出的光进行聚光；第二聚光透镜布设在所述第一聚光透镜上方，用于对点光源2发出的光进行二次聚光；其中，所述第二聚光透镜的外表面镀有增透膜4；所述聚光镜1的内表面上镀有反射膜。由于点光源2光点较小，使用椭球面反射聚光镜1对点光源2进行10°光束张角的精确控制，能够大幅度提升光源能量的利用效率，再通过在聚光镜1开口处安装聚光透镜组，进一步提升聚光效率，经仿真计算，聚光效率最高可达到80％。
在另一实施例中，如图3-4所示的太空闪烁载荷系统还包括：散热框和电控单元9。所述发光阵列包括1个或多个发光模组5，进一步的是，发光阵列包括1-10个发光模组5，也可根据卫星轨道高度，在10个发光模组的基础上增加数量，以满足肉眼可见需求；优选的是，所述发光阵列包括排列成2列3排的6个发光模组5；电控单元9电连接所述点光源2，用于控制所述点光源2周期性闪烁，优选的是，电控单元9为闪烁分时控制器，太空闪烁系统要实现闪烁的功能，要求点光源2光线呈现“明-暗-明-暗……”闪烁状态，利用闪烁分时控制器控制点光源2的周期及占空比，也可设置成摩尔斯电码的形式，表达特定的含义。所述散热框围设在所述发光阵列的外周上，用于对发光阵列进行散热，进一步的是，由于发光阵列功耗较大，在轨工作时间集中，结合空间载荷热设计的特点(无空气对流)，所述散热框设计如下：其包括热管6、机壳7和顶板8，机壳7外壁设计为散热面，表面喷涂S781热控白漆，点光源2后端粘贴微型热管6，热管6将热流疏导至机壳7散热面散热，保证发光模组5温度不超过电子元器件能承受的范围。
在另一实施例中，所述点光源2为大功率LED点光源，发光效率约为100lm/w，单个50wLED点光源芯片可实现4500～5000lm光通量，供电电压30V，电流约1.67A，所述发光阵列的光通量为4500～5000lm，即发光阵列可实现28430lm的发光强度，满足在太空载荷系统的肉眼可见要求。
在另一实施例中，所述增透膜4为氟化钙增透膜，所述反射膜为镀铝、镀金或镀银反射膜，优选的是，所述聚光镜1内部镀金，镀金反射层的聚光效果最佳，目的是提升系统抗原子氧侵蚀的能力，防止其反光效能在寿命末期严重下降。
本发明的太空闪烁载荷系统的光源芯片的光通量为4500～5000lm，并通过聚光镜1及其内反射膜、聚光透镜组3和增透膜4的组合，保证大于27000lm的发光强度及高达80％的聚光效率，实现太空闪烁载荷系统在夜间、无阴云的条件对肉眼可见。
一种装载太空闪烁载荷系统的卫星，包括卫星主体和载荷系统，载荷系统固定在卫星上，载荷系统的电控单元连接所述卫星主体的中心机，接收卫星发射的信号。
所述载荷系统包括发光模组5、散热框和电控单元9，其中，发光模组5包括聚光镜1、点光源2、聚光透镜组3和增透膜4。如图1所示，聚光镜1为上端开口的椭球面杯体结构；点光源2固定在所述聚光镜1内，进一步的是，点光源2固定安装于椭球面的焦点位置，用于通电发光；聚光透镜组3包括第一聚光透镜和第二聚光透镜，第一聚光透镜固定在所述聚光镜1的上端开口上，用于对点光源2发出的光进行聚光；第二聚光透镜布设在所述第一聚光透镜上方，用于对点光源2发出的光进行二次聚光；其中，所述第二聚光透镜的外表面镀有增透膜4；所述聚光镜1的内表面上镀有反射膜。由于点光源2光点较小，使用椭球面反射聚光镜1对点光源2进行10°光束张角的精确控制，能够大幅度提升光源能量的利用效率，再通过在聚光镜1开口处安装聚光透镜组，进一步提升聚光效率，经仿真计算，聚光效率最高可达到80％。如图3-4所示，所述发光阵列包括1个或多个发光模组5，优选的是，所述发光阵列包括排列成2列3排的6个发光模组5；电控单元9电连接所述点光源2，用于控制所述点光源2周期性闪烁，优选的是，电控单元9为闪烁分时控制器，太空闪烁系统要实现闪烁的功能，要求点光源2光线呈现“明-暗-明-暗……”闪烁状态，利用闪烁分时控制器控制点光源2的周期及占空比，也可设置成摩尔斯电码的形式，表达特定的含义。所述散热框围设在所述发光阵列的外周上，用于对发光阵列进行散热，进一步的是，由于发光阵列功耗较大，在轨工作时间集中，结合空间载荷热设计的特点(无空气对流)，所述散热框设计如下：其包括热管6、机壳7和顶板8，机壳7外壁设计为散热面，表面喷涂S781热控白漆，点光源2后端粘贴微型热管6，热管6将热流疏导至机壳7散热面散热，保证发光模组5温度不超过电子元器件能承受的范围。在另一实施例中，所述点光源2为大功率LED点光源，发光效率约为100lm/w，单个50wLED点光源芯片可实现4500～5000lm光通量，供电电压30V，电流约1.67A，所述发光阵列的光通量为4500～5000lm，即发光阵列可实现大于27000lm的发光强度，满足在太空载荷系统的肉眼可见要求。在另一实施例中，所述增透膜4为氟化钙增透膜，所述反射膜为镀铝、镀金或镀银反射膜，优选的是，所述聚光镜1内内部镀金，目的是提升系统抗原子氧侵蚀的能力，防止其反光效能在寿命末期严重下降。
本发明的装载太空闪烁载荷系统的卫星，其光源芯片的光通量为4500～5000lm，并通过聚光镜1及其内反射膜、聚光透镜组3和增透膜4的组合，保证大于27000lm的发光强度及高达80％的聚光效率，实现太空闪烁载荷系统在夜间、无阴云的条件对肉眼可见。
一种装载太空闪烁载荷系统的卫星主动可见方法，适用于300～900km低轨太阳同步轨道的卫星，地面观察者需在夜间、无阴云的条件进行观察，如图5所示，包括以下步骤：
步骤1、卫星在轨工作正常情况下，由地面提前上注过顶凝视时间、时长、地面观察者所在地理位置以及载荷系统闪烁时间、周期；
步骤2、当卫星到达上注的指定动作时间后，判定系统电量是否能够满足闪烁需求，在满足能量需求的情况下执行步骤3，如不满足则结束。
步骤3：
3.1姿控系统在轨实时计算凝视目标姿态：
(1)根据图6，O点为地心，A′点为地面凝视点，曲线BC是卫星运动轨迹。卫星与观测点C的视线超前地垂线45°夹角时，开始进行观测，卫星与观测点B的视线滞后地垂线45°时，停止观测。
ω＝2∠A'OB，即可观测区域BC的圆心角ω为：
其中，R为地球的半径，单位为km；H为卫星距离地面的高度(轨道高度)，单位为km；θ为卫星和观测点连线与超前地垂线之间的夹角，单位为度；在6中R＝A′O、H＝A′A，θ＝∠A'BO。
(2)计算地面凝视点的可观测时间T(即过顶时间)：
其中，Tw为卫星轨道周期，单位为s；
(3)当卫星机动能力卫星满足凝视要求。
3.2卫星机动进入目标姿态跟踪状态：
如图8所示，卫星根据地面规划得到的凝视过程卫星目标姿态进行姿态控制，并实时将目标姿态与姿态测量得到的当前姿态信息进行比对，如图9所示，得到卫星当前姿态与目标姿态的偏差，通过PD控制器计算得到所需姿态控制力矩，通过姿态执行机构(如反作用飞轮)产生该期望力矩值，作用到卫星本体上，控制卫星进行姿态机动，保持载荷系统始终对地指向。
3.3同时，闪烁载荷系统在过顶时段内开机，按照控制周期性闪烁工作，观察者在卫星可观测时间T内进行观察，直至结束。
其中，所述闪烁载荷系统的发光强度按照零等星的亮度进行设计，其发光强度I满足：
其中，E为零等星的地面光照度，单位为lx；SA为卫星的地面可观测面积，单位为km2；η为载荷系统的聚光效率；ζ为地球反照及大气损耗引起的发光强度损耗率。
如图7所示，卫星的地面可观测面积SA为：
其中，D为以观测点为圆心地面可见圆区域的直径，单位为km；d为A(卫星过顶点)距地面观测点A′的距离，单位为km；β为LED发光阵列的发散角。
实施例1
以轨道高度500km的卫星为例，星下点正对时刻光照度为零等星时，系统地面肉眼可见。由于LED模组光线属于可见光，无法穿透云雾，并为了保证形成空间亮度的对比，地面观察时间最好选在无阴云天气的夜间。
步骤1、卫星在轨工作正常情况下，由地面提前上注过顶凝视时间、时长、地面观察者所在地理位置以及载荷系统闪烁时间、周期，
步骤2、当卫星到达上注的指定动作时间后，判定系统电量是否能够满足闪烁需求，在满足能量需求的情况下，执行步骤3；如电量不满足，则结束。
步骤3、
3.1姿控系统在轨实时计算凝视目标姿态：
所述系统工作时星体的工作方式是：对地面目标点保持凝视，工作时长不小于2min。
(1)根据图6，O点为地心，A′点为地面凝视点，曲线BC是卫星运动轨迹。卫星与观测点视线超前地垂线45°夹角时，开始进行观测，滞后地垂线45°时，停止观测。轨道高度H约为500km，由公式(1)可得∠A’OB＝4.69°，则圆心角ω＝∠COB＝9.38°。
(2)对于本卫星，轨道周期为5676.978s，由圆心角和弦长的关系可得B点至C点的观测时间T为：
T＝5676.978s/360°×9.38°＝147.9s
该值大于147.9s，因此可充分保障非过顶状态下闪烁120s的可见区间。
(3)卫星由B点运行到C点，卫星指向由BA'点转动到CA'点，转动角度∠CA'B＝99.38，需要卫星实现的机动能力最少达到：
v＞99.38÷147.9＝0.672°/s
因此只要卫星机动能力可达到0.9°/s即可充分满足凝视需求。
3.2卫星机动进入目标姿态跟踪状态：
卫星凝视控制过程示意图见附图6，根据地面规划计算得到的凝视过程卫星目标姿态，与姿态测量得到的当前姿态信息进行比对，得到卫星当前姿态与目标姿态的偏差，通过PD控制器计算得到所需姿态控制力矩，通过姿态执行机构(如反作用飞轮)产生该期望力矩值，作用到卫星本体上，控制卫星进行姿态机动，保持载荷系统始终对地指向。
3.3同时，闪烁载荷系统在过顶时段内开机，按照控制周期周期性闪烁工作，观察者在卫星可观测时间T内进行观察，直至结束。
计算闪烁载荷所需的发光强度的步骤包括：
(1)根据附图7，地面观测点附近闪烁可见区域的面积：
式中，D为以观测点为圆心地面可见圆区域的直径，单位为km；d为A(卫星过顶点)距地面观测点A′的距离，dA＝500km；β为LED发光阵列的发散角，设计为10°。
计算得到A对应的地面可观测面积分别为SA＝6008km2。
(2)零等星的地面光照度：
E＝2.65×10-6lx
(3)假设聚光系统聚光效率η为80％，地球反照及大气损耗ζ为30％，为了实现星下点零等星光照度，系统的发光强度I为：
只要I≥Imin，可按照此发光强度进行闪烁载荷系统设计。
闪烁载荷系统按照控制周期周期性闪烁工作，闪烁周期是1s，单次亮度持续时间是100ms。
本发明的装载太空闪烁载荷系统的卫星主动可见方法，卫星中心计算机根据地面上注的闪烁起始时间，一方面在闪烁开始之前的一段时间设置卫星进入凝视姿态模式，该模式的特点是通过实时调整三轴姿态，卫星始终保持指向地面同一区域，在凝视模式下，卫星采集姿态敏感部件的信息，采取相应的控制策略计算得到卫星所需的控制力矩，并通过姿态执行机构(如反作用飞轮)使卫星机动进而使闪烁载荷部分始终对准地面观测区域。另一方面中心计算机在到达闪烁起始时间时，开启LED发光阵列，并根据载荷的闪烁时间间隔向闪烁分时控制器发送脉冲指令，使得LED发光阵列驱动器按照分时脉冲间隔进行开关动作，产生明暗状态。通过凝视控制和闪烁驱动过程，保证在卫星过顶的时段内，有足够的时间观察到卫星。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用。它完全可以被适用于各种适合本发明的领域。对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改。因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。
Claims (10)
1.一种太空闪烁载荷系统，其特征在于，包括：
聚光镜，其为上端开口的杯体；
点光源，其固定在所述聚光镜内，用于通电发光；
第一聚光透镜，其固定在所述聚光镜的上端开口上，用于对点光源发出的光进行聚光；
第二聚光透镜，其布设在所述第一聚光透镜上方，用于对点光源发出的光进行二次聚光；
其中，所述第二聚光透镜的外表面镀有增透膜；所述聚光镜的内表面上镀有反射膜。
2.如权利要求1所述的太空闪烁载荷系统，其特征在于，还包括：
发光阵列，其包括1个或多个发光模组；其中，所述发光模组至少由聚光镜、点光源、第一聚光透镜和第二聚光透镜组成；
电控单元，其电连接所述点光源，用于控制所述点光源周期性闪烁；
散热框，其围设在所述发光阵列的外周上，用于对发光阵列进行散热。
3.如权利要求2所述的太空闪烁载荷系统，其特征在于，所述点光源为LED点光源，光通量为4500～5000lm。
4.如权利要求3所述的太空闪烁载荷系统，其特征在于，所述增透膜为氟化钙增透膜，所述反射膜为镀铝、镀金或镀银反射膜。
5.一种装载权利要求1-4中任一项所述的太空闪烁载荷系统的卫星，其特征在于，所述载荷系统固定在卫星上，所述电控单元连接所述卫星的中心机。
6.一种装载太空闪烁载荷系统的卫星主动可见方法，其特征在于，包括：
步骤1、地面提前上注过顶凝视时间、时长、地面观察者所在地理位置以及载荷系统闪烁时间、周期；
步骤2、卫星到达上注的指定动作时间后，卫星对观察者保持凝视状态，同时载荷系统进行周期性闪烁；
步骤3、观察者在卫星可观测时间T内进行观察，直至结束。
7.如权利要求6所述的装载太空闪烁载荷系统的卫星主动可见方法，其特征在于，所述卫星对观察者保持凝视状态的步骤包括：
计算可观测区域的圆心角ω：
<mrow>
<mi>&omega;</mi>
<mo>=</mo>
<mn>2</mn>
<mo>&lsqb;</mo>
<mi>a</mi>
<mi>r</mi>
<mi>c</mi>
<mi>s</mi>
<mi>i</mi>
<mi>n</mi>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mfrac>
<mrow>
<mi>R</mi>
<mo>+</mo>
<mi>H</mi>
</mrow>
<mi>R</mi>
</mfrac>
<mo>&times;</mo>
<mi>sin</mi>
<mi>&theta;</mi>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>-</mo>
<mi>&theta;</mi>
<mo>&rsqb;</mo>
</mrow>
其中，R为地球的半径；H为卫星距离地面的高度；θ为卫星和观测点连线与超前地垂线之间的夹角；
计算地面凝视点的可观测时间T：
<mrow>
<mi>T</mi>
<mo>=</mo>
<mfrac>
<mi>&omega;</mi>
<mn>360</mn>
</mfrac>
<mo>&times;</mo>
<msub>
<mi>T</mi>
<mi>w</mi>
</msub>
</mrow>
其中，Tw为卫星轨道周期；
当卫星机动能力卫星满足凝视要求。
8.如权利要求7所述的装载太空闪烁载荷系统的卫星主动可见方法，其特征在于，所述卫星对观察者保持凝视状态的步骤还包括：
卫星按照凝视过程目标姿态进行姿态控制；当卫星的实际姿态与目标姿态有偏差，对卫星进行姿态补偿控制。
9.如权利要求8所述的装载太空闪烁载荷系统的卫星主动可见方法，其特征在于，所述载荷系统进行周期性闪烁的发光强度I满足：
<mrow>
<mi>I</mi>
<mo>&GreaterEqual;</mo>
<msub>
<mi>I</mi>
<mi>min</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<mfrac>
<mrow>
<msub>
<mi>ES</mi>
<mi>A</mi>
</msub>
</mrow>
<mrow>
<mi>&eta;</mi>
<mo>&times;</mo>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mn>1</mn>
<mo>-</mo>
<mi>&zeta;</mi>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
</mfrac>
</mrow>
其中，E为零等星的地面光照度；SA为卫星的地面可观测面积；η为载荷系统的聚光效率；ζ为地球反照及大气损耗引起的发光强度损耗率。
10.如权利要求9所述的装载太空闪烁载荷系统的卫星主动可见方法，其特征在于，卫星到达上注的指定动作时间后，还包括判断卫星能源是否满足闪烁需求的步骤：
当卫星能源满足闪烁需求，则执行卫星对观察者保持凝视状态的步骤；
当卫星能源不能满足闪烁需求，则结束。
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- 2017-12-08 CN CN201711295636.3A patent/CN107813962A/zh active Pending
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