CN107861400A - 一种调节微小卫星在轨外热流模拟的控制方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种调节微小卫星外温度热流模拟的控制方法及装置，包括如下步骤：a：根据卫星的轨道与姿态数据,结合卫星基本信息S，建立卫星外热流计算模型；b：根据外热流计算模型计算得到卫星表面的外热流数据Cs；c：根据所述外热流数据计算出卫星表面外热流模拟加热器功耗数据,并由软件控制模块接收所述模拟外热流加热器热耗数据；d：基于薄膜电加热片实现所述热耗数据Cs的热流输出；e：相隔时刻Δt，重复执行步骤c至步骤d，通过微小卫星热模型结合轨道与姿态模块仿真得到的热流数据分析出微小卫星外表面各路薄膜电加热器的模拟加热功耗，实现了热流输出的功率输出数据，本发明操作简单，使用方便，具有极高的科研价值。

Description

一种调节微小卫星在轨外热流模拟的控制方法及装置

技术领域

本发明属于航天器地面真空热试验领域，具体地，一种调节微小卫星在轨外热流模拟的控制方法及装置。

背景技术

随着科学技术的发展，航天器在对地应用、太空探测和星际飞行等空间技术领域取得了巨大的成功，其中航天器热控制是航天器开展空间探测活动必不可少的一个技术保障，目前，复杂恶劣的空间环境对航天器热控系统提出了新的挑战。卫星热平衡试验验证热控设计是热控系统的重要工作之一。

传统的卫星外热流模拟大多采用红外加热笼、红外灯阵等试验系统，此类试验系统属于非接触式加热，且成本较高，该试验系统主要针对于大型卫星进行模拟，但在科技高速发展以及成本控制的前提下，微小卫星行业得到了快速的发展，即重量小于100KG，传统的模拟实验是通过非接触式加热，由于微小型卫星体积较小，所以非接触式加热对于微小型卫星来说误差过大，无法施加试验误差范围内的外热流。

而目前，并没有一种针对于微小型卫星准确的在轨外热流模拟的控制方法及装置。

发明内容

针对现有技术存在的技术缺陷，本发明的目的是提供一种调节微小卫星在轨外热流模拟的控制方法及装置，根据本发明的一个方面，提供了一种调节微小卫星在轨外热流模拟的控制方法，其用于减少热流模拟试验的温度误差，包括如下步骤：

a：根据卫星的轨道与姿态数据,结合卫星基本信息S，建立卫星

外热流计算模型；

b:根据外热流计算模型计算得到卫星表面的外热流数据Cs；

c：根据所述外热流数据计算出卫星表面外热流模拟加热器功耗数据,并由软件控制模块接收所述模拟外热流加热器热耗数据；

d：基于薄膜电加热片实现所述热耗数据Cs的热流输出。

e：相隔时刻Δt，重复执行步骤c至步骤d。

优选地，所述步骤a包括如下步骤：

a1：获取模拟轨道信息；

a2：获取模拟姿态信息；

a3：基于所述轨道信息以及所述姿态信息并结合卫星基本信息S，建立卫星外热流计算模型。

优选地，所述卫星的基本信息包括如下信息中的任一种或任多种：

卫星的质量；

卫星的表面材料；

卫星的表面特性；

卫星的尺寸；或者

卫星的构型。

优选地，在所述步骤d中，基于不同的卫星基本信息S，所述薄膜电加热片的分布不同。

优选地，所述薄膜电加热片的设置根据微小卫星的表面积进行合理分布。

优选地，所述步骤e还包括步骤e′：根据不同的时刻Δt，实现对不同轨道与姿态下的热流输出的控制。

优选地，还包括步骤f：实时获取所述微小卫星的表面温度。

优选地，所述步骤f之前包括如下步骤：

f′：获取微小卫星温度、模拟空间热环境、模拟空间外热流。

优选地，所述空间外热流的计算基于如下公式获得：

T＝X+Y+Z，其中，所述X为太阳直接辐射热流，Y为地球红外辐射热

流，Z为地球反照太阳热流。

根据本发明的另一个方面，提供了一种调节微小卫星在轨外热流模拟的控制装置，包括：

轨道与姿态模块1：用于模拟卫星的轨道与姿态；

第一获取模块2：用于获取外热流数据C；

第二获取模块3：用于获取微小卫星外热流模拟加热器的热耗数

据Cs；

第一接收模块4：用于接收所述热耗数据Cs；

第一输出模块5：用于实现所述热耗数据Cs的热流输出。

优选地，所述第一获取模块2还包括：

第一模拟模块21：用于模拟出所述热流数据。

优选地，还包括第三获取模块6：用模拟信号采集系统通过热敏感半导体温度传感器采集星体表面温度。

本发明提供了一种调节微小卫星外温度热流模拟的控制方法及装置，通过微小卫星热模型结合轨道与姿态模块仿真得到的热流数据分析出微小卫星外表面各路薄膜电加热器的模拟加热功耗，实现了热流输出的功率输出数据，并通过调节微小卫星外温度热流模拟的控制装置，控制热流输出，本发明操作简单，使用方便，具有极高的科研价值。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本实用新型的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1示出了本发明的具体实施方式的，一种调节微小卫星外温度热流模拟的控制方法的具体流程示意图；

图2示出了本发明的第一实施例的，在所述微小卫星外温度热流模拟控制方法中，一种通过模拟轨道与姿态的热流数据得到的热流数据的具体流程示意图；

图3示出了本发明的第二实施例的，根据卫星的轨道与姿态数据,结合卫星基本信息S，建立卫星外热流计算模型的具体流程示意图；以及

图4示出了本发明的另一具体实施方式的，一种调节微小卫星外温度热流模拟的控制装置的模块连接示意图。

具体实施方式

为了更好的使本发明的技术方案清晰地表示出来，下面结合附图对发明作进一步说明。

图1示出了本发明的具体实施方式的，一种调节微小卫星外温度热流模拟的控制方法的具体流程示意图，具体地，包括如下步骤：

首先，进入步骤S101，根据卫星的轨道与姿态数据,结合卫星基本信息S，建立卫星外热流计算模型，即对卫星的飞行高度、纬度及卫星在太空的运行轨迹和卫星运行姿态，即照射面和阴影面进行仿真模拟，获取到卫星在运行过程当中各个时态的热流数据，在一个优选地实施例中，模拟卫星在高度6万公里，纬度在北纬20°的太空运行，那么卫星的一面接收的是太阳的直射，另一面接收的则是太阳照射到地球，再由地球反射的热辐射，那么通过模拟实验就可得到该卫星所接收的各种热流数据，为后续的实验步骤打下基础。

然后，进入S102步骤，根据外热流计算模型计算得到卫星表面的外热流数据Cs，由于微小型卫星品种多样，且外形特征及大小都不尽相同，所以每个微小卫星的基本信息不同，也影响到热耗数据不同，即卫星长度、卫星宽度、卫星高度等，经过收集微小型卫星的基本信息，通过S101步骤模拟轨道与姿态的热流数据，并将数据结合到不同的卫星进行分析及计算，得出卫星在各时态运行时的热流温度。

再然后，进入步骤S103，根据所述外热流数据计算出卫星表面外热流模拟加热器功耗数据,并由软件控制模块接收所述模拟外热流加热器热耗数据，将模拟轨道与姿态的热流数据及不同的卫星的热耗数据进行结合，模拟出不同卫星的热流数据，将数据进行收集并传输到软件控制模块中，以便后续控制热流的实际输出。

紧接着，进入步骤S104，基于薄膜电加热片实现所述热耗数据Cs的热流输出，根据步骤S101、S102所收集的热流数据，通过软件控制模块下发指令到热流输出模块，执行热流实际输出，由于模拟过程中，微小卫星是沿轨道进行运转，且星体自身姿态也在不断变化，所以在星体表面布置的各薄膜电加热片的实际输出也不一样，基于不同的卫星基本信息S，所述薄膜电加热片的分布不同，由于卫星的性能与实际功能的不同，卫星的形态也是各式各样的，有球形、锥形、圆柱形、方形等，所述薄膜电加热片的分布会根据卫星外形的不同进行分布，以此来达到最佳的模拟效果。

在一个优选地实施例中，所述微小卫星共ABCDEF六个面，分别在每个面布置一个薄膜电加热片，当所述微小卫星在10万公里的高空，北纬35°进行模拟运行，其中A、B、C面接收的是太阳直接照射的热流，模拟温度分别为60℃、50℃、45℃，D、E、F面则接受的是地球的阳光返射热流，模拟温度分别为20℃、15℃、10℃，那么根据各个表面热流温度的不同，布置在各个面的薄膜电加热片会根据各自的覆盖面的热流需求进行输出。

而在另一个更为优选地实施例中，所述微小卫星模拟外形为圆柱形，高度为2米，直径为1.02米，会事先将该卫星进行平面展开，展开图形为矩形，高为2米，长约为3.2米，则展开图形面积约为6.4㎡，假设每个薄膜电加热片的温度控制面积为0.4㎡，那么则需要在平均分布16各薄膜电加热片，将展开的矩形平均分割成16块，也就得出各薄膜电加热片的平均分布位置。

最后，进入步骤S105，相隔时刻Δt，重复执行步骤S103至步骤S104，由于卫星是按照既定的轨道及不同的姿态下进行仿真模拟的，所以模拟热流数据会因为卫星的模拟运转而不断变化，在软件控制模块设置相隔时刻来进行数据收集，会更精细准确的模拟出卫星运行的真实热流，相隔时刻的时间间隔可根据卫星的运行速度及卫星的姿态变换速度来进行调整。

在一个优选地实施例中，模拟卫星是一种地球同步卫星，距离地球高度约为3万6千公里，运行轨道为位于地球赤道平面上的圆形轨道，运行周期与地球自转一周时间相等，即23时56分4秒，卫星在轨道上的绕行速度约为3.1公里每秒，由于该卫星的运行速度相对较慢，可根据软件控制模块进行设置，将相隔时刻设置成5秒，那么每隔5秒，就会根据不同的轨道坐标进行热流模拟，同样的，若卫星的运行速度相对较快，则可将相隔时刻的时间间隔缩短，来控制模拟精度。

图2示出了本发明的第一实施例的，在所述微小卫星外温度热流模拟控制方法中，一种通过模拟轨道与姿态的热流数据得到的热流数据的具体流程示意图，具体地，包括如下步骤：

本领域技术人员理解，所述步骤S201至S205可以参考前述图1中示出的S101至S105，在此不予赘述。

在执行完步骤S201至步骤S205后，进入步骤S206，根据不同的时刻Δt，实现对不同轨道与姿态下的热流输出的控制，卫星在各个轨道上运行的速度是不同的，如地球同步卫星的运行速度约为3.1公里每秒，其他类型卫星的运行最高速度约为7.9公里每秒，而卫星姿态是指卫星星体在轨道上运行所处的空间指向状态，直角坐标系的原点置于星体上，指向地面的Z轴反映偏航方向，Y轴反映俯仰方向，X轴反映滚动方向，通常采用三轴稳定、自旋稳定、重力梯度稳定等方式保持姿态的稳定。

由于卫星运行的速度及姿态的不断变化，其热流也随之不断变化，根据所设定的不同时刻来接收卫星在模拟运行的各个时段的热流数据，可将数据模拟更加精细化、准确化，模拟卫星的运行速度越慢，姿态越稳定，则不同时刻Δt的间隔时长设置就越长，反之间隔时间设置就越短。

紧接着，进入步骤S207，获取微小卫星温度、模拟空间热环境、模拟空间外热流，模拟所述微小卫星的运行轨道及运行姿态，以及模拟出所述微小卫星在运行中所接收的所有热流数据，包括太阳直接辐射热流、地球红外辐射热流或者地球反照太阳热流，以及所述微小卫星在运行时自身电子元器件工作所产生的热流，提高模拟的真实度。

最后，进入步骤S208，实时获取所述微小卫星的表面温度，根据所述微小卫星在轨道上的运行速度及姿态的不同，通过设定好的相隔时刻Δt，获取到所述微小卫星的实时温度。

图3示出了本发明的第二实施例的，根据卫星的轨道与姿态数据,结合卫星基本信息S，建立卫星外热流计算模型的具体流程示意图，该图是图1步骤S101的子步骤，具体地，包括如下步骤：

首先，进图步骤S1011，获取模拟轨道信息，由于卫星的功能与用途的不同，运行的轨道也是不同的，在模拟实验开始前，首先根据卫星的基本信息模拟出卫星的运行轨道信息，即对卫星的飞行高度、纬度及卫星在太空的运行轨迹进行仿真模拟。

然后，进入步骤S1012，获取模拟姿态信息，通过对卫星的运行姿态进行模拟，可获取卫星运行时各个表面所接受的热流数据，如太阳直接辐射热流，地球红外辐射热流，地球反照太阳热流等热流数据。

最后，进入步骤S1013，基于所述轨道信息以及所述姿态信息并结合卫星基本信息S，建立卫星外热流计算模型，模拟出卫星的运行轨道及运行姿态信息后，并结合卫星的基本信息，可根仿真模拟卫星运行时的所有热流数据，并进行计算，最后由输出模块将热流通过薄膜电加热片进行实际输出。

图4示出了本发明的另一具体实施方式的，一种调节微小卫星外温度热流模拟的控制装置的模块连接示意图。

本领域技术人员理解，提供了一种调节微小卫星外温度热流模拟的控制装置，包括：

轨道与姿态模块1：用于模拟卫星的轨道与姿态，通过对卫星的运行轨道及运行姿态进行仿真模拟，以便获取卫星在模拟运行时的各个时态下的模拟信息；

第一获取模块2：用于获取外热流数据C，通过仿真模拟所述微小卫星的运行，计算出所述微小卫星模拟轨道与姿态的热流数据；

第二获取模块3：用于获取微小卫星外热流模拟加热器的热耗数据Cs，根据不同卫星模拟时产生不同的热耗数据，并结合第一获取模块获取的述微小卫星模拟轨道与姿态的热流数据进行仿真模拟，并将模拟热耗数据进行收集；

第一接收模块4：用于接收所述热耗数据Cs，将所述第二接获取模块仿真出的模拟热耗数据接收，并转化成具体热流温度，传输到后续第一输出模块；

第一输出模块5：用于实现所述热耗数据Cs的热流输出，通过前述所有步骤进行热流模拟，并根据分布在星体表面的各薄膜电加热片的热流需求不同，而向各薄膜电加热片输出不同的热流。

进一步地，所述第一获取模块2还包括：

第一模拟模块21：用于模拟出所述热流数据，即太阳直接辐射热流，地球红外辐射热流，地球反照太阳热流以及各电子元器件产生的热流；

进一步地，还包括第三获取模块6：用模拟信号采集系统通过热敏感半导体温度传感器采集星体表面温度，用模拟信号采集系统通过热敏感半导体温度传感器采集星体表面温度。在所述微小卫星表面分布的薄膜电加热器上安装热敏感半导体温度传感器，既能测量星体表面各局部温度，也能在控制第一输出模块的实际输出，另外，软件控制模块根据实际需求，设定出温度测量模块在微小卫星表面测量的相隔时刻，并实时进行数据反馈。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种形变或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (12)

1.一种调节微小卫星在轨外热流模拟的控制方法，其用于减小热试验的试验误差，其特征在于，包括如下步骤：

a：根据卫星的轨道与姿态数据,结合卫星基本信息S，建立卫星

外热流计算模型；

b:根据外热流计算模型计算得到卫星表面的外热流数据Cs；

c：根据所述外热流数据计算出卫星表面外热流模拟加热器功耗数据,并由软件控制模块接收所述模拟外热流加热器热耗数据；

d：基于薄膜电加热片实现所述热耗数据Cs的热流输出；

e：相隔时刻Δt，重复执行步骤c至步骤d。

2.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述步骤a包括如下步骤：

a1：获取模拟轨道信息；

a2：获取模拟姿态信息；

a3：基于所述轨道信息以及所述姿态信息并结合卫星基本信息S，建立卫星外热流计算模型。

3.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述卫星的基本信息包括如下信息中的任一种或任多种：

卫星的质量；

卫星的表面材料；

卫星的表面特性；

卫星的尺寸；或者

卫星的构型。

4.根据权利要求1或2或3所述的控制方法，其特征在于，在所述步骤d中，基于不同的卫星基本信息S，所述薄膜电加热片的分布不同。

5.根据权利要求5所述的控制方法，其特征在于，所述薄膜电加热片的设置根据微小卫星的表面积进行合理分布。

6.根据权利要求1或2或4或6所述的控制方法，其特征在于，所述步骤e还包括步骤e′：根据不同的时刻Δt，实现对不同轨道与姿态下的热流输出的控制。

7.根据权利要求7所述的控制方法，其特征在于，还包括步骤f：实时获取所述微小卫星的表面温度。

8.根据权利要求8所述的试验方法，其特征在于，所述步骤f之前包括如下步骤：

f′：获取微小卫星温度、模拟空间热环境、模拟空间外热流。

9.根据权利要求9所述的试验方法，其特征在于，所述空间外热流的计算基于如下公式获得：

T＝X+Y+Z，其中，所述X为太阳直接辐射热流，Y为地球红外辐射热流，Z为地球反照太阳热流。

10.一种微小卫星在轨外热流模拟的控制装置，包括如权利要求1至8中任一项所述的控制方法，其特征在于，包括：

轨道与姿态模块(1)：用于模拟卫星的轨道与姿态；

第一获取模块(2)：用于获取外热流数据C；

第二获取模块(3)：用于获取微小卫星外热流模拟加热器的热耗

数据Cs；

第一接收模块(4)：用于接收所述热耗数据Cs；

第一输出模块(5)：用于实现所述热耗数据Cs的热流输出。

11.根据权利要求12所述的控制装置，其特征在于，所述第一获取模块(2)还包括：

第一模拟模块(21)：用于模拟出所述热流数据。

12.根据权利要求13所述的控制装置，其特征在于，还包括第三获取模块(6)：用模拟信号采集系统通过热敏感半导体温度传感器采集星体表面温度。