CN109858151B - 一种适用于惯性空间观测卫星的热环境保障设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种适用于惯性空间观测卫星的热环境保障设计方法：(1)、确定惯性空间观测卫星本体坐标系和固定对日面；(2)、设计姿态控制算法，使卫星观测时星体各面可能出现的最大太阳照射角与热控设计对星体的受照约束中所要求的卫星本体各面最大太阳照射角约束之间的差距最小；(3)、协同设计观测卫星星体固定对日面遮阳装置尺寸和科学观测约束条件，使得卫星执行满足观测约束条件的观测任务时，始终满足星体受照约束要求；(4)、判断步骤(3)所确定的观测约束是否在科学观测可接受范围内，是，则结束，否则，重新执行步骤(2)～(4)。本发明为卫星平台和有效载荷热控设计提供较好的太阳受照条件，降低了卫星热控系统设计难度。

Description

一种适用于惯性空间观测卫星的热环境保障设计方法
技术领域
本发明涉及卫星姿态模式和在轨热环境条件设计，适用于各种轨道、多种惯性定向姿态需求的卫星总体设计，尤其适合对遍布宇宙空间的惯性天体源进行长期观测、且科学载荷有低温控制要求的空间天文卫星的总体设计。
背景技术
卫星热环境保障设计是指通过卫星总体方案设计(如轨道、工作模式等)为卫星热控系统提供良好的设计条件，多指在轨长期运行时卫星各面和星上有特殊温度要求的设备的太阳照射和地球红外及反照条件，尤其是太阳照射条件。一般应尽量保障卫星各面受照规律，避免由于照射条件突变导致的温度较大波动，如通过总体方案设计保证卫星有固定的对日面或对地面、非散热面受照规律、有固定背阳面或受照角度较小的面可作为散热面，以及有低温控制要求的有效载荷或蓄电池安装面等应避免太阳照射等。
卫星总体的热环境保障条件设计主要包括：卫星轨道设计、卫星姿态控制模式设计、结构构型设计以及在轨姿态指向约束条件设计。通常几个方面高度耦合，而轨道设计和卫星姿态指向及其约束又与任务需求密切相关。
对于有地面指向需求的任务，如对地遥感、通信、导航等，都有固定的对地面(假设星体+Z轴对地、飞行方向为+X轴)，且每轨太阳绕星体+Y轴照射卫星一圈。而不同的运行轨道(如太阳同步轨道、地球同步轨道以及倾斜轨道)，轨道特性不同，太阳入射角变化范围和变化规律不同，各面的照射条件也不同。其中太阳同步轨道太阳入射角变化通常不超过10°，地球同步轨道太阳入射角基本固定，卫星一般采用对地定向三轴稳定姿态，通常有一个面始终不会受照。而倾斜轨道太阳入射角变化范围很大，采用对地定向动态偏航跟踪的卫星(如导航IGSO、MEO任务)受照条件与太阳同步轨道卫星基本一致；而采用对地定向三轴稳定姿态的卫星，由于在轨姿态固定，太阳受照条件可以在设计阶段预知，而对温度要求较高任务通常通过复杂的等温化设计来实现温度控制。
对于对日指向需要的任务，如某些太阳观测或空间环境监视任务，卫星对日面固定，其他各面均不受照，虽然卫星对地姿态与运行轨道有关，但可通过太阳运动和轨道运动预知，且地球红外和地球反照相对于太阳直射而言对温度的影响要小。
对于无长期严格指向需求的任务，如飞船、深空探测等任务，通常在不同的任务期间采用对日定向、对地定向、对地偏航或者对月定向等不同的运行姿态。虽然热环境设计条件较单一姿态复杂，但变化仍在有限范围内，且在设计阶段很容易预知，此类任务对不同阶段转换期间的温度稳定性也没有很高的要求。
上述各种情况对卫星总体热环境保障设计的要求不高。而对于以下情况，则必须要从卫星总体设计上进行整星热环境条件的统筹设计，以降低热控系统设计难度。
1)指向目标遍布宇宙空间的任意惯性指向卫星。
现今，卫星功能朝多样化的方向发展，出现了很多非固定姿态卫星。如对遍布全天球的宇宙天体进行长时间科学观测的各波段空间天文台(如硬X射线调制望远镜卫星)等。对于此类卫星，由于观测目标不断变化，且任意分布，因此卫星在轨姿态变化频繁，太阳、地球相对卫星的方位可能是任何情况，在轨状态复杂且难以在设计阶段完全预知。
2)同时具有多种不同惯性姿态指向控制模式的卫星。
为实现卫星功能最大化，在同一颗卫星上实现多种不同的观测或工作需求也是卫星发展的一个方向。不同的观测或功能需求对卫星的姿态指向控制会出现不同的要求，如某些时候为固定指向、某些时候为慢速旋转指向等，旋转轴也可能根据需要发生变化。同一颗卫星在不同的姿态指向控制模式下，太阳、地球与星体的相对关系的变化规律会有较大差异。
3)在轨长期开机观测的多惯性指向卫星。
科学观测卫星通常在轨长期开机工作，转入新的观测指向后要立刻进入正常观测状态，因此目标转换期间也要确保卫星和有效载荷(尤其有低温控制要求的载荷)在正常的工作温度之内，温度不能出现较大波动，因此对姿态机动过程中的姿态变化有约束。。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，针对开展长期观测的任意惯性指向卫星或同时具有多种不同惯性姿态指向控制需求卫星的复杂外热流条件，提出一种适用于任意轨道惯性空间观测卫星的热环境保障设计方法，为卫星平台热控设计和有效载荷(尤其是有低温控制要求的载荷)热控设计提供较好的太阳受照条件，降低卫星热控系统设计难度。
本发明的技术解决方案是：一种适用于惯性空间观测卫星的热环境保障设计方法，该方法包括下列步骤：
(1)、基于卫星基本构型和热控设计对星体的受照约束，确定惯性空间观测卫星本体坐标系和固定对日面；所述热控设计对星体的受照约束包括卫星本体各面最大太阳照射角；
(2)、设计姿态控制算法，在保证观测所需的观测指向和观测覆盖的前提下，使卫星观测时星体各面可能出现的最大太阳照射角与热控设计对星体的受照约束中所要求的卫星本体各面最大太阳照射角约束之间的差距最小；
(3)、协同设计观测卫星星体固定对日面遮阳装置尺寸和科学观测约束条件，使得卫星执行满足观测约束条件的观测任务时，始终满足星体受照约束要求；
(4)、判断步骤(3)所确定的观测约束是否在科学观测可接受范围内，是，则结束，否则，重新执行步骤(2)～(4)。
当卫星为单太阳翼或者双太阳翼时，卫星本体坐标系的+X轴方向定义为观测载荷的指向，±Y轴方向定义为太阳翼安装轴、Z轴方向由右手定则确定；固定对日面在±Z面中选取。
所述惯性空间观测卫星至少具备姿态机动模式和下述三种工作模式之一：针对特定惯性目标点长期观测的定点观测模式、针对区域目标覆盖的小天区观测模式，以及针对全天球覆盖观测的巡天观测模式，姿态机动模式为将卫星从对当前观测目标的观测切换到对下一个观测目标观测的工作模式。
当卫星工作在定点观测模式下时，所述姿态控制算法为惯性定向三轴稳定姿态控制算法，卫星本体坐标系三轴姿态
Figure BDA0001964245050000041
为：
Figure BDA0001964245050000042
Figure BDA0001964245050000043
为给定惯性目标点在地心惯性系下的单位矢量；
Figure BDA0001964245050000044
Figure BDA0001964245050000045
为太阳矢量在地心惯性系下的单位矢量；
Figure BDA0001964245050000046
当卫星工作在小天区观测模式下时，所述的姿态控制算法为惯性定向小角度旋转姿态控制算法，具体实现为：
(s1)、利用待观测惯性空间区域中心点与太阳相对位置关系确定卫星扫描基准坐标系；
(s2)、将待观测惯性空间区域的外切矩形天区作为卫星实际指向覆盖区域，所述外切矩形天区相互垂直的两条边分别与卫星扫描基准坐标系的Y轴和Z轴平行；
(s3)、调整卫星姿态至基准姿态，在该基准姿态下，卫星本体坐标系的X轴与卫星扫描基准坐标系X轴在一条直线上，且方向一致，Y轴与卫星扫描基准坐标系Y轴平行且方向一致，Z轴与卫星扫描基准坐标系Z轴平行且方向一致；
(s4)、通过整星绕卫星本体坐标系Y轴或Z轴的旋转，调整载荷观测主轴指向，对卫星实际指向扫描覆盖区域往复连续扫描，实现观测区域全覆盖。
当卫星工作在巡天观测模式下时，所述的姿态控制算法为对日定向慢旋姿态控制，卫星本体坐标系三轴姿态
Figure BDA0001964245050000047
为：
Figure BDA0001964245050000048
Figure BDA0001964245050000049
为太阳矢量在惯性系下单位矢量；
Figure BDA0001964245050000051
Figure BDA0001964245050000052
为地心矢量在惯性下的单位矢量；
Figure BDA0001964245050000053
当观测卫星工作在姿态机动模式时，相应的卫星姿态控制算法如下：
S1、调整观测卫星的星体姿态，使得固定对日面法线对日定向；
S2、调整观测卫星的姿态，使之绕固定对日面法线旋转，直到下一个观测点落入星体坐标系XOZ面内；
S3、在S2的最终状态基础上，绕星体+Y轴转动，令星体+X轴指向观测目标，太阳矢量与星体固定对日面法线的夹角呈锐角。
所述遮阳装置设置于固定对日面。
所述观测约束包括单次观测时长约束、观测时机约束。
所述观测时机满足如下约束：
对待观测点进行观测时，该观测点与太阳夹角大于α°：
α°＝90°-a°。
其中，a°为遮阳装置对载荷安装面的遮挡角度。
所述单次观测时长满足如下约束：
单次最长观测天数超过±Y面遮挡角度b/(每天太阳移动的角度/天)。
其中，所述±Y面的遮挡角度为遮阳装置±Y边缘与星体±Y面外边缘(遮阳装置反向)构成的平面与星体±Y面的夹角。
当观测卫星工作在小天区观测模式时，所述观测约束还包括观测天区尺寸约束，最大可观测小天区尺寸为2n°×2n°，其中，n不超过±Y面遮挡角度b。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)、本发明是将姿态控制算法设计、遮阳板设置以及观测约束设计相结合的惯性空间观测卫星热环境保障设计方法，不受卫星运行轨道限制，可实现连续对遍布宇宙空间的惯性目标点源、任意位置天区扫描覆盖和全天球扫描覆盖观测需求的同时，实现低温载荷和卫星4面完全不受照的良好热控设计条件，该方法解除了惯性空间观测卫星外热流环境与运行轨道的耦合关系，降低了卫星外热流环境分析和热控系统设计难度。
(2)、本发明基于天区中心点及扫描观测中间时刻的太阳矢量方向确定天区基准姿态，并由扫描过程中太阳矢量变化方向确定扫描起点和方向的小天区观测姿态控制算法，实现了区域扫描过程对星体受照条件的有效控制，且该算法应用不受卫星运行轨道限制。
(3)、本发明以卫星特定面太阳规避为原则设计的分步姿态机动算法，算法应用不受卫星运行轨道限制，实现了姿态机动过程中对星体受照条件的有效控制，可保证有低温控制要求的观测载荷始终不受太阳照射，为载荷长期连续低温热控提供良好的设计条件。
(4)、本发明基于观测目标惯性指向和太阳方位确定卫星三轴观测姿态，不受卫星运行轨道约束，在同一卫星实现定点、区域覆盖和全天扫描各种惯性观测需求的同时，实现整星固定对日面控制，为卫星热控设计提供了有固定对日面、固定背阳面以及有限太阳照射范围的统一的在轨太阳照射条件，降低了任意惯性指向或同时具有多种惯性姿态指向控制需求卫星外热流环境的复杂程度，减小了热控系统设计难度。
附图说明
图1是本发明建立的用于惯性空间观测卫星热环境保障设计方法流程。
图2是本发明实施例硬X射线调整望远镜(HXMT)卫星的坐标系指向定义和遮阳装置设置情况。
图3是本发明实施例硬X射线调整望远镜(HXMT)卫星定点观测模式能源保障设计的实现原理。
图4是本发明实施例硬X射线调整望远镜(HXMT)卫星小天区观测模式能源保障设计的实现原理。
图5是本发明实施例硬X射线调整望远镜(HXMT)卫星巡天观测模式能源保障设计的实现原理。
具体实施方式
结合附图，通过硬X射线调制望远镜(HXMT)卫星实施例对本发明进行进一步说明。
HXMT卫星的观测需求基本涵盖了惯性观测的各类要求，包括3类：针对特定惯性目标点长期观测的定点观测模式、针对区域目标覆盖的区域观测模式，以及针对全天球覆盖观测的巡天观测模式。同时不同观测模式间切换和同一种观测模式中不同观测目标之间的切换需要通过姿态机动模式完成。因此需用进行热环境保障设计的工作模式包括4种：定点模式、小天区模式、巡天模式、姿态机动模式。
HXMT卫星为双太阳翼卫星，观测载荷有低温热控要求，对卫星的热控设计要求为观测及观测切换过程中卫星特定面具有如下的对日条件：
观测载荷安装面、蓄电池安装面(即以太阳翼安装轴为法线的面)完全不受照(即观测及观测切换过程中始终不受太阳照射)；在此基础上还需额外有一个星体面完全不受照，以作为散热面。
如图1所示，基于上述要求，利用本发明设计方法进行卫星的热环境保障设计，具体为：
(1)基于卫星基本构型和热控设计对星体的受照约束，确定惯性空间观测卫星本体坐标系和固定对日面；
HXMT卫星的本体坐标系定义如下：卫星本体坐标系的+X轴方向定义为观测载荷的指向，±Y轴方向定义为太阳翼安装轴、Z轴方向由右手定则确定，见附图2。
HXMT卫星固定对日面选取为：
根据热控设计对星体的受照约束、卫星构型及卫星本体坐标系定义，卫星固定对日面只能在±Z面中选取，HXMT卫星选取-Z面为固定对日面，则+Z面为热控设计要求的额外的完全不受面。
(2)、各模式姿态控制算法设计
HXMT卫星的3种观测模式和姿态机动模式的控制算法通过统一思路统筹设计实现，基于星体-Z面为固定对日面，由太阳矢量方向和各观测模式下的观测目标位置确定整星观测时的三轴指向，其中观测目标位置确定+X轴指向、太阳矢量和观测目标联合确定星体XOZ面，从而确定卫星的三轴指向。在确保+Z面不受照的同时减小观测及观测切换过程中太阳矢量与星体±Y面的夹角。
·定点模式为惯性定向三轴稳定姿态控制，其三轴基准姿态确定算法为：
Figure BDA0001964245050000081
Figure BDA0001964245050000082
为给定惯性目标点在地心惯性系下的单位矢量；
Figure BDA0001964245050000083
Figure BDA0001964245050000084
为太阳矢量在地心惯性系下的单位矢量；
Figure BDA0001964245050000085
定点模式算法原理图见附图3。
·小天区模式为惯性定向小角度旋转姿态控制，对待观测天区进行逐行往复扫描。
对于半角为n°的圆形待观测区域，当行扫角速度要求为Δω，扫描行距要求为Δb时，具体实现为：
(s1)、利用待观测惯性空间区域中心点与太阳(卫星观测指向扫过天区中心点时刻)相对位置关系确定卫星扫描基准坐标系；
(s2)、将尺寸为半角为n°的圆形待观测惯性空间区域的外切方形天区作为卫星实际指向覆盖区域，所述尺寸为2n°×2n°的外切方形天区相互垂直的两条边分别与卫星扫描基准坐标系的Y轴和Z轴平行；
(s3)、控制卫星绕本体坐标系Z轴和Y轴旋转使卫星观测载荷观测主轴与卫星实际指向扫描覆盖区域的交点位于初始点；所述初始点位于卫星指向扫描覆盖区域中与太阳处于同一个象限的角点，定义初始点的坐标为(0，0)；
(s4)、通过整星绕卫星本体坐标系Z轴的旋转进行行扫，绕Y轴旋转进行列扫，旋转方向为由起始点转向观测区域，实现对载荷观测主轴指向的调整，对卫星实际指向扫描覆盖区域往复连续扫描，实现观测区域全覆盖。记ΔA,ΔB为基于起始姿态绕星体Z轴和Y轴旋转的角度，ΔA,ΔB初值为0，Δt为控制周期，则扫描过程中天区各点的三轴姿态确定算法为：
若ΔAk-1＜2n，则ΔAk＝ΔAk-1+Δω·Δt；
否则ΔAk＝ΔAk-1,ΔBk＝ΔBk-1+Δb
当ΔBk>2n时，扫描结束。
ΔAk和ΔAk-1分别为本控制周期与上一个控制周期卫星本体坐标系Z轴旋转的角度；ΔBk和ΔBk-1分别为本控制周期与上一个控制周期卫星本体坐标系Z轴旋转的角度。
小天区模式算法原理图见附图4。
·巡天模式为对日定向慢旋姿态控制，其三轴确定算法为：
Figure BDA0001964245050000091
Figure BDA0001964245050000092
为太阳矢量在惯性系下单位矢量；
Figure BDA0001964245050000093
Figure BDA0001964245050000094
为地心矢量在惯性下的单位矢量；
Figure BDA0001964245050000095
巡天模式算法原理图见附图5。
·姿态机动模式通过以下太阳规避分步控制算法实现与正常观测时一致的热控设计条件，相应的卫星姿态控制算法如下：
S1、调整观测卫星的星体姿态，使得固定对日面法线对日定向；
HXMT卫星固定对日面法线为本体坐标系系-Z轴，那么固定对日面轴线指向确定算法为：
Figure BDA0001964245050000096
Figure BDA0001964245050000097
为当前太阳矢量在惯性系下单位矢量；
S2、调整观测卫星的姿态，使之绕固定对日面法线旋转，直到下一个观测点落入星体坐标系XOZ面内；
HXMT卫星固定对日面法线为本体坐标系-Z轴，最终确定的三轴指向为：
Figure BDA0001964245050000098
Figure BDA0001964245050000101
Figure BDA0001964245050000102
为下一个观测目标在地心惯性系下的单位矢量；
Figure BDA0001964245050000103
S3、在S2的最终状态基础上，绕星体+Y轴转动，令星体+X轴指向观测目标，太阳矢量在星体固定对日面的法线夹角呈锐角方向。
HXMT卫星固定对日面法线为本体坐标系系-Z轴，最终调姿目标点确定算法为：
Figure BDA0001964245050000104
Figure BDA0001964245050000105
Figure BDA0001964245050000106
通过上述各工作模式的姿态控制算法设计可使在各种工作状态下，星体-Z面始终受照、+Z面始终不受照，巡天模式下可完全实现热控设计要求。而其他工作状态下，太阳与+X面的夹角由观测实施时机决定(若观测目标/观测天区中心点与太阳夹角为αi°，则定点模式下太阳与+X面夹角为90°-αi°，小天区模式下太阳与+X面夹角在90°-αi°+n°到90°-αi°-n°之间变化，n为天区半角)，太阳与±Y面夹角最大为max(mi°,n°)(mi为观测连续时长)。
(3)、协同设计观测卫星星体固定对日面遮阳装置尺寸和科学观测约束条件，使得卫星执行满足观测约束条件的观测任务时，始终满足星体受照约束要求；
所述遮阳装置设置于固定对日面，在星体观测载荷安装面(+X)的太阳照射方向(-Z)设置遮阳板遮挡阳光。遮阳装置的尺寸与通过姿态控制策略所能限制的星体各面受照夹角范围、观测点的观测实施时机和单次观测时长有关，如惯性目标与太阳的夹角仅与观测时机有关，而太阳地心惯性系下会有1天1°的漂移。因此遮阳装置尺寸设计与观测约束设计结果要匹配。
超过遮阳板遮阳角度的太阳直射情况通过观测约束来解决。所述观测约束包括单次观测时长约束、观测时机约束以及观测天区尺寸约束(仅限小天区观测模式)。
·所述观测时机约束要求在特定观测时机范围内进行相应观测目标点的观测，满足如下要求：
对待观测点进行观测时，该观测点与太阳夹角应大于α°：
·
α°＝90°-a°。
其中，a°为遮阳装置对载荷安装面的遮挡角度。所述载荷安装面的遮挡角度为遮阳装置高出载荷安装面的上边缘与星体载荷安装面外边缘(遮阳装置反向)构成的平面与星体载荷安装平面的夹角。
本实施例中，HXMT卫星遮阳板+X面的遮挡角度a为20°，观测时机选取要保证观测时刻定点目标源和整个小天区观测天区与太阳矢量的夹角大于α＝70°。
·所述单次观测时长约束根据如下方法确定：
单次最长观测时长(天)应不超过±Y面遮挡角度b/(每天太阳移动的角度/天)。由于太阳在惯性空间移动的角度为1°/天，本实施例中HXMT卫星遮阳板±Y面遮挡角度b为11°，定点模式和小天区模式下的一次最长连续观测天数不超过11天。±Y面的遮挡角度为遮阳装置±Y边缘与星体±Y面外边缘(遮阳装置反向)构成的平面与星体±Y面的夹角。
·所述观测天区尺寸约束由遮阳装置对±Y面遮挡角度b确定：
最大可观测天区尺寸为2b°×2b°。本实施例中HXMT卫星遮阳板±Y面遮挡角度b为11°，最大可观测天区半角不超过11°。
(4)、判断步骤(3)所确定的观测约束是否在科学观测可接受范围内，是，则结束，否则，重新执行步骤(2)～(4)。
本实施例HXMT卫星观测约束条件为：观测时观测目标与太阳夹角超过70°，单次定点或小天区观测时长不超过11天、最大可观测天区半角不超过11°，科学观测可接受，设计结束。
相对于现有技术，本发明具备如下特点：
1.本发明是将姿态控制算法设计、遮阳板设置以及观测约束设计相结合的惯性空间观测卫星热环境保障设计方法，该方法解除了惯性空间观测卫星外热流环境与运行轨道的耦合关系，实现对遍布宇宙空间的惯性目标点源、任意区域天区扫描覆盖和全天球覆盖观测需求和连续观测的同时，实现低温载荷和卫星4面不受照的良好热控设计条件。
2.本发明以卫星特定面太阳规避为原则的分步姿态机动算法，不受卫星运行轨道约束，实现机动过程中对星体受照条件的有效控制。
3.本发明基于天区中心点及扫描观测中间时刻的太阳矢量方向确定天区基准姿态，并由扫描过程中太阳矢量变化方向确定扫描起点和方向的小天区观测姿态控制算法，不受卫星运行轨道限制，实现区域扫描过程对星体受照条件的有效控制。
4.本发明基于观测目标惯性指向和太阳方位确定卫星三轴观测姿态，不受卫星运行轨道约束，在同一卫星实现定点、区域覆盖和全天扫描各种惯性观测需求的同时，实现整星固定对日面、固定背阳面以及有限太阳照射范围控制。
5.本发明的设计方法不受卫星运行轨道类型限制，可直接推广应用到后续各种轨道的惯性空间观测卫星。
本说明书未进行详细描述部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (7)

1.一种适用于惯性空间观测卫星的热环境保障设计方法，其特征在于包括下列步骤：
(1)、基于卫星基本构型和热控设计对星体的受照约束，确定惯性空间观测卫星本体坐标系和固定对日面；所述热控设计对星体的受照约束包括卫星本体各面最大太阳照射角；
当卫星为单太阳翼或者双太阳翼时，卫星本体坐标系的+X轴方向定义为观测载荷的指向，±Y轴方向定义为太阳翼安装轴、Z轴方向由右手定则确定；固定对日面在±Z面中选取；
(2)、设计姿态控制算法，在保证观测所需的观测指向和观测覆盖的前提下，使卫星观测时星体各面可能出现的最大太阳照射角与热控设计对星体的受照约束中所要求的卫星本体各面最大太阳照射角约束之间的差距最小；
(3)、协同设计观测卫星星体固定对日面遮阳装置尺寸和科学观测约束条件，使得卫星执行满足观测约束条件的观测任务时，始终满足星体受照约束要求；
(4)、判断步骤(3)所确定的观测约束是否在科学观测可接受范围内，是，则结束，否则，重新执行步骤(2)～(4)；
所述遮阳装置设置于固定对日面；
所述观测约束包括单次观测时长约束、观测时机约束；
所述观测时机满足如下约束：
对待观测点进行观测时，该观测点与太阳夹角大于α°：
α°＝90°-a°；
其中，a°为遮阳装置对载荷安装面的遮挡角度；
所述单次观测时长满足如下约束：
单次最长观测天数不超过±Y面遮挡角度b/(每天太阳移动的角度/天)；
其中，所述±Y面的遮挡角度为遮阳装置±Y边缘与星体±Y面外边缘构成的平面与星体±Y面的夹角，星体±Y面外边缘为遮阳装置反向。
2.根据权利要求1所述的一种适用于惯性空间观测卫星的热环境保障设计方法，其特征在于所述惯性空间观测卫星至少具备姿态机动模式和下述三种工作模式之一：针对特定惯性目标点长期观测的定点观测模式、针对区域目标覆盖的小天区观测模式，以及针对全天球覆盖观测的巡天观测模式，姿态机动模式为将卫星从对当前观测目标的观测切换到对下一个观测目标观测的工作模式。
3.根据权利要求2所述的一种适用于惯性空间观测卫星的热环境保障设计方法，其特征在于当卫星工作在定点观测模式下时，所述姿态控制算法为惯性定向三轴稳定姿态控制算法，卫星本体坐标系三轴姿态
Figure FDA0004066250900000021
为：
Figure FDA0004066250900000022
Figure FDA0004066250900000023
为给定惯性目标点在地心惯性系下的单位矢量；
Figure FDA0004066250900000024
Figure FDA0004066250900000025
为太阳矢量在地心惯性系下的单位矢量；
Figure FDA0004066250900000026
4.根据权利要求2所述的一种适用于惯性空间观测卫星的热环境保障设计方法，其特征在于当卫星工作在小天区观测模式下时，所述的姿态控制算法为惯性定向小角度旋转姿态控制算法，具体实现为：
(s1)、利用待观测惯性空间区域中心点与太阳相对位置关系确定卫星扫描基准坐标系；
(s2)、将待观测惯性空间区域的外切矩形天区作为卫星实际指向覆盖区域，所述外切矩形天区相互垂直的两条边分别与卫星扫描基准坐标系的Y轴和Z轴平行；
(s3)、调整卫星姿态至基准姿态，在该基准姿态下，卫星本体坐标系的X轴与卫星扫描基准坐标系X轴在一条直线上，且方向一致，Y轴与卫星扫描基准坐标系Y轴平行且方向一致，Z轴与卫星扫描基准坐标系Z轴平行且方向一致；
(s4)、通过整星绕卫星本体坐标系Y轴或Z轴的旋转，调整载荷观测主轴指向，对卫星实际指向扫描覆盖区域往复连续扫描，实现观测区域全覆盖。
5.根据权利要求2所述的一种适用于惯性空间观测卫星的热环境保障设计方法，其特征在于当卫星工作在巡天观测模式下时，所述的姿态控制算法为对日定向慢旋姿态控制，卫星本体坐标系三轴姿态
Figure FDA0004066250900000031
为：
Figure FDA0004066250900000032
Figure FDA0004066250900000033
为太阳矢量在地心惯性系下单位矢量；
Figure FDA0004066250900000034
Figure FDA0004066250900000035
为地心矢量在地心惯性系下的单位矢量；
Figure FDA0004066250900000036
6.根据权利要求2所述的一种适用于惯性空间观测卫星的热环境保障设计方法，其特征在于当观测卫星工作在姿态机动模式时，相应的卫星姿态控制算法如下：
S1、调整观测卫星的星体姿态，使得固定对日面法线对日定向；
S2、调整观测卫星的姿态，使之绕固定对日面法线旋转，直到下一个观测点落入星体坐标系XOZ面内；
S3、在S2的最终状态基础上，绕星体+Y轴转动，令星体+X轴指向观测目标，太阳矢量与星体固定对日面法线的夹角呈锐角。
7.根据权利要求1所述的一种适用于惯性空间观测卫星的热环境保障设计方法，其特征在于当观测卫星工作在小天区观测模式时，所述观测约束还包括观测天区尺寸约束，最大可观测小天区尺寸为2n°×2n°，其中，n不超过±Y面遮挡角度b。
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