CN111717415A - 一种星座卫星太阳电池阵对日跟踪方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种星座卫星太阳电池阵对日跟踪方法，采用一维偏航机动策略对日定向，根据轨道太阳角的大小控制太阳电池阵机动：当所述轨道太阳角小于第一预设值时，调整所述太阳电池阵的法向初始状态，使所述太阳电池阵的法向与星座卫星的飞行方向一致，并在太阳过顶前后的预设时间段T内，控制所述太阳电池阵，使其一维偏航机动180°；当所述轨道太阳角大于第二预设值时，控制所述太阳电池阵法向固定在轨道面法向对着太阳方向；以及当所述轨道太阳角大于等于所述第一预设值，且小于等于所述第二预设值时，控制所述太阳电池阵法向，使其跟踪太阳矢量在水平面内投影。

Description

一种星座卫星太阳电池阵对日跟踪方法

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种星座卫星太阳电池阵对日跟踪方法。

背景技术

卫星的太阳电池阵是用于接受太阳光照、吸收太阳能转化为卫星所需的电能的装置，由数量众多的太阳电池片组成。所述太阳电池片可以直接贴附在星体的某个表面上，也可以贴附在可以展开的一到多个平板上，形成太阳电池帆板(或称太阳翼)。

作为卫星获取太阳能的最主要途径，保持太阳光垂直照射于太阳电池阵表面无疑是光转化为电的效率最高的几何角度。但是卫星与太阳光的相对角度关系主要由卫星的轨道倾角、轨道降交点地方时等特性以及太阳的季节变化决定，不是所有的轨道上的卫星都能方便地实现太阳电池阵对日垂直受光接受能源。因此，为了实现太阳电池阵垂直对日高效率受照，在轨卫星通常需要采用特殊的方式安装太阳电池阵，或者使得太阳电池阵进行机动。例如，LandSat等大多数大型遥感卫星采用的是太阳电池阵斜装的方式，而空间站通常是将太阳电池阵安装在太阳帆板驱动机构SADA或者转台上进行一维或二维机动，以及我国的北斗导航卫星则是将太阳电池阵的一维转动辅以星体姿态的偏航一维机动来实现最终比较垂直地对日受照。其中，通过SADA、转台来带动太阳电池阵进行二维机动，会对整星带来较大惯量的影响，进而影响卫星的姿态控制；以及，通过辅以卫星偏航姿态机动来进行对日定向，对于大质量、大惯量的大卫星，会给姿控系统带来设计压力，且会影响星间通信等载荷的既有指向需求。

相对而言，太阳电池阵一维机动虽然难以达到二维机动能够获取100％的太阳能量的效果，但综合考虑到可靠性、复杂度以及能源获取效率折中的前提下，太阳电池阵一维机动是一种性价比很高的工程实施可选策略。太阳电池阵一维机动需要根据不同的轨道类型分析不同的轨道太阳角，进而可根据不同的轨道太阳角来分析太阳电池阵一维机动策略。其中，所述轨道太阳角β定义为卫星的轨道面与太阳矢量的夹角，若太阳矢量与轨道面法向在轨道面同侧，则轨道太阳角为正，反之为负。若太阳电池阵与轨道面平行，相当于太阳电池阵法向沿着轨道面法向或负法向，则受晒因子为sinβ。不同卫星轨道的轨道太阳角不同，如图1所示为倾角为66°的圆轨道以及降交点地方时为6：00的太阳同步轨道的轨道太阳角，因此，不同卫星对太阳电池阵的安装以及机动策略就提出了不同的需求。

对于星座卫星而言，其大都为非太阳同步轨道，其轨道太阳角的变化非常剧烈，在有的时段太阳从卫星侧面照射，有些时段太阳在轨道面内依次从卫星的前-上-后照射卫星，在更多时段太阳运行在一个圆锥面上，例如，图2所示的全球覆盖星座的典型大倾角轨道，可以看出，其轨道太阳角存在跨零点大范围变动。因此，为了能够使星座卫星通过太阳电池阵稳定获取能源，需要制定合理的机动策略。

发明内容

针对星座卫星的轨道太阳角大幅度波动的问题，本发明提供一种星座卫星太阳电池阵对日跟踪方法，采用一维偏航机动策略对日定向，根据轨道太阳角的大小控制太阳电池阵机动，包括：

当所述轨道太阳角小于第一预设值时，调整所述太阳电池阵的法向初始状态，使所述太阳电池阵的法向与飞行方向一致，并在太阳过顶前后的预设时间段T内，控制所述太阳电池阵，使其一维偏航机动180°；

当所述轨道太阳角大于第二预设值时，控制所述太阳电池阵法向固定在轨道面法向对着太阳方向；以及

当所述轨道太阳角大于等于所述第一预设值，且小于等于所述第二预设值时，控制所述太阳电池阵法向，使其跟踪太阳矢量在水平面内投影。

进一步地，所述太阳电池阵包括：

贴装于一百公斤以内的小型卫星的形体侧表面的太阳电池阵；以及

安装于一百公斤以上的卫星上，由多折太阳电池帆板构成的单翼太阳电池阵，所述单翼太阳电池阵沿着星体对天面展开，且绕着天顶轴的偏航方向实现机动。

进一步地，所述第一预设值的取值不大于15°。

进一步地，所述第一预设值的取值为5°。

进一步地，所述第二预设值的取值不小于60°。

进一步地，所述第二预设值的取值为75°。

进一步地，所述预设时间段的时间长度不大于40分钟。

进一步地，所述预设时间段包括太阳过顶前后的各10分钟。

本发明提供的一种星座卫星太阳电池阵对日跟踪方法，根据轨道太阳角的大小区间，确定不同的一维偏航机动策略对日定向，可适用于任意轨道倾角。使用本发明提供的方法，解决了星座卫星大都面临的轨道太阳角大幅度波动的问题，同时保持了星体对地定向，不影响对地通信；且本方法不需要额外安装部件，节省了二维SADA或者转台的费用，是一种高性价比的解决方案。所述方法不仅适用于一百公斤以内的小型卫星，也适用于一百公斤以上的卫星，其中，对于展开太阳帆板的大型卫星而言，通过太阳电池阵的一维转动，还可以避免星体偏航机动，为星间激光通信提供了便利指向。

附图说明

为进一步阐明本发明的各实施例的以上和其它优点和特征，将参考附图来呈现本发明的各实施例的更具体的描述。可以理解，这些附图只描绘本发明的典型实施例，因此将不被认为是对其范围的限制。在附图中，为了清楚明了，相同或相应的部件将用相同或类似的标记表示。

图1示出倾角为66°的圆轨道以及降交点地方时为6：00的太阳同步轨道的轨道太阳角的记录图；

图2示出大倾角圆轨道的轨道太阳角的记录图；

图3示出本发明的一个实施例的一种星座卫星太阳电池阵对日跟踪方法的流程示意图；

图4示出本发明的一个实施例的一种小型星座卫星的太阳电池阵的示意图；

图5示出本发明的一个实施例的一种较大星座卫星的太阳电池阵的示意图；

图6a示出本发明的一个实施例的一种星座卫星太阳电池阵对日跟踪方法中的第一对日策略的俯视图；

图6b示出本发明的一个实施例的一种星座卫星太阳电池阵对日跟踪方法中的第二对日策略的俯视图；

图6c示出本发明的一个实施例的一种星座卫星太阳电池阵对日跟踪方法中的第三对日策略的示意图；

图6d示出本发明的一个实施例的一种星座卫星太阳电池阵对日跟踪方法中的第三对日策略的俯视图；以及

图7示出本发明的一个实施例的一种星座卫星太阳电池阵对日跟踪方法中各个对日策略下，受晒因子与轨道太阳角的关系曲线。

具体实施方式

以下的描述中，参考各实施例对本发明进行描述。然而，本领域的技术人员将认识到可在没有一个或多个特定细节的情况下或者与其它替换和/或附加方法、材料或组件一起实施各实施例。在其它情形中，未示出或未详细描述公知的结构、材料或操作以免模糊本发明的发明点。类似地，为了解释的目的，阐述了特定数量、材料和配置，以便提供对本发明的实施例的全面理解。然而，本发明并不限于这些特定细节。此外，应理解附图中示出的各实施例是说明性表示且不一定按正确比例绘制。

在本说明书中，对“一个实施例”或“该实施例”的引用意味着结合该实施例描述的特定特征、结构或特性被包括在本发明的至少一个实施例中。在本说明书各处中出现的短语“在一个实施例中”并不一定全部指代同一实施例。

需要说明的是，本发明的实施例以特定顺序对工艺步骤进行描述，然而这只是为了阐述该具体实施例，而不是限定各步骤的先后顺序。相反，在本发明的不同实施例中，可根据工艺的调节来调整各步骤的先后顺序。

为解决星座卫星大都面临的轨道太阳角大幅度波动的问题，本发明提供一种星座卫星太阳电池阵对日跟踪方法，下面结合实施例附图对本发明的方案做进一步描述。

图3示出本发明的一个实施例的一种星座卫星太阳电池阵对日跟踪方法的流程示意图。如图3所示，一种星座卫星太阳电池阵对日跟踪方法，采用一维偏航机动策略对日定向，在星座卫星的运行过程中，根据轨道太阳角的大小控制太阳电池阵机动，其中，所述太阳电池阵包括但不限于：

贴装于一百公斤以内的小型卫星的形体侧表面，如图4所示的太阳电池阵401，此时，通过该侧面的法线方向实现对日跟踪；以及

安装于一百公斤以上的卫星501上，如图5所示的由多折太阳电池帆板构成的单翼太阳电池阵502，所述单翼太阳电池阵沿着星体对天面展开，此时，通过所述单翼太阳电池阵的偏航转动实现对日跟踪；

具体而言，所述星座卫星太阳电池阵对日跟踪方法包括：

步骤101，判断轨道太阳角β的大小：

若所述轨道太阳角β小于第一预设值，则执行第一对日策略，包括：

步骤1111，调整初始状态。调整所述太阳电池阵001的法向初始状态，使得所述太阳电池阵的法向与飞行方向一致，所述飞行方向即卫星质心轨道坐标系VVLH的X向；以及

步骤1112，偏航机动。在太阳过顶前后的预设时间段T内，控制所述太阳电池阵001，使其一维偏航机动180°，如图6a所示；此时，阳照区内的受晒因子计算如下：

在本发明的一个实施例中，所述第一预设值的取值不大于15°，优选为5°；在本发明的又一个实施例中，所述预设时间段T的长度不大于40分钟，优选地，所述预设时间段包括太阳过顶前后的各10分钟；

若所述轨道太阳角大于第二预设值，则执行第二对日策略，包括：

步骤112，偏航机动，控制所述太阳电池阵001的法向固定在轨道面法向，即卫星质心轨道坐标系VVLH的Y向或-Y向，对着太阳方向，如图6b所示，此时，阳照区内的受晒因子为cos(90°-β)，例如，当|β|＝35°时，阳照区内的受晒因子计算为cos(90°-35°)＝0.5736，在本发明的一个实施例中，所述第二预设值的取值不小于60°，优选为75°；以及若所述轨道太阳角大于等于所述第一预设值，且小于等于所述第二预设值，则执行第三对日策略，包括：

步骤113，跟踪太阳矢量投影。控制所述太阳电池阵001法向，使其跟踪太阳矢量在水平面内投影，所述水平面为卫星质心轨道坐标系VVLH的XOY平面，如图6c及图6d所示，此时，若所述太阳电池阵的法向的初始状态为沿着轨道面法向，即VVLH的-Y向，则在第三对日策略下，受晒因子的计算如下：

例如，当|β|＝75°，计算可得受晒因子为0.9659。

在本发明的一个实施例中，为保证得到更高的首晒因子，可通过比较所述第三对日策略下的受晒因子计算值与所述第二对日策略下的受晒因子计算值的大小，来确定究竟是采用第二对日策略还是第三对日策略，并可确定所述第二预设值的大小：

若所述第三对日策略下的受晒因子计算值大于或等于所述第二对日策略下的受晒因子计算值，则采用第三对日策略；以及

若所述第三对日策略下的受晒因子计算值小于所述第二对日策略下的受晒因子计算值，则采用第二对日策略；

可以将所述第三对日策略下的受晒因子计算值等于所述第二对日策略下的受晒因子计算值时的|β|值，记做第二预设值。

图7示出本发明的一个实施例的一种星座卫星太阳电池阵对日跟踪方法中各个对日策略下，受晒因子与轨道太阳角的关系曲线，由图可以看出，采用本发明的实施例中的星座卫星太阳电池阵对日跟踪方法，可以保证太阳电池阵受晒效率始终在70％以上，而基本不受到太阳角度变化的影响。

尽管上文描述了本发明的各实施例，但是，应该理解，它们只是作为示例来呈现的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其做出各种组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。

Claims (10)

1.一种星座卫星太阳电池阵对日跟踪方法，其特征在于，采用一维偏航机动策略对日定向，根据轨道太阳角的大小控制太阳电池阵机动，包括：

当所述轨道太阳角小于第一预设值时，执行第一对日策略，包括：调整所述太阳电池阵的法向初始状态，使所述太阳电池阵的法向与星座卫星的飞行方向一致，并在太阳过顶前后的预设时间段T内，控制所述太阳电池阵，使其一维偏航机动180°；

当所述轨道太阳角大于第二预设值时，执行第二对日策略，包括：控制所述太阳电池阵法向固定在轨道面法向对着太阳方向；以及

当所述轨道太阳角大于等于所述第一预设值，且小于等于所述第二预设值时，执行第三对日策略，包括：控制所述太阳电池阵法向，使其跟踪太阳矢量在水平面内投影。

2.如权利要求1所述的对日跟踪方法，其特征在于，所述太阳电池阵包括：

贴装于一百公斤以内的小型卫星的形体侧表面的太阳电池阵；以及

安装于一百公斤以上的卫星上，由多折太阳电池帆板构成的单翼太阳电池阵，所述单翼太阳电池阵沿着星体对天面展开，且绕着天顶轴的偏航方向实现机动。

3.如权利要求1所述的对日跟踪方法，其特征在于，所述第一预设值的取值不大于15°。

4.如权利要求1所述的对日跟踪方法，其特征在于，所述第一预设值的取值为5°。

5.如权利要求1所述的对日跟踪方法，其特征在于，所述第二预设值的取值不小于60°。

6.如权利要求1所述的对日跟踪方法，其特征在于，所述第二预设值的取值为75°，所述取值根据如下步骤确定：

分别计算轨道太阳角为β时，执行所述第二对日策略及诉述第三对日策略时的受晒因子；

比较两种策略下受晒因子的大小，将两者相等时所对应的β值，确定为第二预设值。

7.如权利要求6所述的对日跟踪方法，其特征在于，所述第二对日策略下的受晒因子为cos(90°-β)。

8.如权利要求7所述的对日跟踪方法，其特征在于，所述第三对日策略下的受晒因子为

9.如权利要求1所述的对日跟踪方法，其特征在于，所述预设时间段的时间长度不大于40分钟。

10.如权利要求1所述的对日跟踪方法，其特征在于，所述预设时间段包括太阳过顶前后的各10分钟。

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