CN111891406A - 太阳电池阵安装控制策略构造方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种太阳电池阵安装控制策略构造方法及系统，包括：步骤S1：根据所选太阳同步轨道的参数，分析卫星在轨光照条件，获取卫星的轨道光照角变化范围信息；步骤S2：根据卫星布局约束条件，确定太阳电池阵的可偏置最大角度，获取太阳电池阵的可偏置最大角度确认结果信息；步骤S3：根据卫星在轨光照角的最大值、最小值和太阳电池阵可偏置最大角度；步骤S4：获取任意地方时太阳同步轨道的太阳电池阵安装策略选择结果信息、最差光照效率分析结果信息；步骤S5：获取适应全地方时太阳同步轨道组网的太阳阵安装控制结果信息。本专利的方法主要面向太阳同步轨道组网中的卫星构造一致性，无需偏航姿态机动，且光照效率更优。

Description

太阳电池阵安装控制策略构造方法及系统

技术领域

本发明涉及太阳阵安装控制技术领域，具体地，涉及一种太阳电池阵安装控制策略构造方法及系统，尤其涉及一种适应全地方时太阳同步轨道批量组网的卫星太阳电池阵安装控制策略的设计方法。

背景技术

低地球轨道按倾角可分为零倾角轨道、一般倾斜轨道和太阳同步轨道，太阳同步轨道由于其全球覆盖、在轨光照条件较稳定、地面成像条件优良等诸多优点，常被选作遥感卫星、通信卫星的轨道。尤其对遥感卫星任务，一般选择降交点地方时为晨昏、上午或下午的太阳同步轨道，可保证星上较稳定的光照条件和能源供给。随着对地高重访观测和近实时通信应用需求的日益迫切，基于太阳同步轨道进行星座组网成为一个可行且重要的解决方案。对于百星量级甚至更大规模的微小卫星星座组网任务而言，要实现全球均匀覆盖，需采用多个轨道面的星座构型(往往轨道面数目需超过10个)且各轨升交点赤经均匀分布。这就决定了基于太阳同步轨道的星座组网任务中卫星将采用各种不同的降交点地方时，需要设计一种适应全地方时太阳同步轨道批量组网的卫星太阳阵安装和控制策略，卫星可采用基本一致的总体设计以实现批产，同时适应各种地方时下的光照条件，保证在轨能源供给效率。

专利文献CN106364702A公开了一种适应倾斜轨道偏航机动卫星的太阳电池阵控制策略方法，主要针对一般倾斜轨道设计，需要卫星实施自主偏航姿态机动控制，且太阳电池阵光照效率只能保证优于0.71，存在在轨实施复杂和光照效率不足的问题。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种太阳电池阵安装控制策略构造方法及系统。

根据本发明提供的一种太阳电池阵安装控制策略构造方法，包括：

步骤S1：根据所选太阳同步轨道的参数，分析卫星在轨光照条件，获取卫星的轨道光照角变化范围信息；

步骤S2：根据卫星布局约束条件，确定太阳电池阵的可偏置最大角度，获取太阳电池阵的可偏置最大角度确认结果信息；

步骤S3：根据卫星在轨光照角的最大值、最小值和太阳电池阵可偏置最大角度，获取卫星太阳电池阵的安装策略信息、控制策略信息和卫星飞行方向信息；

步骤S4：获取任意地方时太阳同步轨道的太阳电池阵安装策略选择结果信息、最差光照效率分析结果信息；

步骤S5：根据任意地方时太阳同步轨道的太阳电池阵安装策略选择结果信息、最差光照效率分析结果信息，获取适应全地方时太阳同步轨道组网的太阳阵安装控制结果信息。

优选地，所述步骤S2包括：

步骤S2.1：采用二次展开进行太阳电池阵的偏置，偏置角θ通过电池阵的根部铰链展开角度θ₀、板间铰链展开角度θ₁共同实现，太阳阵偏置后形成的绕中心轴偏置转动的角度θ与电池阵的根部铰链展开角度θ₀、板间铰链展开角度θ₁之间的关系为：θ＝90°+θ₀-θ₁。

优选地，所述步骤S3包括：

步骤S3.1：卫星太阳电池阵的安装面固定以保证卫星总体设计的一致性，将飞行方向分为按本体X方向和按本体Y方向两种；

所述卫星飞行方向信息包括：卫星飞行X方向信息、卫星飞行Y方向信息；

步骤S3.2：根据轨道面内的太阳光照特性，卫星按本体X方向飞行时，获取太阳电池阵一维驱动控制信息；

步骤S3.3：卫星按本体Y方向飞行时，获取太阳电池阵固定不加控制信息。

优选地，所述步骤S1包括：

步骤S1.1：获取轨道光照角最小值β_min、轨道光照角最大值β_max；

所述步骤S2包括：

步骤S2.1：获取太阳电池阵可偏置最大角度θ_m；

所述步骤S3包括：

步骤S3.4：根据轨道光照角最小值β_min、轨道光照角最大值β_max、太阳电池阵可偏置最大角度θ_m，比较轨道光照角最小值β_min、轨道光照角最大值β_max、太阳电池阵可偏置最大角度θ_m；

步骤S3.5：按如下策略判据确定太阳电池阵的安装控制策略、卫星飞行方向、太阳阵偏置角度、太阳阵最小光照角：

当|β_min+β_max|≤2θ_m时，太阳电池阵固定安装于±Y面，一维驱动控制，飞行方向沿本体X方向，太阳阵偏置角取

此时的全年最差太阳阵光照角为

当2θ_m＜|β_min+β_max|≤90°+θ_m时，太阳电池阵固定安装于±Y面，一维驱动控制，飞行方向沿本体X方向，太阳阵偏置角取θ_m，此时的全年最差太阳阵光照角为90°+θ_m-β_max；

当|β_min+β_max|＞90°+θ_m时，太阳电池阵固定安装于±Y面，固定不加控制，飞行方向沿本体Y方向，太阳阵不偏置，此时的全年最差太阳阵光照角为β_min。

优选地，还包括：

步骤S6：根据策略优选判据，对各降交点地方时的轨道按10min网格进行划分，通过Matlab与STK的Connect接口实现后台调用，进行循环仿真计算，得到任意地方时太阳同步轨道的光照角变化范围；

根据各地方时轨道的光照角取值情况，选取相应的较优安装策略，并以数据曲线的形式给出各地方时轨道的全年最差太阳阵光照角和全年最差太阳阵光照效率；

结合星座组网任务需求确定的轨道面数目，按照各轨道面光照效率均衡的原则，选择确定各轨道面的降交点地方时。

根据本发明提供的一种太阳电池阵安装控制策略构造系统，包括：

模块M1：根据所选太阳同步轨道的参数，分析卫星在轨光照条件，获取卫星的轨道光照角变化范围信息；

模块M2：根据卫星布局约束条件，确定太阳电池阵的可偏置最大角度，获取太阳电池阵的可偏置最大角度确认结果信息；

模块M3：根据卫星在轨光照角的最大值、最小值和太阳电池阵可偏置最大角度，获取卫星太阳电池阵的安装策略信息、控制策略信息和卫星飞行方向信息；

模块M4：获取任意地方时太阳同步轨道的太阳电池阵安装策略选择结果信息、最差光照效率分析结果信息；

模块M5：根据任意地方时太阳同步轨道的太阳电池阵安装策略选择结果信息、最差光照效率分析结果信息，获取适应全地方时太阳同步轨道组网的太阳阵安装控制结果信息。

优选地，所述模块M2包括：

模块M2.1：采用二次展开进行太阳电池阵的偏置，偏置角θ通过电池阵的根部铰链展开角度θ₀、板间铰链展开角度θ₁共同实现，太阳阵偏置后形成的绕中心轴偏置转动的角度θ与电池阵的根部铰链展开角度θ₀、板间铰链展开角度θ₁之间的关系为：θ＝90°+θ₀-θ₁。

优选地，所述模块M3包括：

模块M3.1：卫星太阳电池阵的安装面固定以保证卫星总体设计的一致性，将飞行方向分为按本体X方向和按本体Y方向两种；

所述卫星飞行方向信息包括：卫星飞行X方向信息、卫星飞行Y方向信息；

模块M3.2：根据轨道面内的太阳光照特性，卫星按本体X方向飞行时，获取太阳电池阵一维驱动控制信息；

模块M3.3：卫星按本体Y方向飞行时，获取太阳电池阵固定不加控制信息。

优选地，所述模块M1包括：

模块M1.1：获取轨道光照角最小值β_min、轨道光照角最大值β_max；

所述模块M2包括：

模块M2.1：获取太阳电池阵可偏置最大角度θ_m；

所述模块M3包括：

模块M3.4：根据轨道光照角最小值β_min、轨道光照角最大值β_max、太阳电池阵可偏置最大角度θ_m，比较轨道光照角最小值β_min、轨道光照角最大值β_max、太阳电池阵可偏置最大角度θ_m；

模块M3.5：按如下策略判据确定太阳电池阵的安装控制策略、卫星飞行方向、太阳阵偏置角度、太阳阵最小光照角：

当|β_min+β_max|≤2θ_m时，太阳电池阵固定安装于±Y面，一维驱动控制，飞行方向沿本体X方向，太阳阵偏置角取

此时的全年最差太阳阵光照角为

当2θ_m＜|β_min+β_max|≤90°+θ_m时，太阳电池阵固定安装于±Y面，一维驱动控制，飞行方向沿本体X方向，太阳阵偏置角取θ_m，此时的全年最差太阳阵光照角为90°+θ_m-β_max；

当|β_min+β_max|＞90°+θ_m时，太阳电池阵固定安装于±Y面，固定不加控制，飞行方向沿本体Y方向，太阳阵不偏置，此时的全年最差太阳阵光照角为β_min。

优选地，还包括：

模块M6：根据策略优选判据，对各降交点地方时的轨道按10min网格进行划分，通过Matlab与STK的Connect接口实现后台调用，进行循环仿真计算，得到任意地方时太阳同步轨道的光照角变化范围；

根据各地方时轨道的光照角取值情况，选取相应的较优安装策略，并以数据曲线的形式给出各地方时轨道的全年最差太阳阵光照角和全年最差太阳阵光照效率；

结合星座组网任务需求确定的轨道面数目，按照各轨道面光照效率均衡的原则，选择确定各轨道面的降交点地方时。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明可适应任意地方时的太阳同步轨道，对不同地方时轨道只需在工程约束范围内选择不同的太阳阵偏置角和卫星飞行方向，可保证批量组网任务中的卫星总体构造一致性，可提升研产效率；

2、本发明可根据太阳同步轨道的地方时参数快速明确太阳电池阵安装控制策略等参数，无需卫星在轨进行自主姿态机动，降低卫星在轨执行任务的复杂度；

3、本发明可显著提升太阳同步轨道卫星的太阳阵光照效率，简单可靠，优化了卫星构造方案；

4、本专利的方法主要面向太阳同步轨道组网中的卫星构造一致性，无需偏航姿态机动，且光照效率更优。

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，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明中各降交点地方时轨道的轨道太阳光照角的最大值、最小值、平均值曲线示意图。

图2为本发明中太阳电池阵偏置角度与铰链展开角度示意图。

图3为本发明中各降交点地方时轨道的全年最差太阳阵光照角曲线示意图。

图4为本发明中各降交点地方时轨道的全年最差太阳阵光照效率曲线示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图1-4所示，根据本发明提供的一种太阳电池阵安装控制策略构造方法，包括：

步骤S1：根据所选太阳同步轨道的参数，分析卫星在轨光照条件，获取卫星的轨道光照角变化范围信息；

步骤S2：根据卫星布局约束条件，确定太阳电池阵的可偏置最大角度，获取太阳电池阵的可偏置最大角度确认结果信息；

步骤S3：根据卫星在轨光照角的最大值、最小值和太阳电池阵可偏置最大角度，获取卫星太阳电池阵的安装策略信息、控制策略信息和卫星飞行方向信息；

步骤S4：获取任意地方时太阳同步轨道的太阳电池阵安装策略选择结果信息、最差光照效率分析结果信息；

步骤S5：根据任意地方时太阳同步轨道的太阳电池阵安装策略选择结果信息、最差光照效率分析结果信息，获取适应全地方时太阳同步轨道组网的太阳阵安装控制结果信息。

优选地，所述步骤S2包括：

步骤S2.1：采用二次展开进行太阳电池阵的偏置，偏置角θ通过电池阵的根部铰链展开角度θ₀、板间铰链展开角度θ₁共同实现，太阳阵偏置后形成的绕中心轴偏置转动的角度θ与电池阵的根部铰链展开角度θ₀、板间铰链展开角度θ₁之间的关系为：θ＝90°+θ₀-θ₁。

优选地，所述步骤S3包括：

步骤S3.1：卫星太阳电池阵的安装面固定以保证卫星总体设计的一致性，将飞行方向分为按本体X方向和按本体Y方向两种；

所述卫星飞行方向信息包括：卫星飞行X方向信息、卫星飞行Y方向信息；

步骤S3.2：根据轨道面内的太阳光照特性，卫星按本体X方向飞行时，获取太阳电池阵一维驱动控制信息；

步骤S3.3：卫星按本体Y方向飞行时，获取太阳电池阵固定不加控制信息。

优选地，所述步骤S1包括：

步骤S1.1：获取轨道光照角最小值β_min、轨道光照角最大值β_max；

所述步骤S2包括：

步骤S2.1：获取太阳电池阵可偏置最大角度θ_m；

所述步骤S3包括：

步骤S3.4：根据轨道光照角最小值β_min、轨道光照角最大值β_max、太阳电池阵可偏置最大角度θ_m，比较轨道光照角最小值β_min、轨道光照角最大值β_max、太阳电池阵可偏置最大角度θ_m；

步骤S3.5：按如下策略判据确定太阳电池阵的安装控制策略、卫星飞行方向、太阳阵偏置角度、太阳阵最小光照角：

当|β_min+β_max|≤2θ_m时，太阳电池阵固定安装于±Y面，一维驱动控制，飞行方向沿本体X方向，太阳阵偏置角取

此时的全年最差太阳阵光照角为

当2θ_m＜|β_min+β_max|≤90°+θ_m时，太阳电池阵固定安装于±Y面，一维驱动控制，飞行方向沿本体X方向，太阳阵偏置角取θ_m，此时的全年最差太阳阵光照角为90°+θ_m-β_max；

当|β_min+β_max|＞90°+θ_m时，太阳电池阵固定安装于±Y面，固定不加控制，飞行方向沿本体Y方向，太阳阵不偏置，此时的全年最差太阳阵光照角为β_min。

优选地，还包括：

步骤S6：根据策略优选判据，对各降交点地方时的轨道按10min网格进行划分，通过Matlab与STK的Connect接口实现后台调用，进行循环仿真计算，得到任意地方时太阳同步轨道的光照角变化范围；

根据各地方时轨道的光照角取值情况，选取相应的较优安装策略，并以数据曲线的形式给出各地方时轨道的全年最差太阳阵光照角和全年最差太阳阵光照效率；

结合星座组网任务需求确定的轨道面数目，按照各轨道面光照效率均衡的原则，选择确定各轨道面的降交点地方时。

根据本发明提供的一种太阳电池阵安装控制策略构造系统，包括：

模块M1：根据所选太阳同步轨道的参数，分析卫星在轨光照条件，获取卫星的轨道光照角变化范围信息；

模块M2：根据卫星布局约束条件，确定太阳电池阵的可偏置最大角度，获取太阳电池阵的可偏置最大角度确认结果信息；

模块M3：根据卫星在轨光照角的最大值、最小值和太阳电池阵可偏置最大角度，获取卫星太阳电池阵的安装策略信息、控制策略信息和卫星飞行方向信息；

模块M4：获取任意地方时太阳同步轨道的太阳电池阵安装策略选择结果信息、最差光照效率分析结果信息；

模块M5：根据任意地方时太阳同步轨道的太阳电池阵安装策略选择结果信息、最差光照效率分析结果信息，获取适应全地方时太阳同步轨道组网的太阳阵安装控制结果信息。

优选地，所述模块M2包括：

模块M2.1：采用二次展开进行太阳电池阵的偏置，偏置角θ通过电池阵的根部铰链展开角度θ₀、板间铰链展开角度θ₁共同实现，太阳阵偏置后形成的绕中心轴偏置转动的角度θ与电池阵的根部铰链展开角度θ₀、板间铰链展开角度θ₁之间的关系为：θ＝90°+θ₀-θ₁。

优选地，所述模块M3包括：

模块M3.1：卫星太阳电池阵的安装面固定以保证卫星总体设计的一致性，将飞行方向分为按本体X方向和按本体Y方向两种；

所述卫星飞行方向信息包括：卫星飞行X方向信息、卫星飞行Y方向信息；

模块M3.2：根据轨道面内的太阳光照特性，卫星按本体X方向飞行时，获取太阳电池阵一维驱动控制信息；

模块M3.3：卫星按本体Y方向飞行时，获取太阳电池阵固定不加控制信息。

优选地，所述模块M1包括：

模块M1.1：获取轨道光照角最小值β_min、轨道光照角最大值β_max；

所述模块M2包括：

模块M2.1：获取太阳电池阵可偏置最大角度θ_m；

所述模块M3包括：

模块M3.4：根据轨道光照角最小值β_min、轨道光照角最大值β_max、太阳电池阵可偏置最大角度θ_m，比较轨道光照角最小值β_min、轨道光照角最大值β_max、太阳电池阵可偏置最大角度θ_m；

模块M3.5：按如下策略判据确定太阳电池阵的安装控制策略、卫星飞行方向、太阳阵偏置角度、太阳阵最小光照角：

当|β_min+β_max|≤2θ_m时，太阳电池阵固定安装于±Y面，一维驱动控制，飞行方向沿本体X方向，太阳阵偏置角取

此时的全年最差太阳阵光照角为

当2θ_m＜|β_min+β_max|≤90°+θ_m时，太阳电池阵固定安装于±Y面，一维驱动控制，飞行方向沿本体X方向，太阳阵偏置角取θ_m，此时的全年最差太阳阵光照角为90°+θ_m-β_max；

当|β_min+β_max|＞90°+θ_m时，太阳电池阵固定安装于±Y面，固定不加控制，飞行方向沿本体Y方向，太阳阵不偏置，此时的全年最差太阳阵光照角为β_min。

优选地，还包括：

模块M6：根据策略优选判据，对各降交点地方时的轨道按10min网格进行划分，通过Matlab与STK的Connect接口实现后台调用，进行循环仿真计算，得到任意地方时太阳同步轨道的光照角变化范围；

根据各地方时轨道的光照角取值情况，选取相应的较优安装策略，并以数据曲线的形式给出各地方时轨道的全年最差太阳阵光照角和全年最差太阳阵光照效率；

结合星座组网任务需求确定的轨道面数目，按照各轨道面光照效率均衡的原则，选择确定各轨道面的降交点地方时。

具体地，在一个实施例中，一种可适应全地方时太阳同步轨道批量组网的卫星太阳阵安装控制策略设计方法，不改变太阳阵在卫星本体的安装位置，卫星在通用化设计的基础上只需选择飞行方向和太阳阵安装偏置角，即可适应各种不同地方时的太阳同步轨道并保证能源效率，有效兼顾了不同轨道面卫星的批产技术状态一致性和光照效率。

根据本发明提供的一种可适应全地方时太阳同步轨道组网应用的卫星太阳电池阵安装控制策略，以基于800km高度太阳同步轨道的多轨道面组网任务中的卫星太阳电池阵安装控制策略设计为实施例，具体步骤包括：

步骤S1：根据所选太阳同步轨道的参数，分析卫星在轨光照条件，得到卫星的轨道光照角变化范围。

卫星在轨的光照条件一般通过轨道光照角(定义为卫星-太阳连线与轨道面的夹角)来描述，轨道光照角随时间持续变化；轨道光照角是设计卫星太阳电池阵安装控制策略的重要输入条件，需通过STK仿真软件进行轨道仿真计算，给出任意时刻的卫星轨道光照角。

具体地，在STK软件中生成一颗太阳同步轨道卫星，设置其轨道高度、降交点地方时等轨道参数，仿真计算各时刻卫星的轨道光照角数值，生成统计曲线，明确卫星在轨的轨道光照角变化范围[β_min,β_max]。特别地，对于多个地方时轨道的分析任务，可通过Matlab与STK的Connect接口实现后台调用，进行循环仿真计算，得到任意地方时太阳同步轨道的光照角变化范围。

在本实施例中的轨道参数下，按上述方法给出各地方时轨道的轨道光照角的最大值、最小值、平均值，如图1所示。

步骤S2：根据卫星布局约束条件，明确太阳电池阵的可偏置最大角度。

太阳电池阵的偏置，采用二次展开实现，偏置角θ通过电池阵的根部铰链展开角度θ₀、板间铰链展开角度θ₁共同实现，太阳阵偏置后形成的绕中心轴偏置转动的角度θ与展开角度θ₀、θ₁之间的关系为：θ＝90°+θ₀-θ₁，如附图2所示，其中θ₀、θ₁均能在0°～180°范围内进行设计。

卫星的太阳电池阵可偏置的最大角度受到卫星总体布局的多方面约束限制，选定一个安装面，考虑视场、安装尺寸、力学条件等多项约束条件后，确定太阳电池阵可偏置的最大角度θ_m。

具体地，在ProE软件中建立卫星模型，加载天线、推力器等舱外单机，考虑各单机的视场约束、推力器羽流和力学条件，给出卫星太阳电池阵可偏置的最大角度。本步骤为卫星总体设计中的常规工作，仅为本发明提供设计输入，并不包含在本发明的权利要求中，因此实施例中不作展开描述。在本实施例中，根据卫星布局约束条件，确定卫星太阳电池阵的最大偏置角为50°。

步骤S3：根据卫星在轨光照角的最大值、最小值和太阳电池阵可偏置最大角度，确定卫星太阳电池阵的安装策略、控制策略和卫星飞行方向。

为保证卫星总体设计的一致性，本发明中的方案将太阳电池阵的安装面固定取为±Y面，如图3所示。飞行方向分为按本体X方向和按本体Y方向两种，根据在轨太阳光照特性，卫星按本体X方向飞行时，太阳电池阵一维驱动控制，卫星按本体Y方向飞行时，太阳电池阵固定不加控制。

将本实施例步骤S1得到的轨道光照角最小值β_min、最大值β_max和本实施例步骤S2得到的太阳电池阵可偏置最大角度θ_m＝50°进行关系比较，按如下分段函数确定太阳电池阵的安装控制策略、卫星飞行方向、太阳阵偏置角度、太阳阵最小光照角：

步骤S4：给出任意地方时太阳同步轨道的太阳电池阵安装策略选择结果和最差光照效率。

根据上述策略优选判据，对各降交点地方时的轨道按10min网格进行划分，通过Matlab与STK的Connect接口实现后台调用，进行循环仿真计算，得到任意地方时太阳同步轨道的光照角变化范围。根据各地方时轨道的光照角取值情况，选取相应的较优安装策略，基于该策略，以数据曲线的形式给出各地方时轨道的全年最差太阳阵光照角和全年最差太阳阵光照效率，如图3附图4所示。

由图3和附5可见，采用本发明提供的太阳电池阵安装控制策略，选择800km高度任意地方时的太阳同步轨道，最差太阳阵光照效率不低于0.83，可显著提升能源保证能力。

根据各地方时轨道的全年最差太阳阵光照角曲线和全年最差太阳阵光照效率曲线，结合星座组网任务需求确定的轨道面数目，按照各轨道面光照效率均衡的原则，选择确定各轨道面的降交点地方时。

本发明可适应任意地方时的太阳同步轨道，对不同地方时轨道只需在工程约束范围内选择不同的太阳阵偏置角和卫星飞行方向，可保证批量组网任务中的卫星总体构造一致性，可提升研产效率；本发明可根据太阳同步轨道的地方时参数快速明确太阳电池阵安装控制策略等参数，无需卫星在轨进行自主姿态机动，降低卫星在轨执行任务的复杂度；本发明可显著提升太阳同步轨道卫星的太阳阵光照效率，简单可靠，优化了卫星构造方案；本专利的方法主要面向太阳同步轨道组网中的卫星构造一致性构造，无需偏航姿态机动，且光照效率更优。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

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变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

1.一种太阳电池阵安装控制策略构造方法，其特征在于，包括：

步骤S1：根据所选太阳同步轨道的参数，分析卫星在轨光照条件，获取卫星的轨道光照角变化范围信息；

步骤S2：根据卫星布局约束条件，确定太阳电池阵的可偏置最大角度，获取太阳电池阵的可偏置最大角度确认结果信息；

步骤S3：根据卫星在轨光照角的最大值、最小值和太阳电池阵可偏置最大角度，获取卫星太阳电池阵的安装策略信息、控制策略信息和卫星飞行方向信息；

步骤S4：获取任意地方时太阳同步轨道的太阳电池阵安装策略选择结果信息、最差光照效率分析结果信息；

步骤S5：根据任意地方时太阳同步轨道的太阳电池阵安装策略选择结果信息、最差光照效率分析结果信息，获取适应全地方时太阳同步轨道组网的太阳阵安装控制结果信息。

2.根据权利要求1所述的太阳电池阵安装控制策略构造方法，其特征在于，所述步骤S2包括：

步骤S2.1：采用二次展开进行太阳电池阵的偏置，偏置角θ通过电池阵的根部铰链展开角度θ₀、板间铰链展开角度θ₁共同实现，太阳阵偏置后形成的绕中心轴偏置转动的角度θ与电池阵的根部铰链展开角度θ₀、板间铰链展开角度θ₁之间的关系为：θ＝90°+θ₀-θ₁。

3.根据权利要求1所述的太阳电池阵安装控制策略构造方法，其特征在于，所述步骤S3包括：

步骤S3.1：卫星太阳电池阵的安装面固定；

所述卫星飞行方向信息包括：卫星飞行X方向信息、卫星飞行Y方向信息；

步骤S3.2：卫星按本体X方向飞行时，获取太阳电池阵一维驱动控制信息；

步骤S3.3：卫星按本体Y方向飞行时，获取太阳电池阵固定不加控制信息。

4.根据权利要求3所述的太阳电池阵安装控制策略构造方法，其特征在于，所述步骤S1包括：

步骤S1.1：获取轨道光照角最小值β_min、轨道光照角最大值β_max；

所述步骤S2包括：

步骤S2.1：获取太阳电池阵可偏置最大角度θ_m；

所述步骤S3包括：

步骤S3.4：根据轨道光照角最小值β_min、轨道光照角最大值β_max、太阳电池阵可偏置最大角度θ_m，比较轨道光照角最小值β_min、轨道光照角最大值β_max、太阳电池阵可偏置最大角度θ_m；

步骤S3.5：按如下策略判据确定太阳电池阵的安装控制策略、卫星飞行方向、太阳阵偏置角度、太阳阵最小光照角：

当|β_min+β_max|≤2θ_m时，太阳电池阵固定安装于±Y面，一维驱动控制，飞行方向沿本体X方向，太阳阵偏置角取

此时的全年最差太阳阵光照角为

当2θ_m＜|β_min+β_max|≤90°+θ_m时，太阳电池阵固定安装于±Y面，一维驱动控制，飞行方向沿本体X方向，太阳阵偏置角取θ_m，此时的全年最差太阳阵光照角为90°+θ_m-β_max；

当|β_min+β_max|＞90°+θ_m时，太阳电池阵固定安装于±Y面，固定不加控制，飞行方向沿本体Y方向，太阳阵不偏置，此时的全年最差太阳阵光照角为β_min。

5.根据权利要求1所述的太阳电池阵安装控制策略构造方法，其特征在于，还包括：步骤S6：根据策略优选判据，对各降交点地方时的轨道按10min网格进行划分，通过Matlab与STK的Connect接口实现后台调用，进行循环仿真计算，得到任意地方时太阳同步轨道的光照角变化范围；

根据各地方时轨道的光照角取值情况，选取相应的较优安装策略，并以数据曲线的形式给出各地方时轨道的全年最差太阳阵光照角和全年最差太阳阵光照效率；

结合星座组网任务需求确定的轨道面数目，选择确定各轨道面的降交点地方时。

6.一种太阳电池阵安装控制策略构造系统，其特征在于，包括：

模块M1：根据所选太阳同步轨道的参数，分析卫星在轨光照条件，获取卫星的轨道光照角变化范围信息；

模块M2：根据卫星布局约束条件，确定太阳电池阵的可偏置最大角度，获取太阳电池阵的可偏置最大角度确认结果信息；

模块M3：根据卫星在轨光照角的最大值、最小值和太阳电池阵可偏置最大角度，获取卫星太阳电池阵的安装策略信息、控制策略信息和卫星飞行方向信息；

模块M4：获取任意地方时太阳同步轨道的太阳电池阵安装策略选择结果信息、最差光照效率分析结果信息；

模块M5：根据任意地方时太阳同步轨道的太阳电池阵安装策略选择结果信息、最差光照效率分析结果信息，获取适应全地方时太阳同步轨道组网的太阳阵安装控制结果信息。

7.根据权利要求6所述的太阳电池阵安装控制策略构造系统，其特征在于，所述模块M2包括：

模块M2.1：采用二次展开进行太阳电池阵的偏置，偏置角θ通过电池阵的根部铰链展开角度θ₀、板间铰链展开角度θ₁共同实现，太阳阵偏置后形成的绕中心轴偏置转动的角度θ与电池阵的根部铰链展开角度θ₀、板间铰链展开角度θ₁之间的关系为：θ＝90°+θ₀-θ₁。

8.根据权利要求6所述的太阳电池阵安装控制策略构造系统，其特征在于，所述模块M3包括：

模块M3.1：卫星太阳电池阵的安装面固定；

所述卫星飞行方向信息包括：卫星飞行X方向信息、卫星飞行Y方向信息；

模块M3.2：卫星按本体X方向飞行时，获取太阳电池阵一维驱动控制信息；

模块M3.3：卫星按本体Y方向飞行时，获取太阳电池阵固定不加控制信息。

9.根据权利要求8所述的太阳电池阵安装控制策略构造系统，其特征在于，所述模块M1包括：

模块M1.1：获取轨道光照角最小值β_min、轨道光照角最大值β_max；

所述模块M2包括：

模块M2.1：获取太阳电池阵可偏置最大角度θ_m；

所述模块M3包括：

模块M3.4：根据轨道光照角最小值β_min、轨道光照角最大值β_max、太阳电池阵可偏置最大角度θ_m，比较轨道光照角最小值β_min、轨道光照角最大值β_max、太阳电池阵可偏置最大角度θ_m；

模块M3.5：按如下策略判据确定太阳电池阵的安装控制策略、卫星飞行方向、太阳阵偏置角度、太阳阵最小光照角：

当|β_min+β_max|≤2θ_m时，太阳电池阵固定安装于±Y面，一维驱动控制，飞行方向沿本体X方向，太阳阵偏置角取

此时的全年最差太阳阵光照角为

当2θ_m＜|β_min+β_max|≤90°+θ_m时，太阳电池阵固定安装于±Y面，一维驱动控制，飞行方向沿本体X方向，太阳阵偏置角取θ_m，此时的全年最差太阳阵光照角为90°+θ_m-β_max；

当|β_min+β_max|＞90°+θ_m时，太阳电池阵固定安装于±Y面，固定不加控制，飞行方向沿本体Y方向，太阳阵不偏置，此时的全年最差太阳阵光照角为β_min。

10.根据权利要求6所述的太阳电池阵安装控制策略构造系统，其特征在于，还包括：模块M6：根据策略优选判据，对各降交点地方时的轨道按10min网格进行划分，通过Matlab与STK的Connect接口实现后台调用，进行循环仿真计算，得到任意地方时太阳同步轨道的光照角变化范围；

根据各地方时轨道的光照角取值情况，选取相应的较优安装策略，并以数据曲线的形式给出各地方时轨道的全年最差太阳阵光照角和全年最差太阳阵光照效率；

结合星座组网任务需求确定的轨道面数目，选择确定各轨道面的降交点地方时。

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