CN112093081A - 一种太阳翼微波遥感一体化载荷及其控制方法 - Google Patents
一种太阳翼微波遥感一体化载荷及其控制方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN112093081A CN112093081A CN202011029818.8A CN202011029818A CN112093081A CN 112093081 A CN112093081 A CN 112093081A CN 202011029818 A CN202011029818 A CN 202011029818A CN 112093081 A CN112093081 A CN 112093081A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- remote sensing
- satellite
- microwave remote
- angle
- motor
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 13
- 230000007774 longterm Effects 0.000 claims 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 7
- 238000013461 design Methods 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 230000008569 process Effects 0.000 description 4
- 239000000463 material Substances 0.000 description 3
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 2
- 230000003203 everyday effect Effects 0.000 description 2
- 238000005286 illumination Methods 0.000 description 2
- NCGICGYLBXGBGN-UHFFFAOYSA-N 3-morpholin-4-yl-1-oxa-3-azonia-2-azanidacyclopent-3-en-5-imine;hydrochloride Chemical compound Cl.[N-]1OC(=N)C=[N+]1N1CCOCC1 NCGICGYLBXGBGN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000001174 ascending effect Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 238000011835 investigation Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
- 230000035515 penetration Effects 0.000 description 1
- 230000010287 polarization Effects 0.000 description 1
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
- B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
- B64G1/443—Photovoltaic cell arrays
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Sustainable Development (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)
Abstract
本发明公开一种太阳翼微波遥感一体化载荷,沿飞行方向安装于卫星上,其将太阳翼及微波载荷集成设计,包括对称布置的可折叠支架,支架的两个表面分别布置有太阳电池片以及微波遥感载荷,其通过控制中心计算电机的转动角度并驱动电机转动。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域,特别涉及一种太阳翼微波遥感一体化载荷及其控制方法。
背景技术
微波遥感卫星分辨率高,能全天候工作,且能够有效地识别伪装和穿透掩盖物,常用于定量反演大气、陆地和海洋环境参数,以实现资源调查、土地利用、环境监测、灾害预报以及气象观测等目的。
微波遥感载荷按照传感器的工作原理可分为主动式和被动式两类。其中,雷达就是一种主动式的微波遥感载荷,在地学领域主要使用侧视雷达。侧视雷达是向遥感平台行进的垂直方向的一侧或两侧发射微波,再接收由目标反射或散射回来的微波的雷达。通过观测这些微波信号的振幅、相位、极化以及往返时间,就可以测定目标的距离和特性。按天线的结构不同,侧视雷达又分为真实孔径侧视雷达(RAR)和合成孔径侧视雷达(SAR)。合成孔径侧视雷达尺寸较大,因此,在发射时通常需要先将其折叠起来,入轨后再展开完成部署。
同时,为了满足卫星的大功率载荷应用,且受限于卫星自身的体积及重量,通常需要通过调节太阳翼姿态指向太阳提高供电效率。现有的太阳翼多采用滑环或伺服电机转台实现姿态调整,成本较高,控制过程非常复杂,且在对日跟踪指向时,太阳翼极易对卫星的星敏、天线、星间通信等单机造成遮挡,对卫星惯量变化影响较大,增加了卫星设计与控制的复杂。
鉴于此,设计一种适用于微波遥感卫星的载荷及其控制方案就成了本领域技术人员亟待解决的问题。
发明内容
针对现有技术中的部分或全部问题,本发明一方面提供一种太阳翼微波遥感一体化载荷,包括:
支架,包括第一支架以及第二支架,所述第一支架与所述第二支架对称布置,且均为可折叠结构;
太阳电池片,布置于所述第一支架及第二支架的第一表面;
微波遥感载荷,布置于所述第一支架及第二支架的第二表面;以及
控制模块,包括控制中心及电机,其中,所述控制中心用于计算电机的转动角度,以及所述电机与所述第一支架及第二支架连接,能够带动第一支架及第二支架根据所述转动角度转动。
进一步地,所述微波遥感载荷为平板式合成孔径侧视雷达。
进一步地,所述电机为一维步进电机。
进一步地,所述控制中心根据太阳矢量角与卫星轨道面的夹角计算电机的转动角度。
进一步地,所述控制中心每天计算一次所述转动角度。
本发明另一方面还提供一种太阳翼微波遥感一体化载荷的控制方法,其每天根据太阳矢量角与卫星轨道面的夹角计算一次所述太阳翼微波遥感一体化载荷的转动角度,包括:
计算当天太阳矢量角与卫星轨道面的夹角;
计算转动角度;以及
将所述转动角度取整,并驱动所述电机根据取整后的角度转动。
进一步地,所述太阳翼微波遥感一体化载荷可通过星务计算机进行主动控制。
本发明还提供一种卫星,所述卫星上布置有所述太阳翼微波遥感一体化载荷,所述第一支架以及第二支架沿飞行方向对称地安装在所述卫星的两侧,所述控制中心根据太阳矢量角与卫星轨道面的夹角,每天计算一次电机的转动角度,并驱动电机转动。
进一步地,所述卫星为55度倾角walk星座卫星,长期对地指向。
本发明提供的一种太阳翼微波遥感一体化载荷,综合利用星座卫星太阳翼需要跟随太阳光照角度变化调整和平板式合成孔径微波载荷需侧视的工作特性,通过工艺创新集成设计,是轻量化的太阳翼/微波遥感一体化载荷,同时具备二者功能,其沿飞行方向安装于卫星上,利用一维步进电机往返运动替代滑环或伺服电机转台,每天仅需转动一个小角度,对运动精度要求不高,对卫星部件遮挡影响小,对卫星惯量变化影响较小,降低了卫星设计与控制的复杂度的同时,极大提高了在轨可靠性,同时有效地降低了研制成本。
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示出本发明一个实施例的一种具有太阳翼微波遥感一体化载荷的卫星的结构示意图;
图2示出本发明一个实施例的一种具有太阳翼微波遥感一体化载荷的卫星的背面示意图;
图3示出本发明一个实施例的一种具有太阳翼微波遥感一体化载荷的卫星的工作状态示意图;以及
图4示出本发明一个实施例的一种太阳翼微波遥感一体化载荷的控制流程示意图。
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。
图1示出本发明一个实施例的一种卫星的结构示意图,所述卫星具有太阳翼微波遥感一体化载荷,所述太阳翼微波遥感一体化载荷沿飞行方向布置于卫星上。在本发明的一个实施例中,所述卫星为55度倾角walk星座卫星,长期对地指向,如图3所示。
其中,如图1及图2所示,所述太阳翼微波遥感一体化载荷包括支架、太阳电池片102、微波遥感载荷103以及控制模块104。
所述支架包括第一支架1011以及第二支架1012,所述第一支架1011与所述第二支架1012沿飞行方向对称地安装在所述卫星的两侧,且均为可折叠结构。所述第一支架1011与所述第二支架1012的第一表面布置有太阳电池片,第二表面则布置有微波遥感载荷103。在本发明的一个实施例中,所述微波遥感载荷为平板式合成孔径侧视雷达。
所述控制模块104包括控制中心及电机,其中,所述控制中心用于计算所述电机的转动角度,以及所述电机与所述第一支架及第二支架连接,能够带动第一支架及第二支架根据所述转动角度转动。在本发明的一个实施例中,所述控制中心每天根据太阳矢量角与卫星轨道面的夹角计算一次电机的转动角度。在本发明的又一个实施例中,所述电机为一维步进电机。
所述太阳翼微波遥感一体化载荷根据太阳矢量角与卫星轨道面的夹角自主调整转动角度,也可以直接通过星务计算机主动控制。
所述太阳矢量角与卫星轨道面的夹角记为β角,所述β角随时间连续变化,因此,为获取最大能源转换效率,太阳翼需跟随β角的变化,β角的变化如下所述:
β=sin-1(cosδssinRisin(Ω-αs)+sinδscosRi),
其中,Ω为升交点赤经,αs为太阳赤经,δs为太阳赤纬,以及Ri为卫星轨道倾角。对于55度倾角walk星座卫星,其β角的变化范围为±78°。
自主调整转动角度每天进行一次,每次根据当天β角的平均值调整电机的转动角度,其具体流程如图4所示,包括:
首先,在步骤401,计算β角平均值。根据上式,分别计算当天天始的太阳矢量角与卫星轨道面的夹角βi以及当天天末的太阳矢量角与卫星轨道面的夹角βi+1,进而得到当天的β角平均值(βi+βi+1)/2;
接下来,在步骤402,计算转动角度。当天所述太阳翼微波遥感一体化载荷转动的角度θ应为前一天的β角平均值于当天β角平均值的差值:
θ=(βi+βi+1)/2-(βi-1+βi)/2,
但考虑到步进电机的控制精度,将上述差值取整,取整后的值[θ]作为电机的转动角度;以及
最后,在步骤403,控制电机转动。根据所述取整后的角度值,驱动所述电机转动。
本发明提供的一种太阳翼微波遥感一体化载荷,综合利用星座卫星太阳翼需要跟随太阳光照角度变化调整和平板式合成孔径微波载荷需侧视的工作特性,通过工艺创新集成设计,是轻量化的太阳翼/微波遥感一体化载荷,同时具备二者功能,其沿飞行方向安装于卫星上,利用一维步进电机往返运动替代滑环或伺服电机转台,每天仅需转动一个小角度,对运动精度要求不高,对卫星部件遮挡影响小,对卫星惯量变化影响较小,降低了卫星设计与控制的复杂度的同时,极大提高了在轨可靠性,同时有效地降低了研制成本。
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)
1.一种太阳翼微波遥感一体化载荷,其特征在于,包括:
支架,包括第一支架以及第二支架,所述第一支架与所述第二支架对称布置,且均为可折叠结构;
太阳电池片,布置于所述第一支架及第二支架的第一表面;
微波遥感载荷,布置于所述第一支架及第二支架的第二表面;以及
控制模块,包括:
控制中心,其被配置为能够计算电机的转动角度并驱动电机转动;以及
电机,其与所述第一支架及第二支架连接,所述电机被配置为能够带动第一支架及第二支架根据所述转动角度转动。
2.如权利要求1所述的太阳翼微波遥感一体化载荷,其特征在于,所述微波遥感载荷为平板式合成孔径侧视雷达。
3.如权利要求1所述的太阳翼微波遥感一体化载荷,其特征在于,所述电机为一维步进电机。
4.如权利要求1所述的太阳翼微波遥感一体化载荷,其特征在于,所述控制中心根据太阳矢量角与卫星轨道面的夹角计算所述电机的转动角度。
5.如权利要求4所述的太阳翼微波遥感一体化载荷,其特征在于,所述控制中心每天计算一次所述转动角度。
6.一种太阳翼微波遥感一体化载荷的控制方法,其特征在于,每天根据太阳矢量角与卫星轨道面的夹角计算一次如权利要求1至5任一所述的太阳翼微波遥感一体化载荷的转动角度,所述控制方法包括步骤:
计算当天太阳矢量角与卫星轨道面的夹角平均值;
计算转动角度;以及
驱动所述电机根据取整后的角度值转动。
7.如权利要求6所述的控制方法,其特征在于,所述转动角度的计算包括:
计算当天太阳矢量角与卫星轨道面的夹角平均值与前一天太阳矢量角与卫星轨道面的夹角平均值之间的差值;以及
将所述差值取整,得到转动角度。
8.一种卫星,其特征在于,所述卫星上布置有如权利要求1至5任一所述的太阳翼微波遥感一体化载荷,其中,所述第一支架以及第二支架沿飞行方向对称地安装在所述卫星的两侧,所述控制中心根据太阳矢量角与卫星轨道面的夹角,每天计算一次电机的转动角度,并驱动电机转动。
9.如权利要求8所述的卫星,其特征在于,所述卫星为55度倾角walk星座卫星,长期对地指向。
10.如权利要求8所述的卫星,其特征在于,所述太阳翼微波遥感一体化载荷被配置为能够通过星务计算机主动控制。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202011029818.8A CN112093081B (zh) | 2020-09-27 | 2020-09-27 | 一种太阳翼微波遥感一体化载荷及其控制方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202011029818.8A CN112093081B (zh) | 2020-09-27 | 2020-09-27 | 一种太阳翼微波遥感一体化载荷及其控制方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN112093081A true CN112093081A (zh) | 2020-12-18 |
CN112093081B CN112093081B (zh) | 2021-11-09 |
Family
ID=73756296
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN202011029818.8A Active CN112093081B (zh) | 2020-09-27 | 2020-09-27 | 一种太阳翼微波遥感一体化载荷及其控制方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN112093081B (zh) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN114132529A (zh) * | 2021-12-23 | 2022-03-04 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种全电推进立方体卫星 |
CN115593659A (zh) * | 2022-11-25 | 2023-01-13 | 深圳劢亚科技有限公司(Cn) | 一种基于钙钛矿电池的卫星太阳帆系统及其工作方法 |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5742254A (en) * | 1994-12-08 | 1998-04-21 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Three-axis stabilized geostationary satellite carrying out radar surveillance of the surrounding space |
CN105035364A (zh) * | 2015-07-24 | 2015-11-11 | 上海卫星工程研究所 | 低倾角轨道雷达卫星的太阳阵驱动摆动方法 |
US9573702B1 (en) * | 2014-03-27 | 2017-02-21 | Lockheed Martin Corporation | Deployed radar panel for space situational awareness |
EP3222531A1 (en) * | 2014-11-18 | 2017-09-27 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Radar satellite and radar satellite system using same |
CN110015444A (zh) * | 2019-03-29 | 2019-07-16 | 上海卫星工程研究所 | 中高轨道零倾角合成孔径雷达卫星构型 |
CN110525688A (zh) * | 2019-08-06 | 2019-12-03 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种在轨可重构可扩展的卫星系统 |
-
2020
- 2020-09-27 CN CN202011029818.8A patent/CN112093081B/zh active Active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5742254A (en) * | 1994-12-08 | 1998-04-21 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Three-axis stabilized geostationary satellite carrying out radar surveillance of the surrounding space |
US9573702B1 (en) * | 2014-03-27 | 2017-02-21 | Lockheed Martin Corporation | Deployed radar panel for space situational awareness |
EP3222531A1 (en) * | 2014-11-18 | 2017-09-27 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Radar satellite and radar satellite system using same |
CN105035364A (zh) * | 2015-07-24 | 2015-11-11 | 上海卫星工程研究所 | 低倾角轨道雷达卫星的太阳阵驱动摆动方法 |
CN110015444A (zh) * | 2019-03-29 | 2019-07-16 | 上海卫星工程研究所 | 中高轨道零倾角合成孔径雷达卫星构型 |
CN110525688A (zh) * | 2019-08-06 | 2019-12-03 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种在轨可重构可扩展的卫星系统 |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN114132529A (zh) * | 2021-12-23 | 2022-03-04 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种全电推进立方体卫星 |
CN114132529B (zh) * | 2021-12-23 | 2024-01-12 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种全电推进立方体卫星 |
CN115593659A (zh) * | 2022-11-25 | 2023-01-13 | 深圳劢亚科技有限公司(Cn) | 一种基于钙钛矿电池的卫星太阳帆系统及其工作方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN112093081B (zh) | 2021-11-09 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN112093081B (zh) | 一种太阳翼微波遥感一体化载荷及其控制方法 | |
CN103076607B (zh) | 一种基于sar卫星姿态控制实现滑动聚束模式的方法 | |
CN108508918B (zh) | 一种静轨遥感卫星数传天线高精度实时对地指向控制方法 | |
US20090230236A1 (en) | Airborne power station | |
WO2021244495A1 (zh) | 用于雷达卫星和gnss卫星的高精度定标定位装置 | |
CN103675760B (zh) | 一种星载地球同步轨道合成孔径雷达姿态导引方法 | |
CN102169173A (zh) | 一种倾斜地球同步轨道合成孔径雷达模糊度分析方法 | |
US7938364B2 (en) | Apparatus and method for making optimal use of a photovoltaic array on an airborne power system | |
CN111717415B (zh) | 一种星座卫星太阳电池阵对日跟踪方法 | |
CN111924133B (zh) | 适应空中信号高精度三维定位的编队构形设计方法及系统 | |
CN115242296B (zh) | 一种位置传感器辅助的卫星通讯终端 | |
CN109760852A (zh) | 一种微卫星集群在轨自主组装的大规模飞行器及使用方法 | |
CN110647163B (zh) | 对geo空间目标持续可见光探测的绕飞轨道设计方法 | |
CN112977884B (zh) | 一种晨昏轨道的帆板遮阳式双超卫星平台系统 | |
Zheng et al. | Analysis of a three-extensible-rod tracker based on 3-RPS parallel manipulator for space large deployable paraboloid structure with power and communication integration | |
CN115793721B (zh) | 太阳追踪控制方法、装置、标定装置、设备及存储介质 | |
CN115792816B (zh) | 一种不依赖于卫星姿控的星载sar多普勒导引方法 | |
LaLonde | The upgraded Arecibo observatory | |
CN117163322A (zh) | 一种平板式构型卫星的气动姿态控制方法及系统 | |
Legg | A proposed new design for a large radio telescope | |
Wilkie et al. | Advanced Composite Solar Sail System (ACS3) Mission Update | |
CN112130147B (zh) | 一种基于海陆目标位置信息的成像波位确定方法 | |
CN114070403A (zh) | 一种星间激光通信系统前馈跟踪控制方法及系统 | |
Klare et al. | Impact of platform attitude disturbances on the 3D imaging quality of the UAV ARTINO | |
Stevens | Concurrent engineering methods and models for satellite concept design |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant |