CN112896554A - 一种卫星姿态控制方法 - Google Patents

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隋愿愿
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Abstract

本发明的一个实施例公开了一种卫星姿态控制方法，该方法包括：S101：当感测到阳光轨道面夹角为+90°或‑90°时，卫星第一飞行方向沿卫星在轨飞行方向飞行，使得卫星的第一舱板为受光面；S102：在阳光轨道面夹角由+90°转向‑90°或由‑90°转向+90°的过程中，所述卫星进行姿态调整，所述卫星绕其重力方向旋转180°，使得卫星第二飞行方向沿卫星在轨飞行方向飞行；S103：当感测到阳光轨道面夹角由+90°变为‑90°后或由‑90°变为+90°后，所述卫星依旧保持其第二飞行方向沿卫星在轨飞行方向飞行，保证这时卫星的第一舱板仍为受光面；其中，阳光轨道面夹角为太阳矢量与轨道平面的最小夹角，它的变化范围为‑90°到+90°。

Description

一种卫星姿态控制方法
技术领域
本发明涉及航天器热控系统设计领域，具体涉及一种卫星姿态控制方法。
背景技术
目前低轨卫星互联网行业蓬勃发展，卫星互联网是通过大规模卫星组成星座，进而提供互联网服务，形成全天时、全方位的互联网覆盖。通常这种星座的卫星都是分布在若干轨道面上，卫星总数量从几百颗到几万颗不等。
卫星互联网星座的轨道通常为倾斜圆轨道，轨道β角(阳光轨道面夹角，定义见附图1)变化范围很大，能达到-90°～+90°。卫星在轨运行过程中，星体每个表面都会被太阳照射到，舱板被晒到时，该舱板的温度就会升高，无法满足星内设备的散热需求，因此对于倾斜轨道来说，卫星面临的外热流环境较差。对于卫星热控系统来说，无法为整星提供稳定的散热面，进而无法满足卫星散热的需求。对于运行在倾斜圆轨道的卫星，通常的散热方式为将舱板通过表贴热管进行耦合，从而保证在任意阳光轨道面夹角下，卫星都有散热面可用。
发明内容
本发明的目的在于提供一种卫星姿态控制方法，通过调整卫星在轨飞行姿态，使得卫星在全轨道周期范围内，一直都是同一侧舱板面向太阳，同时保证另一侧舱板始终位于背阳面，作为卫星稳定的散热面，进而实现降低卫星的研发成本以及产品成本；降低由于耦合热管失效导致的星上设备温度升高进而寿命缩短的风险；降低卫星的重量；提高卫星总装效率，缩短卫星总装周期；提高卫星热控系统的可靠性。
为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：
本发明提供一种卫星姿态控制方法，该方法包括：
S101：当感测到阳光轨道面夹角为+90°或-90°时，卫星第一飞行方向沿卫星在轨飞行方向飞行，使得卫星的第一舱板为受光面；
S102：在阳光轨道面夹角由+90°转向-90°或由-90°转向+90°的过程中，所述卫星进行姿态调整，所述卫星绕其重力方向旋转180°，使得卫星第二飞行方向沿卫星在轨飞行方向飞行；
S103：当感测到阳光轨道面夹角由+90°变为-90°后或由-90°变为+90°后，所述卫星依旧保持其第二飞行方向沿卫星在轨飞行方向飞行，保证这时卫星的第一舱板仍为受光面；
其中，
阳光轨道面夹角为太阳矢量与轨道平面的最小夹角，它的变化范围为-90°到+90°。
在一个具体实施例中，所述阳光轨道面夹角，从太阳上看，当卫星沿轨道逆时针运行时，阳光轨道面夹角为正值；从太阳上看，当卫星沿轨道顺时针运行时，阳光轨道面夹角为负值。
在一个具体实施例中，所述卫星的本体能够为立方体的卫星本体，或者为不规则六面体的卫星本体。
在一个具体实施例中，所述步骤S102中卫星绕其重力方向进行正向旋转180°或逆向旋转180°。
在一个具体实施例中，所述步骤S102中卫星姿态调整的调整条件为阳光轨道面夹角变为-20°到+20°之间。
在一个具体实施例中，所述步骤S102中卫星姿态调整为在轨实时调整，姿态调整能够一次性调整180°，或者，分有限次旋转，合计180°。
本发明的有益效果如下：
本发明所提供的一种卫星姿态控制方法无需对两侧舱板设置耦合热管，可以降低卫星的研发成本和产品成本；降低由于耦合热管失效导致的星上设备温度升高，进而寿命缩短的风险；降低卫星的重量；提高卫星总装效率，缩短卫星总装周期；提高卫星热控系统的可靠性。
同时，本发明所提供的方法使卫星有稳定的散热面，能够提高卫星的散热能力，降低卫星上设备的在轨工作温度；可以控制散热面的温度波动，适用于对温度变化比较敏感的仪器设备，实现设备的高精度控温。
附图说明
为了更清楚地说明本申请具体实施方式或现有的技术方案，下面将对具体实施方式或现有的技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见的，下面描述中的附图是本申请的一种实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示出根据本发明一个实施例的轨道β角(阳光轨道面夹角)定义示图。
图2示出根据本发明一个实施例的卫星本体坐标系定义示意图。
图3示出根据本发明一个实施例的卫星在轨飞行方向示意图。
图4示出根据本发明一个实施例的一种卫星姿态控制方法流程图。
图5示出根据本发明一个实施例的传统卫星姿态控制方法下的卫星在轨飞行示意图。
图6示出根据本发明一个实施例的姿态控制方法下的卫星在轨飞行示意图。
图7示出根据本发明一个实施例的卫星本体为不规则六面体的卫星及其卫星本体坐标系示意图。
具体实施方式
为了使本发明的技术方案更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。以下通过具体实施例对本发明进行了详细的说明，但这些并非构成对本发明的限制。在不脱离本发明原理的情况下，本领域的技术人员可以做出变形与改进，也应视为本发明的保护范围。
为了便于描述，本实施例给出了如下定义：
轨道β角(阳光轨道面夹角)：如图1所示，轨道β角定义为太阳矢量与轨道平面的最小夹角，它的变化范围为-90°到+90°；
从太阳看，当卫星沿轨道逆时针运行时，轨道β角为正值，否则为负值。
卫星本体坐标系：如图2所示，卫星本体坐标系OXYZ与卫星固联，定义坐标原点O为卫星质心，符合右手坐标系规则。
如图3，图3示出根据本发明一个实施例的阳光轨道面夹角为+90°的卫星在轨飞行方向示意图。在阳光轨道面夹角为+90°的起始状态下，卫星在轨飞行时，+Z方向为对地面，即OZ轴指向地心为正；卫星在轨飞行方向为此时卫星的+X轴。卫星在轨飞行方向不变。
本实施例提供一种卫星姿态控制方法，如图4所示，该方法包括以下步骤：
S101：当感测到阳光轨道面夹角为+90°或-90°时，卫星第一飞行方向沿卫星在轨飞行方向飞行，使得卫星的第一舱板(即-Y舱板)为受光面；
其中，阳光轨道面夹角为+90°时，卫星第一飞行方向为+X轴；阳光轨道面夹角为-90°时，卫星第一飞行方向为-X轴；
S102：在阳光轨道面夹角由+90°转向-90°或由-90°转向+90°的过程中，所述卫星进行姿态调整，所述卫星绕其重力方向(即+Z轴)旋转180°，使得卫星第二飞行方向沿卫星在轨飞行方向飞行；
其中，若阳光轨道面夹角由+90°转向-90°，卫星第二飞行方向为-X轴；若阳光轨道面夹角由-90°转向+90°，卫星第二飞行方向为+X轴。
其中，卫星姿态调整为在轨实时调整。即卫星姿态调整在β为0°时为最优的选择，但不是只能在β角＝0°的时候调整，可以β角在0°附近时就调整，如：在β角为-20°到+20°之间进行调整。也不是只能一次性调整180°，可以分有限次旋转，合计180°。卫星绕其重力方向进行正向顺势针旋转或反向逆时针旋转皆可。
S103：当感测到阳光轨道面夹角由+90°变为-90°后或由-90°变为+90°后，所述卫星依旧保持其第二飞行方向沿卫星在轨飞行方向飞行，保证这时卫星的第一舱板(即-Y舱板)仍为受光面；
其中，全程卫星在轨飞行方向不变，第二舱板(即+Y舱板)始终处在背阳面。
下面以轨道β角从+90°转变到-90°为例进行描述：
在传统卫星姿态控制方法下：
如图5所示，从上到下依次是：从太阳上看，轨道β角为+90°时；从太阳上看，轨道β角为0°时以及从太阳上看，轨道β角为-90°时的示意图。
S201：当轨道β角为+90°时，卫星-Y舱板为受照面；
S202：当轨道β角由+90°转变为0°时，卫星在轨飞行方向不变，卫星-Z舱板为受照面；
S203：当轨道β角为-90°时，卫星在轨飞行方向不变，此时卫星+Y舱板变为受照面；
可见，在传统卫星姿态控制方法下，卫星每个表面都会被太阳照射到，无固定散热面。对于传统倾斜圆轨道卫星的散热面，为保证散热效率，对散热面的热控涂层的参数及其稳定性要求极高，通常使用OSR贴片或者无机热控白漆等，成本高。
与传统卫星姿态控制方法不同，本实施例通过调整卫星在轨飞行姿态，使得卫星在全轨道周期范围内，一直都是同一侧舱板面向太阳，同时保证另一侧舱板始终位于背阳面，从而作为卫星稳定的散热面。本实施例里稳定的背阳面散热面，由于其不受太阳照射，表面只需喷涂工艺更加成熟的热控白漆，保证红外半球发射率高即可，可降低研制成本、提高实施效率。
在本实施例所提供的一种卫星姿态控制方法下：
如图6所示，从上到下依次是：从太阳上看，轨道β角为+90°时；从太阳上看，轨道β角为0°时以及从太阳上看，轨道β角为-90°时的示意图。
S301：当轨道β角为+90°时，卫星+X方向沿卫星在轨飞行方向飞行，卫星-Y舱板为受照面；
S302：当轨道β角变为0°时，卫星进行姿态调整，绕Z轴正向或反向旋转180°后，卫星-X方向继续沿卫星在轨飞行方向飞行；
S303：当轨道β角变为-90°时，卫星依旧保持其-X方向沿卫星在轨飞行方向飞行，此时卫星-Y舱板仍为受照面；+Y舱板始终处在背阳面全程为稳定的散热面。
另外本领域技术人员能够理解，本实施例所提供的一种卫星姿态控制方法不止适用于卫星本体为立方体的卫星，其同样适用于卫星本体为不规则六面体的卫星，比如梯形截面，如图7所示。
可见，在本实施例所提供的一种卫星姿态控制方法下，卫星有稳定的散热面，因此无需对两侧舱板设置耦合热管，可以降低卫星的研发成本、产品成本；降低由于耦合热管失效导致的星上设备温度升高，进而寿命缩短的风险；降低卫星的重量；提高卫星总装效率，缩短卫星总装周期；提高卫星热控系统的可靠性。
同时稳定的散热面可以提高卫星的散热能力，降低星上设备的在轨工作温度；可以控制散热面的温度波动，适用于对温度变化比较敏感的仪器设备，实现设备的高精度控温。例如可将高发热量的设备布局在稳定的散热面(背向太阳的一面，本实施例中的+Y面)，提高散热效率，降低设备在轨的工作温度，解决大功率卫星的散热问题；可以将对温度变化比较敏感的仪器设备布局在稳定的散热面，实现设备的高精度控制。
显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

Claims (6)

1.一种卫星姿态控制方法，其特征在于，该方法包括：
S101：当感测到阳光轨道面夹角为+90°或-90°时，卫星第一飞行方向沿卫星在轨飞行方向飞行，使得卫星的第一舱板为受光面；
S102：在阳光轨道面夹角由+90°转向-90°或由-90°转向+90°的过程中，所述卫星进行姿态调整，所述卫星绕其重力方向旋转180°，使得卫星第二飞行方向沿卫星在轨飞行方向飞行；
S103：当感测到阳光轨道面夹角由+90°变为-90°后或由-90°变为+90°后，所述卫星依旧保持其第二飞行方向沿卫星在轨飞行方向飞行，保证这时卫星的第一舱板仍为受光面；
其中，
阳光轨道面夹角为太阳矢量与轨道平面的最小夹角，它的变化范围为-90°到+90°。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述阳光轨道面夹角，从太阳上看，当卫星沿轨道逆时针运行时，阳光轨道面夹角为正值；从太阳上看，当卫星沿轨道顺时针运行时，阳光轨道面夹角为负值。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述卫星的本体能够为立方体的卫星本体，或者为不规则六面体的卫星本体。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤S102中卫星绕其重力方向进行正向旋转180°或逆向旋转180°。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤S102中卫星姿态调整的调整条件为阳光轨道面夹角变为-20°到+20°之间。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤S102中卫星姿态调整为在轨实时调整，姿态调整能够一次性调整180°，或者，分有限次旋转，合计180°。
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