CN114136366A - 一种基于留轨末子级的空间环境综合监测系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于留轨末子级的空间环境综合监测系统，针对传统的在空间环境研究卫星和在通用业务卫星上进行空间环境监测载荷搭载的机会稀缺、成本高昂等问题，通过利用预设留轨控制平台的留轨末子级以及装载于留轨末子级上的空间环境监测载荷，基于留轨末子级钝化排放后形成的大椭圆轨道，进行不同轨道高度的高能质子测量、单粒子效应监测、辐射剂量测量及大椭圆轨道近地点高度处于临近空间轨道范围的地球中性大气密度监测，获取的监测数据用于航天器的故障分析及航天器精密轨道预报。提供了一种效费比高、任务周期短、轨道覆盖广、分布式承载的新型空间环境综合监测系统，可获取大面积、实时的、同步的、多尺度和多要素的空间环境信息。
Description
技术领域
本发明属于空间环境探测的技术领域，尤其涉及一种基于留轨末子级的空间环境综合监测系统。
背景技术
随着航天事业的蓬勃发展，人类活动空间不断向外太空延伸。空间环境正在越来越显著地影响着人类的各种生产、生活，成为除陆地、海洋和大气以外的人类生存的第四环境。本专利所表述的空间环境是指日地空间对人类活动构成影响的所有环境因素，包括高能质子、单粒子辐射、中性大气层压强、温度、密度等。目前，随着人类空间活动的不断深入，人们逐步认识到空间环境是影响航天器高可靠、长寿命的主要因素之一。因此，有必要全面开展空间环境监测与研究，了解和掌握空间环境的一般状况和变化情况,保障以航天器为依托的经济活动及科技活动的安全。
目前，对空间环境的监测主要是通过在专门的空间环境研究卫星和在通用业务卫星(“风云”系列、“北斗”系列、“资源”系列卫星等)上搭载空间环境监测设备两种方式实现的。许多空间环境研究卫星在实现科学目标的同时，形成了一定的业务能力，在常规的空间环境监测业务中起着重要的作用。然而，以保障服务为目的的空间环境监测，不同于以科学研究为目的的空间物理探测，最主要区别是空间环境监测需要连续性和长期稳定性，而且空间环境覆盖较广，监测要素较多，时空分辨率较高，时间周期较长等特点均决定了空间环境监测载荷需要低成本、多轨道、长时间连续搭载飞行试验。由于现有的空间环境研究卫星和通用业务卫星大成本投入及高风险性，导致传统的空间环境监测载荷搭载机会依然稀缺、成本依然高昂，严重限制了我国空间环境监测体系的发展。
发明内容
本发明的目的是提供一种基于留轨末子级的空间环境综合监测系统，可以解决传统的在空间环境研究卫星和在通用业务卫星上进行空间环境监测载荷搭载的机会稀缺、成本高昂等问题，而且基于留轨末子级，可获取大面积、实时的、同步的、多尺度和多要素的空间环境信息，具有效费比高、任务周期短、轨道覆盖广、分布式承载的特点。
为解决上述问题，本发明的技术方案为：
一种基于留轨末子级的空间环境综合监测系统，包括：预设留轨控制平台的留轨末子级及空间环境监测载荷，所述预设留轨控制平台的留轨末子级是在留轨末子级上加装能源、姿控、通信设备后，使其具备开展空间环境监测的条件和能力，成为一种空间环境综合监测的有效手段和方式
所述空间环境监测载荷装载于所述留轨末子级上，基于留轨末子级钝化排放后形成的大椭圆轨道，进行不同轨道高度的高能质子测量、单粒子效应监测、辐射剂量测量及大椭圆轨道近地点高度处于临近空间轨道范围的地球中性大气密度监测，获取的监测数据用于航天器的故障分析及航天器精密轨道预报。
根据本发明一实施例，所述留轨末子级借鉴早期自旋稳定卫星的姿控方式，通过利用发射任务后运载火箭姿控系统的剩余能力，最大限度发挥剩余推进剂的效能，实施绕滚转轴长期在轨自旋稳定控制，开展多角度、多方位的空间环境监测。
根据本发明一实施例，所述留轨控制平台包括留轨控制装置、太阳电池阵及测控天线及电缆网，在总重量、包络、安装接口、测试流程、环境条件验证的各方面均满足运载火箭任务要求；
所述留轨控制装置安装于所述留轨末子级支承舱上，并采用减震措施，所述太阳电池阵安装于所述留轨末子级支承舱的外表面，并采用等电位和隔热措施，所述测控天线安装于所述留轨末子级支承舱过渡段的表面，并满足运载火箭主动段力学、热学要求，用于进行所述留轨控制装置的数据信息上、下行通讯；所述留轨控制装置通过电缆网与安装于支承舱上不同位置的太阳电池阵连接，用于进行留轨过程中留轨平台和空间环境载荷长期监测的能源供给。
根据本发明一实施例，所述留轨控制装置包括能源子系统、通信子系统、姿控子系统、数管子系统及热控子系统，其中所述通信子系统保持无线电静默状态，待留轨末子级与主星分离后，按预定程控程序开机，开展留轨载荷功能应用；
所述能源子系统采用28V直流母线连接太阳电池阵及蓄电池组，为留轨控制平台及空间环境监测载荷供电；
所述通信子系统采用测控双向全向链路通信，遥测天线及遥控天线为宽波束低增益天线，同频段的遥测天线及遥控天线采用异源异频点，避免在天线干涉区出现信号异常；
所述姿控子系统采用包括飞轮、磁棒在内的姿控组件，进行高效率-低开销的三轴稳定控制，实现大惯性舱体的留轨末子级长期在轨姿态稳定控制和姿态指向控制；
所述数管子系统以CPU为核心，执行飞行控制与信息检测，实现各类数字信号采集、控制及载荷通信功能；
所述热控子系统采用主动和被动热控方式相结合的方式，以被动热控为主，辅以电加热器的主动热控，为留轨控制平台和空间环境监测载荷提供适宜的热环境。
根据本发明一实施例，所述空间环境监测载荷主要包括环境监测装置，所述环境监测装置实现不同轨道高度的LET谱监测、辐射剂量监测，并利用末子级钝化排放后形成的大椭圆轨道近地点高度处于临近空间轨道范围，实现中性大气密度监测及中性大气温度监测。
根据本发明一实施例，所述空间环境监测载荷包括空间粒子辐射效应综合测量仪载荷，所述空间粒子辐射效应综合测量仪载荷采用硅传感器测量不同粒子在硅材料中的线性沉积能量，得到LET谱；采用硅材料作为辐射剂量率测量的标的材料，进行辐射剂量监测。
根据本发明一实施例，所述空间粒子辐射效应综合测量仪载荷包括多个传感器装置及数据处理装置；
所述传感器装置用于采集留轨末子级轨道的粒子LET谱数据、支承舱内的辐射总剂量及单粒子翻转数据，并进行联合观测；
所述数据处理装置用于将所述传感器装置获取的数据进行处理后，传输给留轨控制平台。
根据本发明一实施例，所述空间环境监测载荷还包括中性大气测量仪载荷，所述中性大气测量仪载荷用于监测1×10-14～5×10-12kg/m3范围内的大气密度和温度。
根据本发明一实施例，所述中性大气测量仪载荷包括多功能传感器、电源、微电流检测单元及通信单元；
所述多功能传感器用于采集传感器入口处的大气温度及传感器内的压力及温度；
所述电源用于提供所述多功能传感器工作所需的高压电及电极电压；
所述微电流检测单元用于检测所述多功能传感器产生的微电流信号；
所述通信单元用于将所述多功能传感器获取的数据及所述微电流检测单元获取的数据传输至留轨控制平台。
本发明由于采用以上技术方案，使其与现有技术相比具有以下的优点和积极效果：
本发明一实施例中的基于留轨末子级的空间环境综合监测系统，针对传统的在空间环境研究卫星和在通用业务卫星上进行空间环境监测载荷搭载的机会稀缺、成本高昂等问题，通过利用预设留轨控制平台的留轨末子级以及装载于留轨末子级上的空间环境监测载荷，基于留轨末子级钝化排放后形成的大椭圆轨道，进行不同轨道高度的高能质子测量、单粒子效应监测、辐射剂量测量及大椭圆轨道近地点高度处于临近空间轨道范围的地球中性大气密度监测，获取的监测数据用于航天器的故障分析及航天器精密轨道预报。提供了一种效费比高、任务周期短、轨道覆盖广、分布式承载的新型空间环境综合监测系统，可获取大面积、实时的、同步的、多尺度和多要素的空间环境信息，成为空间环境监测体系构建的有益补充方式，具有极大的工程应用价值。
附图说明
图1为本发明一实施例中的基于留轨末子级的空间环境综合监测系统的监测效果图；
图2为本发明一实施例中的基于留轨末子级的空间环境综合监测系统框图；
图3为本发明一实施例中的留轨控制装置的框图；
图4为本发明一实施例中的环境监测装置的框图；
图5为本发明一实施例中的LET谱测量原理图；
图6为本发明一实施例中的空间粒子辐射效应综合测量仪载荷组成框图；
图7为本发明一实施例中的中性大气密度和温度测量原理图；
图8为本发明一实施例中的中性大气测量仪载荷组成框图。
附图标记说明：
1：留轨控制装置；2：太阳电池阵；3：测控天线；4：数传天线；5：空间环境监测载荷；6：硅传感器。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明提出的一种基于留轨末子级的空间环境综合监测系统作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。
留轨末子级是运载火箭实际入轨的组成部分，运载火箭完成航天发射任务后，其留轨末子级在空间轨道上闲置，并未充分发挥其应用效能，成为航天发射任务产生的体量最大的空间碎片，且长期占据宝贵的轨道资源。对运载火箭留轨末子级进行适应性改造，在留轨末子级上加装能源、姿控、通信等设备后，使其具备开展空间环境综合监测的条件和能力，成为一种“变废为宝”的空间环境监测有效手段和方式。
本实施例中的一种基于留轨末子级的空间环境综合监测系统，包括：预设留轨控制平台的留轨末子级、装载于留轨末子级上的空间环境监测载荷，该空间环境监测载荷基于留轨末子级钝化排放后形成的大椭圆轨道，进行不同轨道高度的高能质子测量、单粒子效应监测、辐射剂量测量及大椭圆轨道近地点高度处于临近空间轨道范围的地球中性大气密度监测，获取的监测数据用于航天器的故障分析及航天器精密轨道预报。
运载火箭留轨末子级在钝化排放后，形成一个天然的大椭圆轨道，在其远地点(如图1所示，远地点高度约20000km，具体可参照选择不同的主星任务轨道)高度以下不同轨道区域可以开展高能质子测量、单粒子效应监测、辐射剂量测量，监测数据可有效支撑地面对航天器的故障分析等工作。在其近地点(如图1所示，近地点高度约200km，具体可参照选择不同的运载火箭钝化轨道)附近可以开展该轨道空间的地球中性大气密度监测，获取其随时空的分布变化，从而服务于航天器精密轨道预报。
具体的，请参看图2，本实施例中的安装于留轨末子级支承舱上的留轨平台包括留轨控制装置1、太阳电池阵2、测控天线3及电缆；测控天线3安装于留轨控制装置1的表面，用于进行留轨控制装置1的数据信息上行、下行通讯；太阳电池阵2安装于留轨末子级支承舱的外表面，太阳电池阵2通过电缆与留轨控制装置1中的蓄电池组连接，用于进行留轨过程中留轨平台的能源供给。该太阳电池阵2除了给留轨平台进行供电外，还给空间环境监测载荷5供电。
本实施例中的留轨控制装置为集成能源管理、测控通讯、数管、姿控及热控于一体的综合电子器件。该留轨控制装置是留轨平台的核心部分，还可配置数传天线4，用于实现相关的数据传输。
该留轨控制装置是留轨控制平台的核心部分，是集成能源管理、测控通讯、数管、姿控、热控等的高功能密度一体化单机。请参看图3，该留轨控制装置主要包括结构子系统、能源子系统、通信子系统、姿控子系统、数管子系统及热控子系统。
其中，结构子系统是空间环境综合监测系统的主要子系统之一，留轨控制装置(OCU)采用多面体箱板构型，OCU主结构采用基于3D打印的留轨级舱体一体化、轻量化设计，箱板采用点阵夹层结构，装配组件采用轻质复合材料层合板结构，连接件采用轻质钛合金紧固件，本专利研究的OCU结构具有重量轻，强度高等特点。
能源子系统采用28V直流母线连接太阳电池阵及蓄电池组，为留轨控制平台及空间环境监测载荷供电。实际应用中，能源子系统采用太阳电池阵+蓄电池组联合供电、非调节28V直流母线方案。太阳电池阵设计采用支承舱体装太阳阵、支承舱可展开太阳阵、OCU体装太阳阵、OCU可展开太阳阵结合的方式，太阳电池片全部采用效率为30％以上的三结砷化镓布片。入轨后安装在末子级支承舱和OCU上的太阳电池阵展开，光照期间利用太阳电池阵发电，为平台和载荷设备供电以及对蓄电池充电；阴影期间蓄电池释放电能，为平台和载荷设备供电。从而在空间环境综合监测系统运行期间保证平台和载荷设备正常工作时的稳定可靠供电。
通信子系统采用测控双向全向链路通信，遥测天线及遥控天线为宽波束低增益天线，同频段的遥测天线及遥控天线采用异源异频点，避免在天线干涉区出现信号异常。实际应用中，通信子系统为保证空间环境监测系统不仅在姿态稳定状态下，而且在留轨末子级处于自旋状态下，均能实现稳定可靠对地测控通讯，且过境末子级监控地面站时，没有通讯盲区，采用全向链路方案，即测控双向均按全向通信设计。遥测和遥控天线均为宽波束低增益天线，单天线可覆盖半空间。同频段的遥测和遥控均采用2个相异频点，即异源异频点，可避免在天线干涉区出现信号异常的情况。
姿控子系统采用包括飞轮、磁棒在内的姿控组件，进行三轴稳定控制，实现留轨末子级长期在轨姿态稳定控制和姿态指向控制。实际应用中，姿控子系统可根据空间环境监测的需求，利用留轨末子级钝化后姿态自旋状态的特殊在轨模式开展全向空间环境监测，同时OCU内部安装有飞轮、磁棒等姿控组件，具备采用零动量三轴稳定控制方案，实现留轨末子级空间环境综合监测系统的长期在轨姿态稳定控制和姿态指向控制的能力。
数管子系统以CPU为核心，执行飞行控制与信息检测，实现各类数字信号采集及载荷通信。实际应用中，数管子系统以CPU为核心，执行系统飞行控制与信息监测，含姿控计算机功能，完成各类数字信号采集、控制、载荷通信等功能。数管计算机板为双机冷备份的工作方式，包含主备两套独立的CPU以及姿控驱动模块、外部存储模块、多路开关对外模拟量采集、CAN/485/422收发器，具备高可靠性和高集成度。
热控子系统采用主动和被动热控方式相结合的方式，以被动热控为主，辅以电加热器的主动热控，为留轨控制平台和空间环境监测载荷提供适宜的热环境。实际应用中，热控子系统作为空间环境综合监测系统的一个服务子系统，其主要任务是为平台和载荷设备提供一个适宜的热环境，保证在轨运行期间，空间环境综合监测系统上的仪器设备、结构部件等工作在规定的温度指标范围之内。热控子系统采用主动和被动热控方式相结合，被动热控为主，辅以电加热器主动热控的技术方案，通过选取合适的散热面，将温度水平控制在合适的范围内。
本实施例中的空间环境监测载荷主要包括环境监测装置，请参看图4，该环境监测装置实现LET谱监测、辐射剂量监测、中性大气密度监测及中性大气温度监测四大功能。环境监测装置是空间环境监测载荷的核心部分，充分利用末子级支承舱分布式承载的独特优势，可同时安装多种类型的空间环境监测载荷，以便于采集多轨道、多要素、多区域连续的空间环境综合监测数据。各类空间环境监测载荷在留轨末子级钝化进入大椭圆轨道后加电，开始采集不同轨道高度、不同环境要素的空间环境数据。
本实施例中的空间环境监测载荷包括空间粒子辐射效应综合测量仪载荷，该空间粒子辐射效应综合测量仪载荷采用硅传感器测量不同粒子在硅材料中的线性沉积能量，得到LET谱；采用硅材料作为辐射剂量率测量的标的材料，进行辐射剂量监测。
实际应用中，该空间粒子辐射效应综合测量仪载荷具备开展0.1～37MeV/(mg/cm2)和大于37MeV/(mg/cm2)范围内的LET谱探测以及0-106Rad(Si)范围内的辐射剂量测量，同时可监测典型器件的单粒子翻转频次。其监测原理为采用硅传感器的测量方式，测量不同粒子在硅材料中的线性沉积能量，即LET谱；同时使用硅材料作为辐射剂量率测量的标的材料。
LET谱监测是采用粒子入射到硅传感器中，在传感器中损失能量ΔE(keV)，已知硅传感器的厚度d(um)，则粒子在硅材料中的LET值(keV/um)＝ΔE/d，即在硅材料中单位长度内粒子的能量损失值。高能量的带电粒子穿透环境监测单元的舱板入射到传感器上，部分粒子穿透全部传感器沉积部分能量，该部分粒子由LET的定义可以得到粒子的LET值；部分粒子沉积全部的能量被阻止到第一片传感器中，粒子实际走的路径长度小于传感器的厚度，根据入射粒子的能量沉积通过地面数据反演获得该部分粒子的LET值。LET谱测量原理如图5所示，在两片硅传感器6之间增加典型的待测元器件，可通过电路系统监测待测元器件发生单粒事件的信息。这样可对粒子入射和器件单粒子信息进行同时监测，寻找二者之间的关系。辐射剂量的定义为剂量D＝ΔE/ΔM，即粒子在单位质量内总能量沉积，辐射剂量率H＝D/t，即在单位时间内的累计剂量。辐射剂量率探头的设计和测量完全从定义出发。粒子在硅探测材料中产生能量损失，通过电子学记录粒子的能量损失值ΔE，累计单位时间内的总能损ΣΔE，除以硅探测材料的质量M，即得到辐射剂量率。
请参看图6，从空间粒子辐射效应综合测量仪载荷的测量原理可看出，载荷主要由传感器系统(或传感器装置)、电子学线路(或数据处理装置)及机械结构组成。传感器系统包括半导体测量仪系统及监测单粒子翻转的典型芯片，其中半导体测量仪系统主要用于完成留轨末子级轨道LET值大于0.1MeV/(mg/cm2)的粒子LET谱测量以及舱内辐射总剂量测量，同时与被测芯片获取的单粒子翻转数据进行联合观测；电子学部分主要对上述测量仪系统及被测芯片输出的电信号进行预处理，数据采集、处理，并与留轨末子级平台总线通讯实现数据下传。空间粒子辐射效应综合测量仪载荷传感器部分要求朝天面安装，传感器法线与飞行方向垂直并对天。
本实施例中的空间环境监测载荷还包括中性大气测量仪载荷，该中性大气测量仪载荷用于监测1×10-14～5×10-12kg/m3范围内的大气密度和温度，其测量精度优于10％。请参看图7，其测量原理是在传感器入口处和传感器内部分别安装温度计测量大气温度和传感器内气体温度数据，然后直接测量取样室压力(传感器内的感测气压)，根据气体分子动力学理论，热层大气密度可以用压力(传感器内的感测气压)和温度(传感器内气体温度)来获得。因此，当气体分子(原子)经标准测孔进入带调节板的取样室后，进来的气体分子(原子)经受与取样室壁和调节板的碰撞，它的温度被调节成近似壁温。通过设置温度计来直接测量取样室壁温(Tg)，而用B-A规电离计来测量传感器内气压。由于随中性气体分子一起进入的荷电离子或电子被收捕，而被调节后的中性分子到达传感器的感测区，被热阴极发射和栅极加速的电子电离，形成正离子，所收集到的这种正离子流大小可直接反映传感器内压力。
请参看图8，本实施例中的中性大气测量仪载荷包括多功能传感器、电源、微电流检测单元及通信单元，其中，多功能传感器用于采集传感器入口(即标准测孔)处的大气温度及传感器内的压力及温度；电源用于提供多功能传感器工作所需的高压电及电极电压；微电流检测单元用于检测多功能传感器产生的微电流信号；通信单元用于将多功能传感器获取的数据及微电流检测单元获取的数据传输至留轨控制平台。
实际应用中，该中性大气测量仪载荷安装于支承舱的迎风面，传感器伸出舱外，测孔朝向与飞行方向平行，视场角不小于120度。
本实施例中的基于留轨末子级的空间环境综合监测系统，具有独立供电，与运载火箭上原控制系统无电气接口，其工作状态对箭上控制系统无影响。后续可根据空间环境监测载荷的需求和运载火箭剩余的运载能力，进行适应性改造可拓展到我国现役主力运载火箭型号(CZ-4B/C、CZ-2D、CZ-6等)的末子级上。
上面结合附图对本发明的实施方式作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施方式。即使对本发明作出各种变化，倘若这些变化属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则仍落入在本发明的保护范围之中。
Claims (5)
1.一种基于留轨末子级的空间环境综合监测系统，其特征在于，包括：预设留轨控制平台的留轨末子级及空间环境监测载荷，所述预设留轨控制平台的留轨末子级是在留轨末子级上加装能源、姿控、通信设备后，使其具备开展空间环境监测的条件和能力；
所述空间环境监测载荷装载于所述留轨末子级上，基于留轨末子级钝化排放后形成的大椭圆轨道，进行不同轨道高度的高能质子测量、单粒子效应监测、辐射剂量测量及大椭圆轨道近地点高度处于临近空间轨道范围的地球中性大气密度监测，获取的监测数据用于航天器的故障分析及航天器精密轨道预报。
2.如权利要求1所述基于留轨末子级的空间环境综合监测系统，其特征在于，所述留轨末子级借鉴早期自旋稳定卫星的姿控方式，通过利用发射任务后运载火箭姿控系统的剩余能力，最大限度发挥剩余推进剂的效能，实施绕滚转轴长期在轨自旋稳定控制，开展多角度、多方位的空间环境监测。
3.如权利要求1所述的基于留轨末子级的空间环境综合监测系统，其特征在于，所述留轨控制平台包括留轨控制装置、太阳电池阵及测控天线及电缆网，在总重量、包络、安装接口、测试流程、环境条件验证的各方面均满足运载火箭任务要求；
所述留轨控制装置安装于所述留轨末子级支承舱上，并采用减震措施，所述太阳电池阵安装于所述留轨末子级支承舱的外表面，并采用等电位和隔热措施，所述测控天线安装于所述留轨末子级支承舱过渡段的表面，并满足运载火箭主动段力学、热学要求，用于进行所述留轨控制装置的数据信息上、下行通讯；所述留轨控制装置通过电缆网与安装于支承舱上不同位置的太阳电池阵连接，用于进行留轨过程中留轨平台和空间环境载荷长期监测的能源供给。
4.如权利要求3所述的基于留轨末子级的空间环境综合监测系统，其特征在于，所述留轨控制装置包括能源子系统、通信子系统、姿控子系统、数管子系统及热控子系统，其中所述通信子系统保持无线电静默状态，待留轨末子级与主星分离后，按预定程控程序开机，开展留轨载荷功能应用；
所述能源子系统采用28V直流母线连接太阳电池阵及蓄电池组，为留轨控制平台及空间环境监测载荷供电；
所述通信子系统采用测控双向全向链路通信，遥测天线及遥控天线为宽波束低增益天线，同频段的遥测天线及遥控天线采用异源异频点，避免在天线干涉区出现信号异常；
所述姿控子系统采用包括飞轮、磁棒在内的姿控组件，进行高效率-低开销的三轴稳定控制，实现大惯性舱体的留轨末子级长期在轨姿态稳定控制和姿态指向控制；
所述数管子系统以CPU为核心，执行飞行控制与信息检测，实现各类数字信号采集、控制及载荷通信功能；
所述热控子系统采用主动和被动热控方式相结合的方式，以被动热控为主，辅以电加热器的主动热控，为留轨控制平台和空间环境监测载荷提供适宜的热环境。
5.如权利要求1所述的基于留轨末子级的空间环境综合监测系统，其特征在于，所述空间环境监测载荷主要包括环境监测装置，所述环境监测装置实现不同轨道高度的LET谱监测、辐射剂量监测，并利用末子级钝化排放后形成的大椭圆轨道近地点高度处于临近空间轨道范围，实现中性大气密度监测及中性大气温度监测。
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