一种适应一箭多星发射的卫星构型设计方法
【专利摘要】本发明涉及卫星研制领域，尤其涉及一种适应一箭多星发射的卫星构型设计方法。本发明针对低倾角轨道太阳角大范围变化的光照特点，将卫星梯形截面下底所对应的外表面改进为由三块板围成拱形作为固定太阳电池阵的安装面，对三块电池板夹角进行迭代优化方法。本发明本方法设计的卫星构型可等效为一段截面为梯形的棱柱体和两段截面为梯形的斜棱柱体组成，主要优点为：1、卫星无太阳翼展开驱动机构，降低了卫星重量，提高了卫星的可靠性；2、可以满足低斜角轨道长期对地三轴稳定运行的飞行任务。
【专利说明】
一种适应一箭多星发射的卫星构型设计方法
技术领域
[0001] 本发明涉及卫星研制领域，尤其涉及一种适应一箭多星发射的卫星构型设计方 法。
【背景技术】
[0002] "全球星"（Global-star)卫星、"地球引力试验卫星"（GRACE)和"泰莱迪斯科" (Teledesic)卫星。这些卫星采用截面为梯形的棱柱体和展开式太阳翼构型。
[0003] 现有卫星构型设计包括：
[0004] 1、三角形外形:三角形外形是指卫星截面外形为三角形，而卫星本体为三棱柱。采 用该外形的卫星主要有美国的陆地卫星-4、"铱"星以及"伊利普索"（ELLIPS0)卫星，其中后 两者均可以采用多星发射方式，而"铱"星可采用德尔他-2火箭进行"一箭五星"的发射或采 用质子号火箭进行"一箭七星"的发射。
[0005] 2、梯形外形:梯形外形是指卫星截面外形为梯形，而卫星本体为直角六面体。该外 形的卫星在多星发射中的主要代表为"全球星"（GlObal-star)卫星、"地球引力试验卫星" (GRACE)和"泰莱迪斯科"（Teledesic)卫星。"全球星"卫星可以采用"联盟"火箭、德尔他一2 火箭和"天顶"火箭等进行多星发射。
[0006] 现有三角形或梯形卫星构型存在的缺点为：外表面指向方向单一，无法适应低倾 角轨道太阳角大范围变化的固定太阳电池阵布局要求。
【发明内容】
[0007] 针对现有技术中存在的缺陷或不足，本发明所要解决的技术问题是：提供一种适 应一箭多星发射的卫星构型设计方法，用于低倾角轨道固定太阳电池阵对地三轴稳定卫星 的构型设计。
[0008] 为了实现上述目的，本发明采取的技术方案为提供一种适应一箭多星发射的卫星 构型设计方法，根据低倾角轨道太阳角大范围变化的光照特点，将卫星梯形截面下底所对 应的外表面改进为由至少三块板围成拱形作为固定太阳电池阵的安装面，所述三块板包括 +Y电池板、-Y电池板、-Z电池板，所述三块板与底板相连，所述+Y电池板和所述-Y电池板与-Z电池板的夹角为α，所述+Y电池板和所述-Y电池板形状的确定包括以下步骤：
[0009] 步骤1:确定卫星梯形截面最大包络的特征参数，运载整流罩内考虑安全距离后可 用的包络空间为直径为Dl和D2的两个圆之间的空间，卫星之间的安全距离要求为2S，卫星 数为Ν，则卫星梯形截面最大包络的特征参数有下底D、上底d、高h及斜边与下底的夹角Θ，关 系如下：
[0010]
Cl)
[0011] 步骤2:根据卫星构型需要按式（1)先确定1-2个参数(如N和D)，其它参数在满足包 络范围和安全距离的要求下进行调整；
[0012] 步骤3:计算所述三块板上太阳电池阵的法向量户在卫星本体坐标系下的分量，分 别为：
[0013] (2)
[0014] 步骤4:计算在t时刻太阳矢量>!在卫星本体坐标系下的分量，卫星对地三轴稳定运 行，假设卫星姿态无偏差，轨道角速度为ω。，轨道太阳角为β:
[0015] (3)
[0016] 步骤5:根据太阳电池阵的法向量戶和太阳矢量I计算太阳电池阵的阳光入射角A 为：
[0017] (4)
[0018] 步骤6:假设+Y电池板、-Y电池板和-Z电池板可布的太阳电池阵并联数分别为Ny和 Nz，有各太阳电池阵输出功率P分别为：
[0019] (:§)
[0020] 其中Po为单串太阳电池阵在寿命初期的标称输出功率，Tl为太阳电池片在寿命末 期的综合衰减系数；
[0021] 步骤7:计算太阳电池阵累计输出电量；由于卫星对地三轴稳定，地影区小于太阳 电池阵无输出时间，因此有一个轨道周期T(T = 2V ω。）内，太阳电池阵平均输出功率r为：
[0022]
(6)
[0023]步骤8:设整星的功率需求为Wmin，在卫星轨道太阳角β的变化范围[-B，B ]内，以 min (JF) >Wmin、2NY+Nz最小为目标，对α、Νγ和Nz进行优化；
[0024]步骤9:根据土 Y电池板和-Z电池板的夹角α、梯形上底长D和高h，确定土 Y电池板的 高和面积：
[0025] (7)
[0026] 步骤10:根据Ny和Nz确定太阳电池阵的面积Spy和SPZ，设太阳电池阵的布片系数为 85%，-Z面需要面积So安装其它设备，则卫星Y方向的尺寸为：
[0027] (8)
[0028] 步骤11:若SPY/SY<0.85，且卫星Y方向的尺寸L可以接受，则卫星初步构型可以确 定；否则可以通过逐步增加 Nz，在卫星轨道太阳角β的变化范围[-B，B]内，以 〇1；[!1(沙0多￥_、咏最小为目标，对€[、咏进行优化;直到3「￥/^<0.85且卫星￥方向的尺寸1^可 以接受，完成卫星初步构型的设计。
[0029] 作为本发明的进一步改进，所述步骤11中，若始终无法获得满意的结果，则需要压 缩整星的功率需求Wmin或采用展开太阳翼构型。
[0030] 本发明的有益效果是:本发明本方法设计的卫星构型可等效为一段截面为梯形的 棱柱体和两段截面为梯形的斜棱柱体组成，主要优点为：1、卫星无太阳翼展开驱动机构，降 低了卫星重量，提高了卫星的可靠性;2、可以满足低斜角轨道长期对地三轴稳定运行的飞 行任务。
【附图说明】
[0031] 图1是本发明的卫星截面的最大包络示意图；
[0032]图2是本发明的卫星构型示意图；
[0033]图3是本发明土 Y电池板的基本形状结构示意图。
【具体实施方式】
[0034]下面结合【附图说明】及【具体实施方式】对本发明进一步说明。
[0035] 如图1所示，本发明提出的卫星构型设计方法适用于低倾角轨道固定太阳电池阵 对地三轴稳定卫星的构型设计。主要是为了高效的利用运载整流罩的包络空间，针对通过 一枚运载发射入轨的多颗同一型号的卫星的构型设计。
[0036] 本发明的思路是:为了充分利用运载整流罩内的包络空间，在安全距离约束下，针 对一箭多星(Ν多3)发射的卫星数量，确定卫星截面的最大包络，如图1所示。
[0037] 运载整流罩内考虑安全距离后可用的包络空间为直径为Dl和D2的两个圆之间的 空间，卫星之间的安全距离要求为2S，则卫星截面梯形的特征参数有下底D、上底d、高h及斜 边与下底的夹角Θ，关系如下：
[0038]
(1)
[0039] 可以根据卫星构型需要按式（1)先确定1~2个参数(如N和D)，其它参数在满足包 络范围和安全距离的要求下进行调整。
[0040] 针对低倾角轨道太阳角大范围变化的光照特点，将卫星梯形截面下底所对应的外 表面改进为由三块板围成拱形作为固定太阳电池阵的安装面，如图2所示。卫星结构主要由 1块底板、2块±￥电池板、1块-Z电池板组成，其它的支撑结构可以根据具体的任务增加，或 与星上仪器、天线等一体化设计。
[0041 ] ±￥电池板的基本形状如图3所示。
[0042]卫星可以提供±￥电池板和-Z电池板共三块电池板安装固定太阳电池阵。土Y电池 板和-Z电池板的夹角为α，三块太阳电池阵的法向量戶在卫星本体坐标系下的分量分别为：
[0043]
(2)
[0044] 卫星对地三轴稳定运行，假设卫星姿态无偏差，轨道角速度为ω。，轨道太阳角为 β，在t时刻太阳矢量S在卫星本体坐标系下的分量为：
[0045]
(3)
[0046] 太阳电池阵的阳光入射角A为：
[0047]
(4)
[0048]假设土 Y电池板和-Z电池板可布的太阳电池阵并联数分别为Ny和Nz，有各太阳电池 阵输出功率P分别为：
[0049]
(5)
[0050] 其中Po为单串太阳电池阵在寿命初期的标称输出功率，ri为太阳电池片在寿命末 期的综合衰减系数。由于卫星对地三轴稳定，地影区小于太阳电池阵无输出时间，因此有一 个轨道周期T(T = 2V ω。）内，太阳电池阵平均输出功率r为：
[0051 ]
(6)
[0052]设整星的功率需求为Wmin，在卫星轨道太阳角β的变化范围[-B，B ]内，以 (,). 55Wmin、2NY+Nz最小为目标，对α、Νγ和Nz进行优化。
[0053]根据土Y电池板和-Z电池板的夹角α、梯形上底长D和高h，确定±￥电池板的高和面 积：
[0054]
(7)
[0055]根据Ny和Nz确定太阳电池阵的面积Spγ和Spz，设太阳电池阵的布片系数为85 %，-Z 面需要面积So安装其它设备，则卫星Y方向的尺寸为：
[0056]
(8)
[0057] 若SPY/SY<0.85，且卫星Y方向的尺寸L可以接受，则卫星初步构型可以确定；否则 可以通过逐步增加 Nz，在卫星轨道太阳角邮]变化范围[-B，B ]内，以min(汞）彡Wmin、NY最 小为目标，对α、Νγ进行优化，直到S PY/SY<0.85且卫星Y方向的尺寸L可以接受，完成卫星初 步构型的设计。若始终无法获得满意的结果，则需要压缩整星的功率需求W min或采用展开太 阳翼构型。
[0058]本方案的其他方案包括：
[0059] 1、将太阳电池板数量增加；
[0060] 2、太阳电池板通过不同角度进行拼接
[00611 3、将土Y电池板绕Yp轴偏转一定角度；
[0062] 4、以上措施的组合。
[0063]以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定 本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在 不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的 保护范围。
【主权项】
1. 一种适应一箭多星发射的卫星构型设计方法，其特征在于:根据低倾角轨道太阳角 大范围变化的光照特点，将卫星梯形截面下底所对应的外表面改进为由至少三块板围成拱 形作为固定太阳电池阵的安装面，所述三块板包括+Y电池板、-Y电池板、-Z电池板，所述三 块板与底板相连，所述+Y电池板和所述-Y电池板与-Z电池板的夹角为a，所述+Y电池板和所 述-Y电池板形状的确定包括以下步骤： 步骤1:确定卫星梯形截面最大包络的特征参数，运载整流罩内考虑安全距离后可用的 包络空间为直径为D1和D2的两个圆之间的空间，卫星之间的安全距离要求为2S，卫星数为 N，则卫星梯形截面最大包络的特征参数有下底D、上底d、高h及斜边与下底的夹角0，关系如 下：步骤2:根据卫星构型需要按式（1)先确定1-2个参数(如N和D)，其它参数在满足包络范 围和安全距离的要求下进行调整； 步骤3:计算所述三块板上太阳电池阵的法向量户在卫星本体坐标系下的分量，分别为：步骤4:计算在t时刻太阳矢量|在卫星本体坐标系下的分量，卫星对地三轴稳定运行， 假设卫星姿态无偏差，轨道角速度为w。，轨道太阳角为0:步骤5:根据太阳电池阵的法向量戶和太阳矢量<1计算太阳电池阵的阳光入射角A为：步骤6:假设+Y电池板、-Y电池板和-Z电池板可布的太阳电池阵并联数分别为Ny和Nz，有 各太阳电池阵输出功率P分别为：其中Po为单串太阳电池阵在寿命初期的标称输出功率，n为太阳电池片在寿命末期的综 合衰减系数； 步骤7:计算太阳电池阵累计输出电量；由于卫星对地三轴稳定，地影区小于太阳电池 阵无输出时间，因此有一个轨道周期t ( t=2 V ?。）内，太阳电池阵平均输出功率r为：步骤8:设整星的功率需求为Wmin，在卫星轨道太阳角0的变化范围[-B，B ]内，以 min(JF)多Wnjn、2NY+Nz最小为目标，对a、Ny和Nz进行优化； 步骤9:根据± ￥电池板和-Z电池板的夹角a、梯形上底长D和高h，确定± Y电池板的高和 面积：步骤10:根据Ny和Nz确定太阳电池阵的面积Spy和SPZ，设太阳电池阵的布片系数为 85%，-Z面需要面积So安装其它设备，则卫星Y方向的尺寸为：步骤11:若SPY/SY<0.85，且卫星Y方向的尺寸L可以接受，则卫星初步构型可以确定；否 则可以通过逐步增加Nz，在卫星轨道太阳角0的变化范围[-B，B]内，以min(r) >Wmi:n、NY 最小为目标，对a、Ny进行优化;直到SPY/SY<0.85且卫星Y方向的尺寸L可以接受，完成卫星 初步构型的设计。2.根据权利要求1所述的适应一箭多星发射的卫星构型设计方法，其特征在于:所述步 骤11中，若始终无法获得满意的结果，则需要压缩整星的功率需求Wmin或采用展开太阳翼构 型。
【文档编号】B64G1/10GK106043741SQ201610638484
【公开日】2016年10月26日
【申请日】2016年8月5日 公开号201610638484.1, CN 106043741 A, CN 106043741A, CN 201610638484, CN-A-106043741, CN106043741 A, CN106043741A, CN201610638484, CN201610638484.1
【发明人】李成, 魏世隆
【申请人】深圳航天东方红海特卫星有限公司