卫星离轨系统的制作方法

本发明属于使卫星离轨的大气制动结构领域，并为此目的提供了一种系统。

在卫星领域存在越来越多的良好的实践规定或规则，要求运营者将他们的卫星在运行寿命结束、计划或意外终止寿命后从轨道清除。

本发明更具体地涉及位于低于2000km的所谓的近地轨道卫星，因此在寿命结束后，必须使卫星离轨或送入高于2000km的所谓的“墓地”轨道。而且该操作必须在25年内执行。

背景技术：

目前，所有卫星都必须携带大质量的星上专用离轨系统、或者在使用携带的肼燃料中的一部分(约30％)将卫星移动到离轨位置，才能能够满足上述这一要求。

在各种可行的离轨操作解决方案中，提出了大气制动帆，即使用存在于近地轨道的剩余大气作为空气动力制动器来对物体制动以使其减速，从而最终降低其轨道高度。

这种解决方案专门用于使卫星离轨的操作。

这些面使用超轻型结构或航空航天工业中众所周知的蛛网结构或“游丝”结构。

在例如专利文献FR2897842A1和FR2897843A1中对大气制动原理进行了描述，其中文献FR2897842A1涉及以大气制动结构方式离轨的原理并描述了包括分别承载了组成大气制动帆的一对板的两个桅杆，文献FR2897843A1描述了用于生产这种帆的技术方案。上述两个文献强调了大气制动结构的效能与卫星的稳定性之间的关系，并提出了即使卫星不稳定仍能保持有效大气制动的解决方案，这种解决方案有时会导致大气制动结构过大，因此导致卫星的质量增加。

这一问题的产生是因为离轨帆展开后，出于经济原因和技术原因，不再能够保持卫星在整个离轨持续期间是活跃的。经济原因即控制一个没有执行功能的卫星长达25年在经济上不切实可行。技术原因即在寿命结束时，卫星上不再有任何可用的推进或控制能量。

相反，规定是“钝化”已经完成任务的卫星，即消除易于突然反应的任何能量源，特别是耗尽电池并排空推进剂箱、停止惯性轮等；这是为了限制在发生爆炸的情况下在轨道上产生碎片的风险。

最后，卫星的姿态不再受轨道控制系统(AOCS)的控制，且没有任何东西可以防止卫星自身旋转。

然而，在离轨阶段卫星的姿态是至关重要的，因为姿态影响了空气动力制动面积。

在离轨帆领域，考虑两种方法：

-各向同性方法。无论卫星的姿态如何，展开的面具有完全相同的空气动力面积，例如：如图1所示球体1的展开面积，或者在对卫星姿态进行Monte-Carlo分析之后考虑平均空气动力面积。

-考虑到通过被动方式利用空气动力、重力或其他方式稳定的优选姿态的方法。例如，可以通过被动方式利用质心和制动力施加中心的相对位置(质心和制动中心与速度矢量对齐)来稳定卫星，如图2所示的卫星101的情况，其中一个盘形帆2在卫星101上展开。

使用第一种方法时，有效空气动力面积与展开面积的比例不是最优的，因为为了获得足够的制动面积，通常需要以三维形式(因此更复杂)展开更大的面积，例如，诸如在FR2897842A1所示的球形或复杂形状。

使用第二种方法时，仅通过将空气动力定位在质心的后部并与速度矢量对齐，很难稳定在高轨道处的最优位置。事实上，随着离地球距离的增加，剩余压力降低，且与干扰力(重力梯度、光压、磁转矩、帆的变形、卫星旋转)相比，空气动力变得很小。

因此，在高轨道处卫星姿态可以大幅度改变，且不能通过空气动力制动来稳定；大气制动帆不再能保持在制动的最优位置，并且缺少其他装置，大气制动帆的有效性显着降低。

已经对大气密度进行建模，并且有可用于(高轨道处和低轨道处)大气的计算标准或经验模型，例如，美国海军研究实验室(USA Naval Research Laboratory)的NRLMSISE-00模型、COSPAR的(Committee on Space Research)的CIRA模型或Jacchia模型(L.G.Jacchia,Smithsonian Astrophysical Observatory Special Report N 375,1977)。

使用上述模型，可以利用诸如CNES的STELLA工具等的适当工具根据卫星初始高度来计算和预测其离轨，更具体地说是卫星初始轨道参数、质量及有效面积(做出了贡献的面积)。

图3所示为一个卫星的离轨曲线的示例，该卫星重285kg，具有5m²的恒定平均面积，且位于轨道高度稍高于700km的准圆形轨道上。

离轨大约在30年左右的时间进行，且伴随着在太阳活动高峰期时卫星轨道高度下降的加速。

然而，该图还表明，在高于大致600km的高度下被动离轨持续时间最长，这反映了在高于该高度的情况下，残余大气的确非常稀薄。

事实上，在高于该高度的情况下将离轨帆的质量效能最大化是非常重要的。为此，需要确保卫星的姿态稳定，使帆的面在任何时间都尽可能垂直于轨迹的切线，尽管与这种稳定性相关，空气动力制动的功效差。

应注意，这种对帆的功效的要求适用于所有高度，因此也适用于较低的高度。但是之后可以依靠空气动力来稳定和优化卫星姿态：由于问题是要维持帆尽可能垂直于“风”，即尽可能垂直于轨迹切线，因而实际上与离轨有关的卫星最优姿态在所有高度上都是相同的，。

此外，已知可通过重力梯度的方式来稳定卫星。这项众所周知的技术是基于一种物理现象，该现象解释了为什么月球总是以同一面朝向地球。

这种稳定性源于以下事实：当位于围绕地球的轨道上的物体不具有均匀密度时，由于重力场的变化，物体受到倾向于对其定向的恢复扭矩的影响，使其密集最大的部分最接近地球。

这种影响已被用于将卫星稳定于其轨道上，例如，通过向卫星添加一个梁，在梁一端放置一个质量块。如图4所示，如果系统设计良好，则卫星S倾向于通过梁P来对其自身进行平衡，梁P沿穿过地球中心、最靠近地球的卫星、和位于相对侧的质量块M的方向设置。

当然，真实情况稍微复杂一些，并且存在稳定性问题。这些问题可以得到控制，特别是通过选择适当的梁长度和放置在其一端的质量块，这取决于卫星的质量和轨道。

技术实现要素：

本发明的目的是被动地稳定卫星，该卫星包括承载有形成一个大气制动帆的两个桅杆，特别是在无论高于还是低于650km的高度，以优选姿态展开这种大气制动帆之后可以优化有效空气动力面积与展开面积的比例，以此最大化任何高度的空气动力制动，从而在不消耗能量的情况下显著降低卫星的高度。在这种情况下，本发明在于将高轨道的重力梯度稳定和低轨道的空气动力稳定相结合，这两种方法使得无论高度如何，均可使卫星保持相同姿态。

为此，本发明提出了一种用于稳定卫星并使其离轨的装置，该装置包括一对共面的桅杆，每个桅杆承载至少一个形成大气制动帆的膜，桅杆沿着非平行轴线固定在卫星上，并且每个桅杆在其固定于卫星一端的相对端上设置有用于产生重力梯度的质量块，其中桅杆与桅杆之间的二等分线形成一个固定角度，该固定角度适于将二等分线与任何轨道高度处的卫星速度矢量对齐。

每个桅杆优选地承载两个膜，两个膜呈的板的形式，设置为V形，以形成大气制动帆。

板有利地为矩形，其长边中的一条边固定在桅杆上。

根据一个特定的实施方式，同一桅杆上的板之间的角度为70°至110°。

两个桅杆上的V形有利地具有相同的朝向。

根据一个有利的实施方式，承载帆的两个桅杆之间的二等分线是卫星惯性矩阵的主轴坐标系的一个轴线，其中沿二等分线的惯量I_z介于主轴坐标系的另外两个轴线上的惯量的数值之间。

本发明还提出了一种确定桅杆尺寸、确定桅杆一端质量块以及桅杆与桅杆的二等分线之间的角度的方法，包括以下步骤：

-通过轨迹计算工具，确定必要的最小有效大气制动帆面积，且该最小有效大气制动帆面积足够使得卫星在选定的时间内离轨；

-在两个长度为L的共面桅杆划分所确定的面积，共面桅杆之间具有角度2α；

-在每个桅杆一端放置一个质量块m；

-将这对桅杆置于卫星上的任意位置；

-选择一个卫星坐标系，以使其轴线Z为两个桅杆之间角度的二等分线；

-计算卫星的惯性矩阵，然后对该矩阵进行对角化；

-通过改变用于安装桅杆的位置、桅杆长度、质量块m和角度α，进行连续迭代，以对方法进行再现，重复上述步骤，从而使：

a-卫星主轴坐标系的轴线Z也是桅杆的二等分线；

b-主轴坐标系中Z轴上的惯量I_Z具有介于主轴坐标系中另外两个轴线上的惯量值I_minimum值和惯量值I_maximum值之间的中间值I_intermediate；

-选择质量块的值、桅杆长度和角度α，使得可以最小化大气制动帆的总质量同时确保解决方案的一定鲁棒性，即参数在所采用值附近的较小变化不会通过大气制动帆改变卫星姿态。

附图说明

参考附图阅读给出的本发明的一个非限制性实施方式的以下描述，本发明的其它特征和优点将变得显而易见，其中：

图1所示为现有技术的球形大气制动结构的一个第一实例；

图2所示为现有技术的大气制动结构的一个第二实例；

图3所示为一个典型的离轨曲线；

图4所示为应用于卫星的重力梯度的原理示意图；

图5所示为根据本发明的一个卫星的示意图；

图6A至6C所示为根据三个角度范围，位于高轨道处的重力梯度稳定位置的卫星；

图6D至6F所示为根据源自图6A至6C的三个角度范围，位于高轨道处的大气制动稳定位置的卫星；

图7所示为卫星在其运动方向的后视图；

图8所示为可用于本发明的桅杆的一个实施方式的视图；

具体实施方式

本发明要解决的问题为卫星必须具有稳定的位置，在高轨道处能够使大气制动面积在垂直于卫星轨迹轴线的平面中尽可能大。

本发明装置的工作原理是基于如图4所示的重力梯度，其中卫星S设置有一个桅杆且位于与地球中心距离DT的轨道O中，桅杆一端是质量块M。

为了理解本发明的各种实施方式，适合于定义三个坐标系：

-一个与卫星轨道相关联的坐标系，称为“本体轨道坐标系”，位于卫星质心。

-一个与卫星相关联的第一坐标系，称为“卫星坐标系”，用于描述卫星的几何形状及其属性，也位于卫星质心；

-一个与卫星相关联的第二坐标系，称为“卫星主轴坐标系”，同样位于卫星质心。

图4所示为本体轨道坐标系，其包括：

-连接地球中心与卫星质心的轴线L(卫星的偏转与该轴线相关)。

-与卫星轨迹相切的轴线R(卫星的侧倾与该轴线相关)。

-垂直与其它两轴线的轴线T(卫星的纵倾与该轴线相关)。

尽管大气制动帆围绕轴线R的旋转是可接受的，但是为了使其尽可能有效，大气制动帆必须基本上位于垂直于轴线R的平面中。

卫星的坐标系是中心位于卫星质心且用于以简单的方式描述卫星几何形状的任意坐标系。图5中，例如，已为立方形状的卫星经选择了一个卫星坐标系，使每个轴线都垂直于卫星的一个面；本文也选择了该坐标系，从而使两个帆10和11的二等分线为该坐标系的轴线z。

然后可以在这个坐标系中根据卫星质量分布来计算其惯性矩阵。

如果(x_i，y_i，z_i)是卫星的质点mi的坐标，则在该卫星坐标系中，惯性矩阵通常写成如下：

通过寻找卫星的惯性矩阵的主方向获得包括坐标为(X，Y，Z)的点的卫星主轴坐标系。在通过旋转卫星坐标系推导出的这个坐标系中，卫星质心的惯性矩阵是以下类型的对角矩阵：

惯量值I_X、I_Y和I_Z通常是不同的，因此可以根据值I_minimum<I_intermediate<I_maximum进行分类。

参考卫星主轴坐标系中卫星的上述对角惯性矩阵I_d，卫星姿态的重力梯度稳定的已知条件反映在：

-惯性的主轴坐标系中惯性值为I_intermediate的轴线与本体轨道坐标系的轴线R对齐；

-惯性的主轴坐标系中惯性值为I_maximum的轴线与本体轨道坐标系的轴线T对齐；

-惯性的主轴坐标系中惯性值为I_minimum的轴线与本体轨道坐标系的轴线L对齐。

换言之，由于重力梯度的影响，卫星会一直倾斜直到达到以上描述的稳定位置。

因此，重力梯度产生了一个朝向卫星稳定姿态位置的恢复扭矩。平衡位置的摆动通过柔性配件(桅杆、帆)、推进剂箱中剩余液体的晃动和大气摩擦力而自然地衰减消散。

如图5(5A和5B)所示，卫星100包括两个共面的桅杆10、11，桅杆与垂直于卫星上的桅杆放置平面P的直线段12的夹度为α；直线段12是两个桅杆10、11之间的角度的二等分线。

本发明使重力梯度稳定位置和空气动力稳定位置一致，避免了与取决于高度的卫星姿态变化相关的效能的丧失以及避免了与稳定性缺乏相关的效能的丧失。

桅杆10、11可以调节的参数是角度α、桅杆的长度L和位于桅杆一端且产生重力梯度的质量块m，角度α为桅杆相对于垂直于在卫星上的桅杆放置平面的展开角度。

利用卫星的给定惯性值，根据角度α、桅杆长度和桅杆一端的质量块可以获得卫星的三个稳定配置。参考图6A至6C，桅杆的三个展开角度范围对应于在高轨道处的三个重力梯度稳定位置：

-图6A中的位置，对于第一角度范围α1，桅杆沿与地球中心方向DT相反的方向向上定向；

-图6B中的位置，对于第二角度范围α2，桅杆沿与卫星的运动方向V相反的方向定向，包含桅杆的平面沿着指向地球的方向DT定向；和

-图6C中的位置，对于第三角度范围α3，桅杆位于相对于卫星运动方向V以及地球中心的方向DT倾斜的平面中。

参考图6D至6F，在低轨道高度，由于大气制动，获得了三个新的稳定位置。在图6D至6F中，桅杆朝向相对于卫星运动方向的后方定向。

可以看出，只有第二角度范围(图6B)可以确保高轨道处的稳定位置与空气动力(稳定)位置(图6E)相同，另外两个角度范围导致在图6A的重力稳定状态和图6D的空气动力稳定状态之间出现倾斜以及在图6C的重力稳定状态和图6F的空气动力稳定状态之间的出现倾斜。

对于给定的桅杆长度和给定的卫星惯量，如果选择的好，角度α使得可以实现空气动力状态和重力梯度状态的一致。

桅杆长度L使得可以确定所展开的空气动力面积和重力梯度扭矩。

桅杆一端的质量块m使得可以调整稳定卫星姿态的重力梯度扭矩。

参考图5A示意性地表示的Myriad类型的典型卫星100a，卫星100a在尺寸和质量上构成为一个尺寸为1m×1m×0.6m的平行六面体形状的主体，且包括两个尺寸分别为0.6m×1m、质量为183kg的小型太阳能电池板p1、p2，但没有大气制动帆，惯性主轴线X、Y、Z大体上示为：轴线X为太阳能板的方向，轴线Z垂直于太阳能电池板所在的平面，轴线Y垂直于XY这两个轴线。

在这个坐标系中，卫星的主惯性矩阵如下：

在这种情况下，由于重力梯度的影响，卫星的稳定位置不是轴线z与轴线R对齐的位置，而是轴线y与轴线R对齐的位置，且两个太阳能电池板没有空气动力制动效果。

现参考根据本发明的卫星100，其包括如图5B所示的长度为4.90m的两个桅杆10、11，每个桅杆在其自由端承载一个1.8kg的质量块m，且每个桅杆承载一个长4.9m宽0.6m重600g的帆。

在轴的本体轨道坐标系中，平衡位置随角度α的不同而不同，角度α为桅杆相对于Z轴的桅杆之间的二等分线12展开。

上表给出了卫星主轴坐标系中不同角度α下关于卫星轴线的典型惯量。由于大气制动帆，主轴坐标系相对于图5A中的几何坐标系围绕轴线z旋转。在计算中忽略了相对于卫星轨迹的侧倾，因为侧倾不是关于制动卫星方面的问题。

该表显示在高轨道处的三种可能情况：

-对于小的角度，卫星的轴线X平行于卫星在其轨迹上的速度轴线(图4中的轴线R)；

-对于中间角度，轴线Z平行于轴线R；

-对于大的角度，轴线Y平行于轴线R。

更全面的计算表明在高轨道处可以根据展开角度α来确定卫星的三种姿态。这些姿态以恒定的桅杆长度、桅杆一端质量块和帆面积示意性地在图6A至6C中示出。

如上所述，图6D至6F表示在相同条件下由于空气动力阻力的影响，卫星在低轨道处的姿态。

通过计算，两个角度值α₁和α₂因此定义了导致卫星与其帆三种不同行为的范围：

-α<α1：在进入根据图6A和6D的空气动力状态时，卫星会倾斜；

-α₁≤α<α₂：卫星将在根据图6B的高轨道和根据图6E的低轨道处保持相同的稳定姿态；

-α₂≤α：卫星将相对于根据图6C和6F的偏转轴线重新定向。

针对以上卫星数据，α₁＝33°，α₂＝62°。

因此，将桅杆相对于其二等分线的倾斜角度选择在α₁和α₂(本实例中的卫星为33°和62°)之间，这使得可以通过优化该角度使高轨道处的重力梯度位置与低轨道处的空气动力位置一致，因为角度越大，呈现的空气动力面积越大。

最后，所选示例的卫星的桅杆采用了47.5°的展开角度，这使得能够在惯量不确定的情况下确保鲁棒性的裕度。

平衡位置的有效空气动力面积为6.94m2。与现有技术的解决方案相比，对于相同的“Myriad”族卫星，现有技术中具有相同的附加质量和相同的桅杆和膜的卫星在姿态上不稳定，并且平均空气动力面积仅为5.1m2，本发明使得可以将卫星的空气动力面积增加36％而不增加星上质量。

图7示出了稳定的卫星100，其具有桅杆10、11以及展开的板13、13'和14、14'。板以通过膜以已知的方式设置并形成大气制动帆。在这个图，卫星相对于其轨迹是从后面看的。桅杆的展开和大气制动膜的产生基于可充气桅杆，例如通过如图8所示的通过增加压力而加固的聚酰亚胺-铝层压桅杆120。大气制动系统的这种结构由两个桅杆10、11和四个大气制动膜13、13'和14、14'组成：将卫星围绕轴线z的任何摆动考虑在内来对每个帆进行优化。

出于离轨目的，这种类型的离轨系统可以安装在低于850km轨道上的任何LEO卫星上，因为高于这个轨道高度的大气太稀薄而不足以使卫星减速，所以需要一个活跃设备在符合太空要求的时间内将卫星降低。

还应清楚的是，对于每个卫星，必须使用例如上述的计算，从而使角度α1和α2、桅杆长度、其一端的质量块、帆的面积互相适合。

用于确定本发明的桅杆尺寸、质量块m和角度α的方法如下：

-使用已知的轨迹计算工具，例如作为非限制性示例的CNES(Centre National des Etudes Spatiales，法国国家空间研究中心，法国)的Stella工具来确定帆的最小有效面积，即投影垂直于大气制动帆轨迹的面积，该面积必需且足够在所选择的时间内使卫星离轨；根据该领域的良好实践的规则和法则，这个时间最大为25年。

-当确定这个面积后，通过使两个长度为L的共面桅杆之间具有角度2α划分该面积；

-将一个质量块M放置在每个桅杆一端；

-将这对桅杆置于卫星上的任意位置；

-选择一个卫星坐标系，以使其轴线z为两个桅杆之间角度的二等分线；

-计算卫星的惯性矩阵，然后将其对角化；

-通过改变用于安装桅杆的位置、桅杆长度、质量块m和角度α，进行连续迭代，重复上述步骤，从而使：

a-卫星主轴坐标系的轴线Z也是桅杆的二等分线；

b-坐标系中的惯量I_Z具有中间值I_intermediate；

-选择质量块m的值、桅杆长度和角度α，使得可以最小化帆的总质量同时确保解决方案的一定鲁棒性，即这些参数在所采用值附近的较小的变化不会通过帆改变卫星姿态。

在这些条件下，根据本发明的方法，在高轨道处通过重力梯度的作用将轴线Z与卫星的速度矢量对齐，且在低轨道处通过施加到帆的空气动力的作用将轴线Z与卫星的速度矢量对齐。

本发明的方法不限于通过示例给出的卫星的计算和特征，并且尤其可应用于近地轨道(LEO)中的最重500kg的卫星。