静止轨道实孔径微波探测卫星构型的制作方法

本发明涉及卫星总体技术领域，具体地涉及一种静止轨道实孔径微波探测卫星构型。

背景技术：

目前静止轨道遥感卫星主要是以风云四号、高分四号等为代表的光学遥感卫星，观测谱段在可见光至红外波段，遥感仪的尺寸一般都小于卫星平台或者与卫星平台相当。此类遥感仪都是直接安装在对地面(即对地观测轴和卫星z轴平行)，与卫星平台的接口界面清晰(一般是在一个平面上设置若干处安装点)，一般都是热隔离的，且无需将遥感仪展开。其安装的太阳翼、数传天线等的展开顺序无严格的要求，因为在空间上不会遮挡其他设备的展开路径。

静止轨道微波探测可对台风、流域性降水的内部结构实现分钟级的连续观测，是对静止轨道光学探测的一个很好的补充。静止轨道实孔径微波探测仪在满足50ghz以上空间分辨率优于50km时，天线口径达到5m，是国内目前设计的最大口径固面天线，工作状态下的最大尺寸达到6030mm，相比于目前的静止轨道光学遥感仪器，静止轨道微波遥感仪器安装的空间需求是巨大的，现有运载火箭的整流罩包络无法直接满足。在一个平面上设置若干处安装点的安装方式也不再适用于这种超大型的微波探测仪与卫星平台的安装连接，若这样做，将大幅抬升卫星高度，力学环境恶化的同时，势必突破运载整流罩的包络。实孔径微波探测仪对于天线型面精度和天馈系统各部组件之间的位置精度有较高要求，查阅到国内外针对在轨热变形测量和抑制相关的研究报道，但未见针对大型静止轨道遥感仪器进行专门的挡光措施研究。国内针对大型柔性天线的展开的研究较多，但与固面天线的展开相比存在较大差异，且本文亦并非侧重于展开技术本身。

目前，国际上还没有专用的静止轨道微波探测卫星或微波探测载荷，各国均在论证研究中，均无星载计划。我国在风云四号科研试验星上装载了微波探测试验载荷，是小型化的微波探测仪，口径不超过200mm，有别于与本文所述大口径微波探测仪。未查阅到静止轨道微波探测卫星的构型相关报道或技术。

经对现有技术的检索，中国发明专利cn201810307441.4，发明名称为一种星载多频段一维综合孔径一维实孔径的微波辐射探测方法，其特征在于，包括：采用交轨探测和顺轨探测的复合探测的方式进行目标探测，其中，阵列波束合成实现交轨电扫描，通过卫星运动实现顺轨扫描，目标场景辐射信号经抛物柱面天线反射面汇聚后由3排线性馈源阵列同时接收，每个探测的频段的阵列布局满足uv可视度平面空间采样定律，所述接收的信号再经过对应处理器的在轨复运算处理，得到可视度函数值，最后所述可视度函数值由图像重构的计算机处理后，获得场景辐射亮温分布。但该发明无法充分利用运载整流罩内空间资源，也不能很好的适应发射主动段的力学环境和高精度安装需求，也就不能实现微波探测仪主反射面和副反射面的高精度展开。

技术实现要素：

针对现有技术的缺陷，本发明的目的是提供一种静止轨道实孔径微波探测卫星构型。本发明充分利用运载整流罩内空间资源、适应发射主动段的力学环境和高精度安装需求，实现微波探测仪主反射面和副反射面的高精度展开。

本发明涉及一种静止轨道实孔径微波探测卫星构型，包括卫星平台、微波探测仪、微波探测仪准光系统、锁紧/释放装置、太阳翼、数传天线、挡光机构；

所述微波探测仪包括主反射面和副反射面，所述主反射面两侧边缘部分压紧在卫星平台，所述副反射面压紧在所述卫星平台上并在星箭分离后解锁并展开到位；

所述微波探测仪准光系统通过微变形框架安装在所述卫星平台上；

所述太阳翼安装在卫星平台散热面上，并在星箭分离后释放锁紧/释放装置；

所述数传天线通过支架安装在卫星平台顶部；

所述卫星平台和所述微波探测仪之间为倾斜的，即对地观测轴和卫星z轴之间存在一定夹角。

优选的，所述微波探测仪倾斜安装后对地视轴+zb和卫星z轴+z地面的夹角α为24°。

优选的，所述卫星平台和所述微波探测仪之间为相互嵌入，以充分利用运载整流罩内空间资源。

优选的，所述卫星平台和微波探测仪之间为机热一体化结构。

优选的，所述主反射面整体通过背部支架倾斜并相互嵌入式的安装到所述卫星平台中，并在所述静止轨道实孔径微波探测卫星入轨后释放部分锁紧/释放装置。

优选的，所述静止轨道实孔径微波探测卫星入轨后，所述微波探测仪与所述太阳翼以及所述数传天线按顺序分步展开。

优选的，所述静止轨道实孔径微波探测卫星入轨后，所述静止轨道实孔径微波探测仪天馈系统的主反射面、副反射面分步展开。

优选的，所述静止轨道实孔径微波探测卫星在轨展开后，解锁微波探测仪和卫星平台的过约束连接。

优选的，所述静止轨道实孔径微波探测卫星在轨展开后，采用展开式挡光机构遮挡静止轨道上太阳光从不同方向上对探测仪的直射。

优选的，所述太阳翼在单翼的情况下时通过驱动机构倾斜安装在卫星平台上。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、发射状态时，采用平台和微波探测仪倾斜式嵌入的机热一体化卫星构型，以充分利用运载整流罩内空间资源、适应发射主动段的力学环境和高精度安装需求，实现发射状态的可靠、有效的收拢；

2、在轨状态时，采用“微波探测仪、太阳翼和数传天线”的整星分步展开、实孔径微波探测仪天馈系统的主反射面、副反射面分步展开的卫星构型，实现微波探测仪主反射面和副反射面的高精度展开；

3、在轨展开后，采用解锁微波探测仪和卫星平台的过约束连接的方式，以释放连接应力、减小初始的在轨变形，实现天线反射面的高型面精度和位置精度；

4、在轨展开后，采用展开式的机构和挡光材料，以遮挡静止轨道上太阳光从不同方向上对探测仪的直射，实现在轨后探测仪天馈系统良好的温度均匀性并抑制热变形。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显。

图1是本发明静止轨道实孔径微波探测卫星构型展开状态示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，本实施例是基于单太阳翼的卫星构型，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，包括双太阳翼的卫星构型。这些都属于本发明的保护范围。

实施例

在结合具体实施例进行说明之前，先对涉及到的坐标系作如下说明：

卫星本体坐标系：坐标原点ob为卫星质心，+xb轴指向卫星飞行方向，+zb轴指向星下点，+yb轴与+zb、+xb轴构成右手直角坐标系；

卫星地面坐标系：坐标原点o地面为星箭分离面几何中心，+z地面轴垂直星箭分离面朝上，+y地面轴背向卫星太阳翼，+x地面轴与+y地面、+z地面轴构成右手直角坐标系。

参阅图1，本发明涉及的静止轨道实孔径微波探测卫星构型，该构型包括：静止轨道实孔径微波探测仪主反射面1，其两侧边缘部分压紧在卫星平台上，星箭分离后解锁并展开到位，主反射面整体通过背部支架倾斜安装在卫星平台上，并相互嵌入到卫星平台中，入轨后释放部分锁紧/释放装置4；微波探测仪副反射面2，压紧在卫星平台上，星箭分离后解锁并展开到位；微波探测仪准光系统3，通过微变形框架安装在卫星平台上，并相互嵌入到卫星平台中，入轨后释放部分锁紧/释放装置4；太阳翼5，通过驱动机构倾斜安装在卫星平台上(单翼的情况下)；数传天线6，通过支架安装在卫星平台顶部，入轨后解锁并展开到位。

具体地，微波探测仪倾斜安装后，对地视轴+zb和卫星z轴+z地面的夹角α为24°。

具体地，主反射面1的边缘部分通过4个压紧点压紧在卫星平台上。

具体地，所述的卫星平台和微波探测仪之间是相互嵌入的，微波探测仪的主反射面、副反射面和准光系统分别通过若干锁紧/释放装置连接至卫星平台，实现更好的发射主动段的力学环境。

“微波探测仪、太阳翼、数传天线”是按顺序分步展开，实现微波探测仪天馈系统高精度展开，并确保整星展开的高可靠。

所述的卫星平台和微波探测仪之间是在轨解锁的，解锁部位包括主反射面和卫星平台之间的连接以及准光系统和卫星平台之间的连接。

所述的卫星平台和微波探测仪之间是在轨解锁的，保留3至4个连接点，以释放连接应力、减小初始的在轨变形，为微波探测仪在轨热变形抑制提供良好条件，实现天线反射面的高型面精度和位置精度。

特别地，挡光机构7在轨展开，以遮挡静止轨道上太阳光从不同方向上对探测仪的直射，实现在轨后探测仪天馈系统良好的温度均匀性并抑制热变形。

综上所述，发射状态时，采用平台和微波探测仪倾斜式嵌入的机热一体化卫星构型，以充分利用运载整流罩内空间资源、适应发射主动段的力学环境和高精度安装需求，实现发射状态的可靠、有效的收拢；在轨状态时，采用“微波探测仪、太阳翼和数传天线”的整星分步展开、实孔径微波探测仪天馈系统的主反射面、副反射面分步展开的卫星构型，实现微波探测仪主反射面和副反射面的高精度展开；在轨展开后，采用解锁微波探测仪和卫星平台的过约束连接的方式，以释放连接应力、减小初始的在轨变形，实现天线反射面的高型面精度和位置精度；在轨展开后，采用展开式的机构和挡光材料，以遮挡静止轨道上太阳光从不同方向上对探测仪的直射，实现在轨后探测仪天馈系统良好的温度均匀性并抑制热变形。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。