一种太阳翼微波遥感一体化载荷及其控制方法与流程

本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种太阳翼微波遥感一体化载荷及其控制方法。

背景技术：

微波遥感卫星分辨率高，能全天候工作，且能够有效地识别伪装和穿透掩盖物，常用于定量反演大气、陆地和海洋环境参数，以实现资源调查、土地利用、环境监测、灾害预报以及气象观测等目的。

微波遥感载荷按照传感器的工作原理可分为主动式和被动式两类。其中，雷达就是一种主动式的微波遥感载荷，在地学领域主要使用侧视雷达。侧视雷达是向遥感平台行进的垂直方向的一侧或两侧发射微波，再接收由目标反射或散射回来的微波的雷达。通过观测这些微波信号的振幅、相位、极化以及往返时间，就可以测定目标的距离和特性。按天线的结构不同，侧视雷达又分为真实孔径侧视雷达(rar)和合成孔径侧视雷达(sar)。合成孔径侧视雷达尺寸较大，因此，在发射时通常需要先将其折叠起来，入轨后再展开完成部署。

同时，为了满足卫星的大功率载荷应用，且受限于卫星自身的体积及重量，通常需要通过调节太阳翼姿态指向太阳提高供电效率。现有的太阳翼多采用滑环或伺服电机转台实现姿态调整，成本较高，控制过程非常复杂，且在对日跟踪指向时，太阳翼极易对卫星的星敏、天线、星间通信等单机造成遮挡，对卫星惯量变化影响较大，增加了卫星设计与控制的复杂。

鉴于此，设计一种适用于微波遥感卫星的载荷及其控制方案就成了本领域技术人员亟待解决的问题。

技术实现要素：

针对现有技术中的部分或全部问题，本发明一方面提供一种太阳翼微波遥感一体化载荷，包括：

支架，包括第一支架以及第二支架，所述第一支架与所述第二支架对称布置，且均为可折叠结构；

太阳电池片，布置于所述第一支架及第二支架的第一表面；

微波遥感载荷，布置于所述第一支架及第二支架的第二表面；以及

控制模块，包括控制中心及电机，其中，所述控制中心用于计算电机的转动角度，以及所述电机与所述第一支架及第二支架连接，能够带动第一支架及第二支架根据所述转动角度转动。

进一步地，所述微波遥感载荷为平板式合成孔径侧视雷达。

进一步地，所述电机为一维步进电机。

进一步地，所述控制中心根据太阳矢量角与卫星轨道面的夹角计算电机的转动角度。

进一步地，所述控制中心每天计算一次所述转动角度。

本发明另一方面还提供一种太阳翼微波遥感一体化载荷的控制方法，其每天根据太阳矢量角与卫星轨道面的夹角计算一次所述太阳翼微波遥感一体化载荷的转动角度，包括：

计算当天太阳矢量角与卫星轨道面的夹角；

计算转动角度；以及

将所述转动角度取整，并驱动所述电机根据取整后的角度转动。

进一步地，所述太阳翼微波遥感一体化载荷可通过星务计算机进行主动控制。

本发明还提供一种卫星，所述卫星上布置有所述太阳翼微波遥感一体化载荷，所述第一支架以及第二支架沿飞行方向对称地安装在所述卫星的两侧，所述控制中心根据太阳矢量角与卫星轨道面的夹角，每天计算一次电机的转动角度，并驱动电机转动。

进一步地，所述卫星为55度倾角walk星座卫星，长期对地指向。

本发明提供的一种太阳翼微波遥感一体化载荷，综合利用星座卫星太阳翼需要跟随太阳光照角度变化调整和平板式合成孔径微波载荷需侧视的工作特性，通过工艺创新集成设计，是轻量化的太阳翼/微波遥感一体化载荷,同时具备二者功能，其沿飞行方向安装于卫星上，利用一维步进电机往返运动替代滑环或伺服电机转台，每天仅需转动一个小角度，对运动精度要求不高，对卫星部件遮挡影响小，对卫星惯量变化影响较小，降低了卫星设计与控制的复杂度的同时，极大提高了在轨可靠性，同时有效地降低了研制成本。

附图说明

为进一步阐明本发明的各实施例的以上和其它优点和特征，将参考附图来呈现本发明的各实施例的更具体的描述。可以理解，这些附图只描绘本发明的典型实施例，因此将不被认为是对其范围的限制。在附图中，为了清楚明了，相同或相应的部件将用相同或类似的标记表示。

图1示出本发明一个实施例的一种具有太阳翼微波遥感一体化载荷的卫星的结构示意图；

图2示出本发明一个实施例的一种具有太阳翼微波遥感一体化载荷的卫星的背面示意图；

图3示出本发明一个实施例的一种具有太阳翼微波遥感一体化载荷的卫星的工作状态示意图；以及

图4示出本发明一个实施例的一种太阳翼微波遥感一体化载荷的控制流程示意图。

具体实施方式

以下的描述中，参考各实施例对本发明进行描述。然而，本领域的技术人员将认识到可在没有一个或多个特定细节的情况下或者与其它替换和/或附加方法、材料或组件一起实施各实施例。在其它情形中，未示出或未详细描述公知的结构、材料或操作以免模糊本发明的发明点。类似地，为了解释的目的，阐述了特定数量、材料和配置，以便提供对本发明的实施例的全面理解。然而，本发明并不限于这些特定细节。此外，应理解附图中示出的各实施例是说明性表示且不一定按正确比例绘制。

在本说明书中，对“一个实施例”或“该实施例”的引用意味着结合该实施例描述的特定特征、结构或特性被包括在本发明的至少一个实施例中。在本说明书各处中出现的短语“在一个实施例中”并不一定全部指代同一实施例。

需要说明的是，本发明的实施例以特定顺序对工艺步骤进行描述，然而这只是为了阐述该具体实施例，而不是限定各步骤的先后顺序。相反，在本发明的不同实施例中，可根据工艺的调节来调整各步骤的先后顺序。

图1示出本发明一个实施例的一种卫星的结构示意图，所述卫星具有太阳翼微波遥感一体化载荷，所述太阳翼微波遥感一体化载荷沿飞行方向布置于卫星上。在本发明的一个实施例中，所述卫星为55度倾角walk星座卫星，长期对地指向，如图3所示。

其中，如图1及图2所示，所述太阳翼微波遥感一体化载荷包括支架、太阳电池片102、微波遥感载荷103以及控制模块104。

所述支架包括第一支架1011以及第二支架1012，所述第一支架1011与所述第二支架1012沿飞行方向对称地安装在所述卫星的两侧，且均为可折叠结构。所述第一支架1011与所述第二支架1012的第一表面布置有太阳电池片，第二表面则布置有微波遥感载荷103。在本发明的一个实施例中，所述微波遥感载荷为平板式合成孔径侧视雷达。

所述控制模块104包括控制中心及电机，其中，所述控制中心用于计算所述电机的转动角度，以及所述电机与所述第一支架及第二支架连接，能够带动第一支架及第二支架根据所述转动角度转动。在本发明的一个实施例中，所述控制中心每天根据太阳矢量角与卫星轨道面的夹角计算一次电机的转动角度。在本发明的又一个实施例中，所述电机为一维步进电机。

所述太阳翼微波遥感一体化载荷根据太阳矢量角与卫星轨道面的夹角自主调整转动角度，也可以直接通过星务计算机主动控制。

所述太阳矢量角与卫星轨道面的夹角记为β角，所述β角随时间连续变化，因此，为获取最大能源转换效率，太阳翼需跟随β角的变化，β角的变化如下所述：

β＝sin-1(cosδssinrisin(ω-αs)+sinδscosri)，

其中，ω为升交点赤经，αs为太阳赤经，δs为太阳赤纬，以及ri为卫星轨道倾角。对于55度倾角walk星座卫星，其β角的变化范围为±78°。

自主调整转动角度每天进行一次，每次根据当天β角的平均值调整电机的转动角度，其具体流程如图4所示，包括：

首先，在步骤401，计算β角平均值。根据上式，分别计算当天天始的太阳矢量角与卫星轨道面的夹角βi以及当天天末的太阳矢量角与卫星轨道面的夹角βi+1，进而得到当天的β角平均值(βi+βi+1)/2；

接下来，在步骤402，计算转动角度。当天所述太阳翼微波遥感一体化载荷转动的角度θ应为前一天的β角平均值于当天β角平均值的差值：

θ＝(βi+βi+1)/2-(βi-1+βi)/2，

但考虑到步进电机的控制精度，将上述差值取整，取整后的值[θ]作为电机的转动角度；以及

最后，在步骤403，控制电机转动。根据所述取整后的角度值，驱动所述电机转动。

本发明提供的一种太阳翼微波遥感一体化载荷，综合利用星座卫星太阳翼需要跟随太阳光照角度变化调整和平板式合成孔径微波载荷需侧视的工作特性，通过工艺创新集成设计，是轻量化的太阳翼/微波遥感一体化载荷,同时具备二者功能，其沿飞行方向安装于卫星上，利用一维步进电机往返运动替代滑环或伺服电机转台，每天仅需转动一个小角度，对运动精度要求不高，对卫星部件遮挡影响小，对卫星惯量变化影响较小，降低了卫星设计与控制的复杂度的同时，极大提高了在轨可靠性，同时有效地降低了研制成本。

尽管上文描述了本发明的各实施例，但是，应该理解，它们只是作为示例来呈现的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其做出各种组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。