一种超低轨卫星的增稳布局的制作方法

1.本发明涉及一种超低轨卫星的增稳布局，属于上层大气层飞行器气动设计领域。


背景技术：

3.姿态控制系统设计是卫星研制的关键技术之一，针对超低轨卫星的姿态控制系统，国内外学者开展的研究主要集中在姿态测量与控制算法上，对空间环境力矩研究较少且缺乏现实指导意义。对于超低轨卫星来说，由于其轨道高度较低,相比传统低轨卫星受到的气动力与气动力矩高出几个数量级,导致超低轨道卫星的姿态控制系统与传统卫星相比具有显著的不同之处，超低轨卫星的气动力矩是影响其姿态控制精度甚至决定其姿态稳定与否的最主要的环境力矩。因此，有必要开展超低轨卫星气动力矩的研究。


技术实现要素：

4.本发明解决的技术问题是：克服现有超低轨卫星气动力矩较大的问题，提供了一种超低轨卫星的增稳布局，可以有效降低超低轨卫星的气动力矩，从而改善超低轨卫星姿态控制的精度。
5.本发明的技术解决方案是：
6.一种超低轨卫星的增稳布局，包括超低轨卫星本体、后掠太阳电池翼和后掠侧板；超低轨卫星本体为正多棱柱形状，后掠太阳电池翼位于超低轨卫星本体的两侧并且呈对称分布，后掠侧板位于太阳电池翼远离超低轨卫星本体的端部边缘并与太阳电池翼垂直，后掠侧板位于太阳电池翼的上方。
7.在某些实现方式中，所述超低轨卫星本体为正八棱柱形状。
8.在某些实现方式中，所述超低轨卫星本体的正八边形的截面边长为w，本体长度为l，1m≦l≦30m，0.1m≦w≦1m。
9.在某些实现方式中，所述超低轨卫星本体运行在超低轨道，超低轨道的高度位100～300km。
10.在某些实现方式中，所述太阳电池翼采用水平对称布局，位于超低轨卫星本体中间靠后的位置。
11.在某些实现方式中，所述太阳电池翼相对超低轨卫星本体头部的轴向位移为l1，且0《l1≦0.3l；l为超低轨卫星本体的长度。
12.在某些实现方式中，所述太阳电池翼沿飞行方向呈后掠结构，后掠角θ的取值范围：0≦θ≦60
°
。
13.在某些实现方式中，所述太阳电池翼靠近超低轨卫星本体的一端的长度ls的取值范围为：0.3l≤ls＜l，宽度ws的取值范围为：ls≤ws＜2l。
14.在某些实现方式中，所述后掠侧板位于太阳电池翼尾端且垂直于太阳电池翼，呈后掠结构。
15.在某些实现方式中，所述后掠侧板的后掠角θb的取值范围：0≤θb≤90
°
，高度hb的
取值范围为：0≤hb＜ls。
16.综上所述，本技术至少包括以下有益技术效果：
17.(1)本发明提供的一种超低轨卫星的增稳布局，采用正八棱柱本体结构，可以使得横截面较正方形更接近圆形，提供更大的设备装填空间，更有利于太阳电池片的布片需求。
18.(2)本发明提供的一种超低轨卫星的增稳布局，采用小展弦比的后掠太阳电池翼结构(梯形构型)有助于降低超低轨卫星的波阻，进而降低卫星阻力，减少用于超低轨卫星阻力补偿的燃料消耗。
19.(3)本发明提供的一种超低轨卫星的增稳布局，采用后掠侧板构型，在降低超低轨卫星波阻的同时，降低超低轨卫星的气动力矩，改善超低轨卫星的姿态控制精度。
20.(4)本发明整体结构更为简单，经济成本低，能够产生较大的社会和经济效应，有着较大的工程应用价值。
附图说明
21.图1：本发明超低轨卫星的增稳布局示意图；
22.图2：超低轨卫星俯视图；
23.图3：超低轨卫星前视图；
24.图4：超低轨卫星物面压力云图；
25.图5：超低轨卫星物面剪应力云图；
26.图6：侧板高度对超低轨卫星滚转力矩的影响；
27.图7：侧板高度对超低轨卫星偏航力矩的影响。
28.表1：超低轨卫星的增稳布局评估算例的来流条件；
29.表2：侧板高度为0时超低轨卫星的气动特性；
30.表3：侧板高度为520mm时超低轨卫星的气动特性。
31.附图标记说明：1、超低轨卫星本体；2、太阳电池翼；3、后掠侧板。
具体实施方式
32.下面结合附图和具体实施例对本技术作进一步详细的描述：
33.本技术实施例公开一种超低轨卫星的增稳布局，如图1-图3所示，包括超低轨卫星本体1、后掠太阳电池翼2和后掠侧板3。
34.超低轨卫星本体1运行在超低轨道(100～300km)，在该空域内大气稀薄。
35.超低轨卫星本体1为正八棱柱形状，太阳电池翼2位于超低轨卫星本体的两侧并且呈对称分布，后掠侧板3位于太阳电池翼2尾端并与太阳电池翼2垂直，后掠侧板3位于太阳电池翼2的上方，用于超低轨卫星姿态的被动控制，提高超低轨卫星的运行稳定性。
36.超低轨卫星本体1垂直于自身棱线的截面边长为w，本体长度为l。边长w和长度l的具体取值范围：1m≤l≤30m，0.1m≤w≤1m。
37.太阳电池翼2采用水平对称布局，位于超低轨卫星本体1中间靠后的位置。太阳电池翼2相对超低轨卫星本体1的轴向位移为l1，且取值范围为：0＜l1≤0.3l。
38.太阳电池翼2沿飞行方向呈后掠结构(即梯形构型)，后掠角θ的取值范围：0≤θ≤60
°
，靠近超低轨卫星本体1的一端的长度ls的取值范围为：0.3l≤ls＜l，宽度ws的取值范围
为：ls≤ws＜2l，太阳电池翼2尾端的长度由太阳电池翼上述尺寸(θ、ls、ws)确定。
39.后掠侧板3位于太阳电池翼2尾端且垂直于太阳电池翼，呈后掠结构，其后掠角θb的取值范围：0≤θb≤90
°
，高度hb的取值范围为：0≤hb＜ls，侧板上方的宽度由侧板上述尺寸(θb、hb)确定。
40.本发明所设计的增稳布局可有效减小超低轨卫星在深层大气层运行时的滚转力矩，降低深层大气层中的稀薄大气对超低轨卫星运行轨道的影响，有助于改善超低轨卫星的姿态控制，提高超低轨卫星的运行稳定性。
41.实施例：
42.下面结合实例，说明本发明的具体实施方案。
43.作为超低轨卫星的增稳布局的一个具体设计实例，如图1所示。在本实施例中，超低轨卫星本体1尺寸为：长度l＝10000mm，正八边形边长w＝500mm；超低轨卫星两侧各布置1块后掠太阳电池翼，尺寸为：长度ls＝3500mm,宽度ws＝4000mm，厚度hs＝20mm，后掠角θ＝20
°
；后掠侧板3位于太阳电池翼2末端，尺寸为：高度hb＝520mm,后掠角θb＝67.5
°
。作为对比计算，本实施例中还给出了无后掠侧板3时(高度hb＝0mm)的计算结果。飞行高度取250km，具体的来流条件如表1所示。
44.表1超低轨卫星的增稳布局评估算例的来流条件
[0045][0046]
图4和图5分别为飞行高度为250km时超低轨卫星的表面压力和剪应力云图。表2和表3分别为侧板高度为0和520mm时超低轨卫星的气动特性。fd为阻力，fy为侧向力，fl为升力，mx为滚转力矩，mz为偏航力矩。从表2和表3中可以看出，增稳装置对滚转力矩影响比较大。
[0047]
表2侧板高度hb＝0时超低轨卫星的气动特性
[0048]
β/
°
fd/nfy/nf
l
/nmx/(n.m)mz/(n.m)-203.67e-021.06e-03-7.04e-054.30e-046.81e-02-102.80e-027.16e-04-4.78e-052.33e-042.77e-0202.30e-021.54e-05-3.40e-05-9.10e-061.12e-04102.81e-02-7.37e-04-4.82e-05-2.69e-04-2.81e-02203.67e-02-1.08e-03-8.04e-05-4.05e-04-6.81e-02
[0049]
表3侧板高度为hb＝520mm时超低轨卫星的气动特性
[0050]
β/
°
fd/nfy/nf
l
/nmx/(n.m)mz/(n.m)-203.96e-021.23e-03-1.19e-04-2.33e-047.44e-02-102.96e-028.48e-04-7.23e-05-3.19e-053.03e-0202.37e-021.10e-05-5.24e-058.72e-06-6.69e-06102.96e-02-8.49e-04-7.23e-054.07e-05-3.02e-02203.97e-02-1.24e-03-1.32e-041.85e-04-7.49e-02
[0051]
图6为后掠侧板3高度对超低轨卫星滚转力矩的影响。从图中可以看出，超低轨卫星的太阳电池翼2尾端没有安装侧板时，滚转力矩较大，侧滑角为-20
°
时，滚转力矩最大为4.30e-04n.m；安装增稳装置侧板后，滚转力矩有明显降低，侧滑角为-20
°
时，最大滚转力矩为-2.33e-04n.m。可以看到，采用增稳布局后，超低轨卫星滚转力矩得到了明显改善，有助于超低轨卫星的姿态控制。
[0052]
图7为后掠侧板3高度对超低轨卫星偏航力矩的影响。从图中可以看出，超低轨卫星的后掠太阳电池翼2尾端的后掠侧板对偏航力矩影响不是很大，影响量约为9.9％，远小于其对滚转力矩的影响。
[0053]
本技术的实施原理为：
[0054]
在超低轨道飞行时，由于后掠侧板结构的设置，增大了位于卫星质心上方的侧向气动力受力面，当侧滑角增大时，产生了附加的滚转力矩，该力矩的作用使得侧滑角有减小的趋势，从而实现了增稳功能。
[0055]
本发明未公开技术属本领域技术人员公知常识。
[0056]
本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，因此，本发明的保护范围应当以本发明权利要求所界定的范围为准。

技术特征：
1.一种超低轨卫星的增稳布局，其特征在于：包括超低轨卫星本体(1)、太阳电池翼(2)和后掠侧板(3)；超低轨卫星本体(1)为正多棱柱形状，太阳电池翼(2)位于超低轨卫星本体(1)的两侧并且呈对称分布，后掠侧板(3)位于太阳电池翼(2)远离超低轨卫星本体(1)的端部边缘并与太阳电池翼(2)垂直，后掠侧板(3)位于太阳电池翼(2)的上方。2.根据权利要求1所述的一种超低轨卫星的增稳布局，其特征在于：所述超低轨卫星本体(1)为正八棱柱形状。3.根据权利要求2所述的一种超低轨卫星的增稳布局，其特征在于：所述超低轨卫星本体(1)垂直于自身棱线的截面边长为w，本体长度为l，1m≦l≦30m，0.1m≦w≦1m。4.根据权利要求1所述的一种超低轨卫星的增稳布局，其特征在于：所述超低轨卫星本体(1)运行在超低轨道，超低轨道的高度位100～300km。5.根据权利要求1所述的一种超低轨卫星的增稳布局，其特征在于：所述太阳电池翼(2)采用水平对称布局，位于超低轨卫星本体(1)中间靠后的位置。6.根据权利要求1所述的一种超低轨卫星的增稳布局，其特征在于：所述太阳电池翼(2)相对超低轨卫星本体(1)头部的轴向位移为l1，且0<l1≦0.3l；l为超低轨卫星本体的长度。7.根据权利要求1所述的一种超低轨卫星的增稳布局，其特征在于：所述太阳电池翼(2)沿飞行方向呈后掠结构，后掠角θ的取值范围：0≦θ≦60
°
。8.根据权利要求1所述的一种超低轨卫星的增稳布局，其特征在于：所述太阳电池翼(2)靠近超低轨卫星本体(1)的一端的长度ls的取值范围为：0.3l≤l
s
＜l，宽度w
s
的取值范围为：l
s
≤w
s
＜2l。9.根据权利要求1所述的一种超低轨卫星的增稳布局，其特征在于：所述后掠侧板(3)位于太阳电池翼(2)尾端且垂直于太阳电池翼(2)，呈后掠结构。10.根据权利要求9所述的一种超低轨卫星的增稳布局，其特征在于：所述后掠侧板(3)的后掠角θ
b
的取值范围：0≤θ
b
≤90
°
，高度h
b
的取值范围为：0≤h
b
＜l
s
。

技术总结
本发明公开了一种超低轨卫星的增稳布局，包括超低轨卫星本体、一组后掠太阳电池翼和一组后掠侧板。所述超低轨卫星的本体为截面正八边形的八棱柱结构，可以提供设备装填空间和太阳电池片布片要求，一组太阳电池翼分别位于超低轨卫星本体的两侧，一组侧板位于太阳电池翼尾端并与太阳电池翼垂直，用于超低轨卫星姿态的被动控制。本发明所设计的增稳布局可有效减小超低轨卫星在深层大气层运行时的滚转力矩，降低深层大气层中的稀薄大气对超低轨卫星运行轨道的影响，有助于改善超低轨卫星的姿态控制，提高超低轨卫星的运行稳定性。提高超低轨卫星的运行稳定性。提高超低轨卫星的运行稳定性。


技术研发人员：李俊红 靳旭红 黄飞 姚雨竹 苗文博 程晓丽
受保护的技术使用者：中国航天空气动力技术研究院
技术研发日：2023.04.24
技术公布日：2023/8/9