一种小卫星动态热分析建模方法技术

本发明专利技术公开一种小卫星动态热分析建模方法，首先根据卫星轨道信息参数以及姿态参数进行卫星姿态建模，以获取卫星、地球及太阳三者之间的相对关系，然后，基于离散的外表面网格，进行平行光遮挡判断，并结合轨道计算过程，求解空间外热流，最后，使用通用热平衡方程，结合卫星表面之间的辐射换热以及向冷背景的散热，确定卫星表面换热边界条件，计算连续温度场。

【技术实现步骤摘要】
一种小卫星动态热分析建模方法
本专利技术涉及航空航天
，特别涉及一种小卫星动态热分析建模方法。
技术介绍
卫星的热控制技术是控制卫星内部及外部环境热交换过程，使其热平衡温度处于要求范围内的技术，是航天技术的重要组成部分。卫星的热控制设计水平及质量会影响到整个卫星的工作状态、寿命及可靠性。通常，在进行热控制设计前，需要进行详细的热分析，主要包括轨道计算、空间外热流计算以及温度场计算三部分。随着空间技术的发展，卫星逐渐向着小型化、微型化发展，微小卫星成为关注的焦点。但是复杂的轨道热环境会引起微小卫星的低热惯性，同时，高度集成的电子设备也使得微小卫星的星内具有较高的热流密度，这就使得使用传统的方法对微小卫星进行热分析存在一定的问题：在处理外热流的计算时，现有技术对复杂结构的处理显得灵活性和适应性不够强，效率不够高；以及在温度场计算方面，热网络法的计算精度较低，且热网络模型修正的难度较大。为了精确地求解微小卫星的连续温度场分布，需要对卫星建立一个更接近原物理模型的热分析模型，以提高热分析的精度和效率。
技术实现思路
针对现有技术中的部分或全部问题，本专利技术提供一种小卫星动态热分析建模方法，对卫星的热分析过程进行了详细的研究并开发了相应的热分析模型。一种小卫星动态热分析建模方法，包括卫星姿态建模、空间外热流建模以及传热建模，其中：所述空间外热流建模包括基于离散的外表面网格，进行平行光遮挡判断，并结合轨道计算过程，求解空间外热流；以及所述传热建模包括使用通用热平衡方程，结合卫星表面之间的辐射换热以及向冷背景的散热，确定卫星表面换热边界条件，计算连续温度场。进一步地，所述卫星姿态建模用于获取当前时刻，在卫星的本体坐标系下，太阳辐射与地球红外辐射的方向向量，以及卫星进、出地球阴影的真近点角，包括：基于轨道信息参数，计算卫星所在的轨道；以及基于姿态参数，计算轨道坐标系到本体坐标系的转换关系。进一步地，所述轨道信息参数包括太阳黄经初值、卫星的运行圈数、卫星运行周期、轨道倾角、近地点高度、远地点高度、半长轴、升交点赤经初值以及近地点幅角初值。进一步地，所述姿态参数采用欧拉角描述卫星姿态，以轨道坐标系为参考坐标系，包括：偏航角、俯仰角以及滚转角，其采用偏航角-俯仰角-滚转角转序。进一步地，空间外热流包括太阳辐射外热流、地球反照外热流以及地球红外外热流。进一步地，所述传热建模包括：将卫星热系统划分为隔热外壳、结构板、散热面以及舱内热环境4个集总参数，其中，所述隔热外壳包括隔热层、隔热层蒙皮和外表面涂层，然后并以所述隔热层蒙皮和外表面涂层的平均温度、散热面外表面平均温度及卫星舱内平均温度界作为上述集总参数的状态变量,根据热力学第一定律分别列能量守恒方程,并将其整理为统一的矩阵形式。本专利技术提供的一种小卫星动态热分析建模方法，考虑了卫星外部空间环境的复杂多变性以及卫星内部实际可能出现的传热过程，设计了相应的算法及方案；其中，在卫星的外热流建模中，提出了多外形结构并设计出相应的算法，可根据卫星本体坐标系下的辐射方向向量，计算出空间外热流的分布，根据实时获取的外热流情况及内部实时功耗，最终实现了连续温度场分布的求解。附图说明为进一步阐明本专利技术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专利技术的各实施例的更具体的描述。可以理解，这些附图只描绘本专利技术的典型实施例，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示出本专利技术一个实施例的一种小卫星动态热分析建模方法的整体框架示意图；以及图2示出本专利技术一个实施例的一种小卫星动态热分析建模方法的流程示意图。具体实施方式以下的描述中，参考各实施例对本专利技术进行描述。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专利技术的专利技术点。类似地，为了解释的目的，阐述了特定数量、材料和配置，以便提供对本专利技术的实施例的全面理解。然而，本专利技术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专利技术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，本专利技术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，在本专利技术的不同实施例中，可根据工艺的调节来调整各步骤的先后顺序。为了精确地求解小卫星的连续温度场分布，本专利技术提供了一种小卫星动态热分析建模方法，所述方法的整体框架如图1所示，首先依据轨道信息和姿态信息进行卫星姿态建模，确定地球阴影区以及卫星、地球和太阳三者之间的相对位置关系；然后，基于所述相对位置关系，进行卫星外表面的空间外热流的建模及计算；最后，根据辐射吸收率参数、材料热物性参数以及单机热功率参数，使用线性化方法开发符合卫星传热建模需求的求解器，进行连续温度场的结算。下面结合实施例附图，对本专利技术的方案做进一步描述。图2示出本专利技术一个实施例的一种小卫星动态热分析建模方法的流程示意图。如图2所示，一种小卫星动态热分析建模方法，包括：步骤101，卫星姿态建模。卫星姿态建模是依据轨道信息参数和姿态参数，确定在每一时刻，卫星、地球和太阳三者之间的相对位置关系，判断卫星是否处于地球阴影区，在确定卫星的位置和姿态后才可以进行空间外热流的计算。通常，通过卫星姿态建模建立卫星的动力学模型包括时间计算、星历计算、轨道动力学与运动学解算以及姿态动力学与运动学解算。在本专利技术的一个实施例中，所述卫星姿态建模包括：基于轨道信息参数，计算卫星所在的轨道；在本专利技术的一个实施例中，所述轨道信息参数包括太阳黄经初值卫星的运行圈数N、卫星运行周期τ0、轨道倾角i、近地点高度hp、远地点高度ha、半长轴a、升交点赤经初值Ω0以及近地点幅角初值ω0；根据上述参数，可推导出如下公式，以计算得到卫星进、出地球阴影的真近点角V：其中，及e分别为轨道偏心率和参数：其中RE为地球平均半径；iΘ为太阳光与轨道平面的夹角，满足：其中，I为黄赤交角，为升交点赤经，其中，J为捷弗里斯常数，取值0.001624，为地球赤道半径；以及为太阳黄经；以及Λ为会日点到近日点的地心角距，满足：其中，为近地点福角；以及基于姿态参数，计算轨道坐标系O0x0y0z0到本体坐标系Obxbybzb的转换关系；在本专利技术的一个实施例中，所述姿态参数采用欧拉角描述卫星姿态，以轨道坐标系O0x0y0z0为参考坐标系，包括：偏航角ψ、俯仰角θ以及滚转角其采用采用转序:其本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种小卫星动态热分析建模方法，包括卫星姿态建模、空间外热流建模以及传热建模，其特征在于：/n所述空间外热流建模包括基于离散的外表面网格，进行平行光遮挡判断，并结合轨道计算过程，求解空间外热流；以及/n所述传热建模包括使用通用热平衡方程，结合卫星表面之间的辐射换热以及向冷背景的散热，确定卫星表面换热边界条件，计算连续温度场。/n

【技术特征摘要】
1.一种小卫星动态热分析建模方法，包括卫星姿态建模、空间外热流建模以及传热建模，其特征在于：
所述空间外热流建模包括基于离散的外表面网格，进行平行光遮挡判断，并结合轨道计算过程，求解空间外热流；以及
所述传热建模包括使用通用热平衡方程，结合卫星表面之间的辐射换热以及向冷背景的散热，确定卫星表面换热边界条件，计算连续温度场。


2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述卫星姿态建模包括：
基于轨道信息参数，计算卫星所在的轨道；以及
基于姿态参数，计算轨道坐标系到本体坐标系的转换关系，以获取当前时刻，在卫星的本体坐标系下，太阳辐射与地球红外辐射的方向向量，以及卫星进、出地球阴影的真近点角。


3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述轨道信息参数包括太阳黄经初值卫星的运行圈数N、卫星运行周期τ0、轨道倾角i、近地点高度hp、远地点高度ha、半长轴a、升交点赤经初值Ω0以及近地点幅角初值ω0；根据上述参数，推导出如下公式，以计算得到卫星进、出地球阴影的真近点角V：



其中，

及e分别为轨道偏心率和参数，其中RE为地球平均半径；
iΘ为太阳光与轨道平面的夹角，满足：



其中，I为黄赤交角，为升交点赤经，其中，J为捷弗里斯常数，取值0.001624，为地球赤道半径；以及为太阳黄经；以及
Λ为会日点到近日点的地心角距，满足：






其中，为近地点福角。


4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述姿态参数采用欧拉角描述卫星姿态，以轨道坐标系O0x0y0z0为参考坐标系，包括：偏航角ψ、俯仰角θ以及滚转角其采用转...

【专利技术属性】
技术研发人员：王永，刘虎，石薇，徐浩明，常亮，包海超，常枭，赵璇，
申请(专利权)人：中国科学院微小卫星创新研究院，上海微小卫星工程中心，
类型：发明
国别省市：上海;31