[发明专利]地球静止轨道大口径光学成像卫星载荷遮阳板设计方法

权利要求书

1.一种地球静止轨道大口径光学成像卫星载荷遮阳板设计方法，其特征在于，包括：

步骤1：通过对遮阳板和载荷内遮光罩边缘有限特征点进行处理，对载荷关键部位是否受照进行分析，对不同太阳光入射角下的遮挡效果进行分析；

步骤2：建立卫星偏航角优化算法，获取最优偏航偏置角；

步骤3：根据最优偏航偏置角，通过三板折弯式设计，使得遮阳板总宽度最小；

步骤4：根据卫星任务午夜太阳规避时间要求，对遮阳板长度进行设计，最终满足卫星载荷的太阳保护需求和整星包络尺寸要求，同时保证遮阳板总质量最小；

步骤2的实现方法如下：

地球静止轨道卫星的轨道周期为一天，在一天内，“地心—太阳”矢量与卫星轨道面的夹角变化约0.2611°，在一天内视其为常值，卫星业务运行期间以轨道坐标系为基准坐标系，若卫星不进行偏航偏置，则“地心—太阳”矢量与卫星本体XZ平面的夹角为当天太阳角，遮阳板安装于卫星的-X面，遮阳板外形关于卫星本体XZ平面对称，为尽可能减小遮阳板面积，应通过偏航偏置使得“地心—太阳”矢量与卫星本体XZ平面的夹角在一天内达到的极值最小；

模型的变量为偏航偏置角，因此考虑以偏航偏置角度为变量建立优化目标函数；

t时刻“地心—太阳”单位矢量在轨道坐标系中的坐标为：

卫星在惯性空间以轨道角速度作旋转运动，设t时刻转动角度为φ，设卫星偏航偏置角为ψ，则得卫星本体坐标各坐标轴在轨道坐标系下表示为：

根据余弦定理，得t时刻“地心—太阳”单位矢量与卫星本体坐标各坐标轴的夹角分别为：

从而得t时刻“地心—太阳”单位矢量与卫星本体坐标XZ平面的夹角为：

上式中包含φ和ψ两个变量，考虑到轨道运动的对称性，偏航角的优化问题描述为：寻找最优的偏航角ψ,满足max(Φ)最小；

步骤3的实现方法如下：

遮阳板设计三板折叠式，并在展开状态下将两侧遮阳板进行折弯，以提高遮光效率，根据卫星包络要求，选取中间板宽度为L_W，设载荷内遮阳罩半径为R₁，遮阳板距离内遮阳罩轴线距离为R₂，根据偏航角优化结果，选择折弯角为β＝max(Φ)，Φ为t时刻“地心—太阳”单位矢量与卫星本体坐标XZ平面的夹角，由几何关系得：

其中,为中间板宽度的一半,/为侧板宽度,/为折弯角为0时的遮阳板宽度的一半。

2.根据权利要求1所述的地球静止轨道大口径光学成像卫星载荷遮阳板设计方法，其特征在于，载荷关键部位包括主镜、次镜和内遮光罩内壁，主镜与次镜位于内遮光罩内。

3.根据权利要求2所述的地球静止轨道大口径光学成像卫星载荷遮阳板设计方法，其特征在于，步骤1中，卫星在轨业务运行期间，以载荷内遮光罩内壁不受阳光直照为约束条件，设太阳初始在卫星的-X方向，遮阳板安装于卫星-X方向，遮阳板边缘共有M个特征点，内遮光罩边缘共有N个特征点，将这两部分特征点间两两连线，可得M×N个特征向量，求这些特征向量与太阳矢量的夹角，即可得知一天期间内遮光罩边缘的特征点是否受照，在保证内遮光罩边缘的特征点不受照的情况下，即可保证内遮光罩内部不受照。