超低轨卫星的空间环境特性及其力学与热学关键问题研究进展.pdf
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1、2022-0010Thermal Problems of Ultra-LEO Satellites(in Chinese).Chinese Journal ofaceScience,2023,43(4):711-723.D0I:10.11728/cjss2023.04.HUANG Jin,CHANGLiang,Chaomingoment on Space Environment and Its Dynamic and.evu.evelo0254-6124/202343(4)-0711-13Chin.J.SpaceSci.空间科学学报超低轨卫星的空间环境特性及其力学与热学关键问题研究进展黄劲常亮
2、董佰扬刘泽宇韩圣星斯朝铭(中国科学院微小卫星创新研究院上海201203)(上海微小卫星工程中心上海201203)摘要超低轨道飞行器在遥感、科学研究等领域具有广泛的应用需求,已成为研究热点之一。由于超低轨的特殊空间环境限制,超低轨道飞行器需要面临和解决很多技术难点,主要集中在大气环境预测、气动力、气动热等方面。本文针对典型超低轨飞行器任务,研究了主要的大气模型及反演方法,并对模型数据进行了比对。结合多种气动被动稳定的案例,阐述了气动力计算的方法及气动结构设计的重要影响。介绍了气动设计及在气动干扰下的稳定控制方法,阐述了超低轨卫星的气动热环境、仿真算法以及多种防热复合材料及其应用场景。详细分析了针
3、对超低轨卫星的防热散热可变切换技术,并简要评述了各个方案的优缺点。研究结果有助于推动超低轨道卫星关键技术攻关和试验验证,将超低轨飞行器从试验任务尽快转向空间应用任务。关键词走超低轨道,飞行器,空间环境,大气模型,气动力,气动热中图分类号P355Development on Space Environment and Its Dynamicand Thermal Problems of Ultra-LEO SatellitesHUANG JinCHANG LiangDONG BaiyangLIU ZeyuHAN ShengxingSI Chaoming(Innovation Academy fo
4、r Microsatellites of Chinese Academy of Sciences,Shanghai 201203)(Shanghai Engineering Center for Microsatellites,Shanghai 201203)AbstractUltra LEO spacecraft has become a hot research field for a wide range of application in mili-tary,remote sensing,scientific research,etc.Due to the special space
5、environment of ultra-low orbit,2022-04-21收到原稿,2 0 2 2-0 6-30 收到修定稿E-mail:The Author(s)2023.This is an open access article under the CC-BY 4.0 License(https:/creativecommons.org/licenses/by/4.0/)2023,43(4)712Chin.J.Space Sci.空间科学学报many technical difficulties need to be solved,mainly focusing on atmos
6、pheric environment prediction,aerodynamic,aerothermal and so on.The main atmospheric models and inversion methods for typical ul-tra-low orbit vehicle missions are studied,and the model data is compared.By combining various casesof aerodynamic passive stability,the methods of aerodynamic calculation
7、 and the important impact ofaerodynamic structural design are investigated.Aerodynamic design and stability control methods un-der aerodynamic interference are introduced.The aerodynamic thermal environment and simulation al-gorithms of ultra-low orbit satellites are studied,and various thermal resi
8、stant composite materials andtheir application scenarios are introduced.Detailed analyses were conducted on the technologies for vari-able switching of heat and heat dissipation for ultra-low orbit satellites,and the advantages and disad-vantages of each scheme were briefly reviewed.This review is h
9、elpful to promote the key technology re-search and test demonstration of ultra LEO spacecraft,turning the ultra LEO spacecraft from test mis-sion to space application mission as soon as possible.Key wordsUltra-LEO,Spacecraft,Space environment,Atmospheric model,Aerodynamic,Aerothermal0引言通常把轨道高度在1 0 0
10、 30 0 km的卫星称为超低轨道卫星。超低轨道(Ultra-LEO)航天器被认为是未来空间任务一种新的解决方式,越来越受到关注。在超低空轨道运行的航天器具有如下优势。(1)相比高轨卫星,其光学载荷分辨率提高或孔径尺寸减小,可以提高光学性能或减小尺寸和质量。(2)辐射性能随着与目标或地面距离的缩短而提高,从而可以提高信噪比。适用于雷达和通信有效载荷,可以改善链路预算、降低功率和缩小天线面积。(3)由于阻力的影响,低空轨道对碎片堆积具有天然的阻碍,因此在轨碰撞的风险较低,(4)更大的阻力能够确保航天器在任务完成后或遭遇灾难性故障时自然迅速地脱轨。不需要额外的脱轨装置,减少了系统质量和复杂程度。(
11、5)运载火箭可以将更大的质量送入低空轨道,降低发射成本,并能提供更好的通用性能。(6)姿态和指向精度导致的测绘误差随着轨道高度降低而降低,因此超低轨卫星提高了地面图像和基于位置服务的地理空间精度。(7)星上可以使用商用现成品或技术的电子元器件,因为超低轨大气密度更高,从而减少了卫星电子元器件辐射暴露和剂量,降低了成本和穴余需求。超低轨道卫星虽然拥有多项优势,但是因为轨道低,受限于大气阻力,卫星设计寿命通常比较短;同样由于稀薄大气的影响,飞行器的控制、防热等方面也面临多项技术挑战。1典型的超低轨任务超低轨飞行器在光学成像方面具有更高分辨率的先天性优势,再加上人类对于临近空间环境的好奇,使得该领域
12、的飞行器受到各个航天大国或组织的重视,国内外相继开展了任务布局、重点难点技术攻关和在轨飞行试验任务。这里介绍一些典型的超低轨道卫星情况。迷雾卫星 2 :美国,1 9 9 0 年,轨道高度2 56 km,远地点2 57 km,实现了对高分辨率成像数据的支持。GOCE卫星 3:欧空局,2 0 0 9 年,任务轨道260km,实际在轨运行4 年零8 个月。设计有尾翼用于克服气动力矩并实现姿态的被动稳定。该卫星用于重力场及海洋环流探测Nanoeye卫星4:美国,目标轨道高度1 6 0 km,近地点高度2 0 0 km,采用太阳能帆板与气动板一体化设计,实现6 个月至1 年长时间执行对地侦察任务。SLA
13、TS卫星 5:日本,2 0 1 7 年,利用化学推进及调姿改变迎风截面积,轨道高度从入轨初期的530km降至1 8 0 km。该卫星开展了高分辨率对地观测及大气低热层探测,研究原子氧对材料的影响。力星一号稀薄大气科学实验卫星:2 0 1 6 年,由上713黄劲等:超低轨卫星的空间环境特性及其力学与热学关键问题研究进展海微小卫星工程中心牵头研制。该卫星总质量110kg,其中装载推进剂31.5kg。卫星初始轨道高度50 0 km,后经过阻尼缓降,降轨至2 0 0 km以下开展科学探测。该卫星最低轨道高度达到1 0 9 km,是迄今为止轨道高度最低的人造地球卫星。该卫星采集了稀薄大气的原位温度和密度
14、数据,用于建立精确大气模型。2超低轨道环境预测与分析2.1大气模型不断有学者尝试基于各种技术手段开展了大气模型研究,例如利用探空火箭、卫星遥感和地基遥感等技术。近些年随着超低轨道卫星的发射获得了大气环境数据,应用这些数据可以不断修正并提出新的大气模型去拟合真实环境。美国在USSA-1962大气模型的基础上,进一步加强了对临近空间环境的认知,推出修订版标准大气1 9 7 6(USSA-1976)6。该模型采用大量火箭数据,结合不同高度段的大气环境分析理论,特别是在轨道高度50 km以上,参考了跨越一个完整太阳循环的卫星观测数据。USSA-1976以及早期大气模型,通常将卫星的阻力系数独立于飞行高
15、度之外,并且取近似值为2.2,再通过星上的加速度传感器或根据轨道的衰减情况计算卫星所受阻力值,之后根据该阻力数据及与阻力系数的关系,计算大气密度等环境参数。因此,该模型给出的大气环境参数,例如密度、温度和组分等,其数据准确性有待进一步提高。Jacchial7研究了空间位置、太阳活动、地磁干扰等物理现象对大气环境的影响,先后推出一系列多参数大气模型(Jacchia-1964,Ja c c h ia-1 9 7 0,Ja c c h ia-1971和Jacchia-1977模型)。该系列大气模型同样假定卫星的阻力系数为2.2,且独立于飞行高度,再根据大量卫星在轨阻力数据以及温度和大气组分的测量数据
16、,推演出大气密度等空间环境参数。Chao等 8 通过更改默认的阻力系数,引人更真实的飞行任务实测值后发现,当轨道高度大于2 50 km时,Jacchia-1971模型存在一定偏差,例如大气密度偏高约2 3%。NRLMSISE-00模型是由美国海军研究实验室(NRL)在质谱仪非相干散射雷达模型基础上开发的 9)NRLMSISE-00模型是MSISE-90大气模型的升级版,结合了MSISE-90与Jacchia-1970两种大气模型的优点,其大气模型的数据范围涵盖了地球表面至外大气层底部。相比之前的美国标准大气1 9 7 6 和Jac-chia-1977模型,该模型充分考虑了季节性因素以及地理位置
17、对大气参数的影响。NRLMSISE-00的固有局限性是缺乏卫星数据来定义高度1 0 0 km以下大气的组成和结构。在需求的推动下,有了升级的NRLMSIS2.0,两种模型的对比如图1 所示1 0 。新版本大气模型广泛吸收了2 0 0 0 年以来新测量的中层、平流层和对流层的温度、密度,以及多年的新原子氧(O)和原子氢(H)测量数据。在大气中层及以下,残留偏差和标准偏差大大低于NRLMSISE-00。新模型在对流层更温暖,而在平流层和中间层则更冷一些。NRLMSIS2.0大气模型与从地面到外层大气的温度完全耦合,可视为一个全大气的经验模型。JB2008模型 1 1 是在大气动力学Jacchia扩
18、散方程的理论基础上进行升级的。该模型参考了2 0 0 1 一2005年期间CHAMP卫星、GRACE卫星的在轨测试数据,并对大气模型进行了更新。该大气模型除在输人参数中考虑时间、高度、地理经纬度之外,还研究了不同年份的太阳活动差异,充分考虑了年份对大气环境参数的影响。DTM大气模型的全称是阻力温度模型 1 2 。DTM模型是一个半经验模型,用来描述地球大气的温度、MSISE-00MSIS2.0Global average temperatureTemperaturedifference300(a)(b)2502001501005002006001000-10-505T/KT/K图1MSISE-
19、00模型与2.0 版本的大气温度对比Fig.1Comparison of atmospheric temperaturebetween MSISE-00 model and version 2.07142023,43(4)Chin.J.SpaceSci空间科学学报密度和组分。DTM-2013模型充分考虑了多种因素对大气参数的影响,如时间(世界时)、海拔高度、地理纬度、地理经度、太阳活动和地磁干扰等。该模型充分研究和参考了CHAMP、G R A C E和GOCE等卫星测量的加速度数据,通过推演得出大气密度数据,不同模型大气密度随着高度的变化如图2 所示 1 3。得益于参考了GOCE等卫星的在轨测
20、量数据,DTM-2013模型数据在大多数轨道高度下,相比之前的版本准确性均有大幅提高。经验证DTM-2013是目前被认可的精确度最高的大气模型2.2在轨数据反演临近空间的大气密度对于超低轨飞行器的设计至关重要,由大气密度计算出的气动力热结果是飞行器各分系统设计的重要输入条件,直接影响到飞行器的任务规划、轨道保持、结构外形及防热设计。传统大气密度测量主要通过星上搭载的温度、压力传感器,在飞行器穿过目标轨道高度和空域过程中,直接对大气环境进行测量,但这种方式难度大,成本高。因此,利用飞行器在轨的加速度或轨道衰减数据,对大气密度进行反演,已成为测量大气环境的重要方法。以下主要介绍两种大气密度反演方法
21、。2.2.1利用轨道数据反演所有的超低轨飞行器必须面对大气阻力并受到其影响。由于大气密度随着轨道高度的降低呈指数级增加,大气环境与高速飞行器表面产生摩擦形成大气阻力,将动能转换为热能,该阻力使得所有的低轨道飞行器逐渐降低轨道高度,最终落入大气层。107USSA-197610-8Jacchia-1977NRLMSISE-00109-JB2008DTM-201310-1010-1110-1210-1310-14100200300400500600Altitude/km图2不同模型大气密度随着高度的变化对比Fig.2Comparison of atmospheric density changesw
22、ith altitude in different models对于椭圆轨道的飞行器,其在近地点的大气阻力最强,轨道高度和椭圆度也逐渐缩小。轨道半长轴的衰减速度在超低轨时甚至可达每天30 km。在陨落末期,其轨道几乎变为圆形,某空间物体的衰减轨道如图3 所示 1 4 。由于大气阻力的存在及作用,卫星实际轨道相比预期轨道会产生一定偏离,因此可以利用轨道参数的变化反演出卫星受力情况,再进一步根据具体任务的阻力系数反演大气密度 1 5,1 6 2.2.2利用星载加速计反演卫星的加速度计通常由两部分组成:传感容器和悬浮物体。在容器的四周壁面设计有电极和距离传感器,电极能够通过一个闭环回路,将悬浮物体控
23、制在容器的中央并保持相对静止。当卫星在低轨环境受到大气阻力作用时,悬浮物体以及卫星的质心位置发生变化,即悬浮物体与容器传感器之间的距离发生变化,通过壁面的距离传感器感知到位置变化,触发电控回路调整控制电压,重新将悬浮物体推至容器的中心。CHAMP,GRACE,Swarm等卫星均搭载有加速计载荷 1 7 ,通常卫星上的加速计载荷拥有很高的测量精度。但是由于空间环境的复杂性,以及在轨与地面测试的差异,往往需要对加速度计进行校正,重点关注其输出电压与静电推力之间的关系。超低轨飞行器的大气阻力系数以及有效迎风面Launch19941995199619971998199920002001图3某空间物体的
24、衰减轨道Fig.3Attenuation orbit of a space object715黄劲等:超低轨卫星的空间环境特性及其力学与热学关键问题研究进展积通常随着卫星的运动而不断变化,阻力系数除与卫星的飞行姿态有关之外,还与星表材料的物理性质等有关。将卫星所有面板的阻尼系数有效面积的乘积叠加,即得到卫星整体阻尼系数和有效面积乘积,最终反演得到轨道周边的大气环境参数。3超低轨力学相关问题当轨道高度在1 6 0 1 2 0 km时,气动力、气动力矩比常规卫星(2 8 0 km以上)大5 1 0 个量级。并且随着轨道高度、来流方向等变化发生实时波动,这给飞行器轨道、姿态稳定控制造成显著影响,同时
25、也是超低轨飞行器面临的重要技术难点,3.1气动力计算方法及仿真目前,针对超低轨飞行器的气动力评估方法主要有分析法和数值法两种分析法是基于玻尔兹曼方程,并作适当的条件假设,例如在运动边值问题中采用变分方法、输送方程方法和模型方程方法等。数值法可以分为直接数值求解和物理模型法两大类。前者可具体采用有限差分法和间断纵坐标法等,后者包含直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)和试验分子蒙特卡罗方法(TPMC)等 1 8.1 9 ,这类方法的模拟过程都是基于数学统计原理,对计算机的处理能力提出了较高要求,并需要占用大量硬件及时间资源进行计算分析工作 2 0 。低轨卫星气动力求解方法如图4所示。3.2气动结构设计
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