球形構型的基礎衛星平臺的制作方法

本發明屬于航天
技術領域：
，具體涉及一種球形構型的基礎衛星平臺。
背景技術：
：傳統的衛星平臺構型主要包括立方體構型和圓柱體構型等。然而，在實現本發明的過程中，發明人發現，現有的各類構型的衛星平臺，主要具有以下不足：為保證衛星探測任務精度要求，往往需要通過精確的姿態控制確保衛星的迎風面質比為定值，這樣增加了衛星姿態控制的難度；另外，衛星在軌飛行時，會受到氣動升力和側向氣動力作用，由于現有的各類構型的衛星平臺均為非確定面質比衛星，因此，氣動升力和側向氣動力作用會增加其受力的復雜性，且不易建模，影響任務探測精度。技術實現要素：針對現有技術存在的缺陷，本發明提供一種球形構型的基礎衛星平臺，可有效解決上述問題。本發明采用的技術方案如下：本發明提供一種球形構型的基礎衛星平臺，包括衛星結構主體、太陽電池陣、至少一個星外載荷設備、至少一個星內載荷設備和母板(6)；其中，所述衛星結構主體為直徑為D的標準球體構型，具有確定的迎風面質比，所述太陽電池陣固定安裝于所述衛星結構主體的外表面；所述星外載荷設備安裝于所述衛星結構主體的外部，所述星內載荷設備和所述母板(6)固定安裝于所述衛星結構主體的腔體內部。優選的，所述衛星結構主體為直徑510mm的標準正球體，任意方向迎風面積為π×0.255m2。優選的，所述衛星結構主體采用鋁合金材質，包括：上半球球體(1)、下半球球體(2)、中心承力環(4)和中心承力框架(5)；其中，所述上半球球體(1)和所述下半球球體(2)上下相對對稱設置；所述中心承力框架(5)為帶4個過渡角(5.1)的矩形結構，每個過渡角(5.1)的外側設置有連接凸臺(5.2)，所述中心承力框架(5)的頂面形狀與所述母板(1)的形狀一致，所述中心承力框架(5)的頂面固定安裝所述母板(1)；所述中心承力環(4)包括圓形承力環主體(4.1)，所述圓形承力環主體(4.1)的外徑為D；所述圓形承力環主體(4.1)的外表面等間距安裝有4個水平設置的支撐凸臺(4.2)，用于與分離機構連接；所述圓形承力環主體(4.1)的內表面等間距安裝有4個安裝凹槽(4.3)，并且，每個安裝凹槽(4.3)與對應的支撐凸臺(4.2)反向設置；4個安裝凹槽(4.3)與所述中心承力框架(5)的4個連接凸臺(5.2)相匹配，將所述中心承力框架(5)置于所述中心承力環(4)的環內部，并使所述中心承力框架(5)的連接凸臺(5.2)插入到對應的安裝凹槽(4.3)中，實現將所述中心承力框架(5)固定安裝到所述中心承力環(4)中；將已固定安裝母板的中心承力框架(5)置于所述下半球球體(2)的腔體中，并使所述中心承力環(4)被夾持固定在所述上半球球體(1)和所述下半球球體(2)之間，并且，所述中心承力環(4)為赤道面，即得到直徑為D的標準球體；在所述標準球體的外表面固定安裝太陽電池陣；在所述中心承力環(4)的外表面和/或所述標準球體的每個球面的外表面固定安裝所述星外載荷設備；在所述中心承力框架(5)和/或所述母板(1)上固定安裝所述星內載荷設備，即組裝得到標準球體構型的基礎衛星平臺。優選的，所述上半球球體(1)和所述下半球球體(2)為完全相同的結構，均包括半球框架(3.1)以及若干個不同形狀的弧形底板(3.2)；所述半球框架(3.1)開設有若干個用于安裝不同形狀的弧形底板(3.2)的安裝槽位，所述弧形底板(3.2)安裝到對應的安裝槽位，即拼裝得到半球球體。優選的，所述半球框架(3.1)所設置的安裝槽位的中部為通孔結構。優選的，所述中心承力框架(5)包括一體成形的框架主體(5.3)以及置于所述框架主體(5.3)內部的若干個橫向分隔板(5.4)和縱向分隔板(5.5)，進而將所述框架主體(5.3)內腔分隔為若干個四周封閉上下開口的安裝腔；所述安裝腔用于安裝所述星內載荷設備。優選的，所述母板(6)為厚度2mm并進行加固的印制電路板，所述母板集成有主控電路以及與所述主控電路連接的若干個接插件接口，所述接插件接口用于與所述星內載荷設備連接。優選的，所述中心承力環(4)的相鄰兩個安裝凹槽(4.3)之間還連接有斜拉加強筋(4.4)。優選的，所述星外載荷設備包括1個GPS天線、4個USB天線和2個ISM天線；所述GPS天線、所述USB天線和所述ISM天線均安裝到所述中心承力環(4)的環外，具體安裝方式為：建立中心承力環體坐標系，其中，坐標原點為中心承力環幾何中心，X、Z軸位于中心承力環平面內，Z軸為由原點垂直向下方向，X軸為由原點平行向左方向，Y軸垂直于中心承力環所在平面，與Z、X軸構成右手坐標系；在衛星正常飛行時，X軸指向衛星前進方向，Z軸指向天底方向，Y軸指向軌道面法向；則：GPS天線安裝于所述中心承力環(4)靠近頂部的位置且指向天頂；2個USB天線和1個ISM天線安裝于所述中心承力環(4)靠近底部的位置且指向天底，用于實現下行遙測、數傳數據的下發和上行遙控指令的上傳；另外2個USB天線和另外1個ISM天線安裝于所述中心承力環(4)靠近頂部的位置且指向天頂，用于實現備份的作用，保證衛星在任意姿態下能夠實現遙控遙測的功能。本發明提供的球形構型的基礎衛星平臺具有以下優點：(1)采用球形構型，球形表面由正五邊形圓弧性底板和正六邊形圓弧形底板拼接而成，可保證衛星在軌任意姿態飛行中擁有確定的迎風面質比，降低了衛星姿態控制的難度，同時，球形構型使衛星不會受到氣動升力和側向氣動力作用，確保大氣阻力始終與衛星速度方向相反，有利于大氣參數測量。(2)衛星采用任務結構一體化設計模式，球形構型本身可作為探測的敏感載荷，同時在星內載荷設計上極大限度提高星內空間利用率，具有重量輕、體積小、易安裝裝配、布局合理緊湊、力學性能好、可靠性高等諸多優點。(3)該球形構型的基礎衛星平臺可作為多種衛星任務的基礎衛星平臺，衛星平臺表面的正五邊形底板與正六邊形底板以及衛星平臺內部母板具有可擴展、易替換等優勢。附圖說明圖1為本發明提供的球形構型的基礎衛星平臺的組裝狀態示意圖；圖2為本發明提供的球形構型的基礎衛星平臺的分解狀態示意圖；圖3為本發明提供的半球框架的外部結構主視圖；圖4為本發明提供的半球框架的外部結構側視圖；圖5為本發明提供的半球框架的內部結構側視圖；圖6為本發明提供的半球框架安裝弧形底板后得到的半球體外部結構主視圖；圖7為本發明提供的半球框架安裝弧形底板后得到的半球體外部結構側視圖；圖8為本發明提供的半球框架安裝弧形底板后得到的半球體內部結構主視圖；圖9為本發明提供的正五邊形弧形底板的結構示意圖；圖10為本發明提供的正六邊形弧形底板的結構示意圖；圖11為本發明提供的中心承力框架的主視圖；圖12為本發明提供的中心承力框架的側視圖；圖13為本發明提供的中心承力框架的俯視圖；圖14為本發明提供的中心承力框架安裝載荷后的主視圖；圖15為本發明提供的中心承力框架安裝載荷后的側視圖；圖16為本發明提供的中心承力框架安裝載荷后的俯視圖；圖17為本發明提供的中心承力框架安裝載荷后的立體圖；圖18為本發明提供的母板的立體結構示意圖；圖19為本發明提供的母板的主視圖；圖20為本發明提供的母板裝配到已安裝載荷的中心承力框架后的側視圖；圖21為本發明提供的中心承力環的結構示意圖；其中，7代表GPS天線；8代表USB天線；9代表ISM天線；圖22為本發明提供的基于球形構型的太陽敏感器的解算原理示意圖；圖23為本發明提供的基于球形構型的太陽敏感器的解算過程坐標系建立示意圖。具體實施方式以下結合附圖對本發明進行詳細說明：本發明提供一種球形構型的基礎衛星平臺，具有確定面質比結構，可作為相關科學探測衛星的基礎性平臺，參考圖1和圖2，具體包括衛星結構主體、太陽電池陣、至少一個星外載荷設備、至少一個星內載荷設備和母板6；其中，衛星結構主體為直徑為D的標準球體構型，標準球體構型與由正五邊形和正六邊形拼接得到的足球構型相同，具有確定的迎風面質比，優選的，衛星結構主體為直徑510mm的標準正球體，任意方向迎風面積為π×0.255m2。太陽電池陣固定安裝于衛星結構主體的外表面，用于為星載設備供電；星外載荷設備安裝于衛星結構主體的外部，星內載荷設備和母板6固定安裝于衛星結構主體的腔體內部。由此可見，對于本發明提供的球形構型的基礎衛星平臺，與傳統小衛星構型設計不同之處在于，采用了任務一體化設計模式，并且，該種構型可保證衛星在軌任意姿態飛行中擁有確定的迎風面質比，降低了衛星姿態控制的難度，同時，球形構型使衛星不會受到氣動升力和側向氣動力作用，確保大氣阻力始終與衛星速度方向相反，有利于大氣參數測量。在上述基礎之上，本發明人還對球形構型的基礎衛星平臺進行全方位設計，得到一種具有重量輕、體積小、布局合理緊湊、力學性能好等諸多優點的基礎衛星平臺。下面對基礎衛星平臺進行詳細設計：球形構型的基礎衛星平臺的衛星結構主體采用鋁合金材質，具體核心件包括：上半球球體1、下半球球體2、中心承力環4和中心承力框架5。其中，上半球球體1和下半球球體2上下相對對稱設置；母板固定到中心承力框架5的表面，再將中心承力框架置于下半球球體2的腔體中，并使中心承力環4被夾持固定在上半球球體1和下半球球體2之間，并且，中心承力環4為赤道面，即得到直徑為D的標準球體；在標準球體的外表面固定安裝太陽電池陣；在中心承力環4的外表面和/或標準球體的每個球面的外表面固定安裝星外載荷設備；在中心承力框架5和/或母板1上固定安裝星內載荷設備，即組裝得到標準球體構型的基礎衛星平臺。下面對涉及到的核心的上半球球體1、下半球球體2、中心承力環4、中心承力框架5和母板進行詳細介紹：(1)上下半球球體上半球球體1和下半球球體2上下相對對稱設置；上半球球體1和下半球球體2為完全相同的結構，均包括半球框架3.1以及若干個不同形狀的弧形底板3.2；參考圖3-圖5，為半球框架在不同視角下的結構示意圖，半球框架3.1開設有若干個用于安裝不同形狀的弧形底板3.2的安裝槽位，參考附圖可以看出，在遠離半球框架環形底面的區域，設置有若干個完整的正五邊形安裝槽位和正六邊形安裝槽位，在靠近半球框架環形底面的區域，為若干個半正五邊形安裝槽位和半正六邊形安裝槽位，需要與中心承力環和另一個半球框架的對應槽位對接，才能拼裝為完整的正五邊形球面和正六邊形球面。此處所涉及到的半正五邊形安裝槽位和半正六邊形安裝槽位，只是代表其為正六邊形安裝槽位和正五邊形安裝槽位的一部分結構，并不是精確的正六邊形安裝槽位和正五邊形安裝槽位沿對稱軸切割得到的結構，因為還涉及到中心承力環占用一小部分面積的球面。與安裝槽位相對應，弧形底板也區域為完整的正五邊形弧形底板、正六邊形弧形底板、半正五邊形弧形底板和半正六邊形弧形底板，參考圖9和圖10，分別為完整的正五邊形弧形底板和完整的正六邊形弧形底板的結構示意圖。對于正六邊形弧形底板和正五邊形弧形底板，半球框架3.1所設置的安裝槽位的中部為通孔結構，方便安裝于弧形底板外部的太陽電池陣和星外載荷設備的線纜通過通孔引入內部的母板，即：方便布線。另外，安裝槽位中部為通孔結構，還可以降低整個衛星平臺的質量。將弧形底板3.2安裝到對應的安裝槽位，即拼裝得到半球球體，如圖6-8所示，即為半球框架安裝弧形底板后得到的半球體在不同視角下的結構示意圖。對于半球球體外面的正五邊形弧形底板與正六邊形弧形底板，可作為外部太陽電池陣的安裝底板，確保衛星在軌到光照期以任意姿態飛行時，均能保證星上部組件的電源供應；另外，根據任務的不同，正五邊形弧形底板與正六邊形弧形底板可作為星外載荷的安裝底板，例如雙頻GPS天線，提升了衛星任務的擴展性與靈活性。衛星表面正五邊形與正六邊形底板外部弧所對應的弦長與衛星直徑之間的關系如下式所示。2π=4arcsin(LD)+8arctan(3L2(D2)2-L2)+4arctan(Ltan(3π10)D2-L2cos2(3π10))+4arctan(Lcos(3π10)D2-L2cos2(3π10))]]>其中，L為衛星表面正六邊形與正五邊形底板外部弧長對應的弦長，D為衛星直徑。因此，采用此種方式設計的衛星結構，其直徑與弦長有唯一對應的關系。實際應用中，半球框架結構厚度5mm，弧形底板的有效厚度為3.5mm，這種結構設計，可有效減少宇宙射線輻射與單粒子效應的影響，同時，保證球體內星載組件的溫度穩定。另外，為保證上下半球框架的整體力學特性，采用整塊鋁材料一體加工而成，球框外徑510mm，內徑480mm。這樣設計的優勢在于：一體化的加工可提升上下半球框的力學性能；同時對結構質量進行了優化設計，減輕了結構質量，單個半球框的質量約為2.4kg。半球框用于支撐表面正五邊形底板與正六邊形底板。正五邊形底板與正六邊形底板即可安裝太陽電池陣，也可作為擴展組件的安裝底板，例如，雙頻GPS微帶天線安裝于衛星靠近中間圓環的五邊形底板上。(2)中心承力框架參考圖11-13，為中心承力框架在不同視角下的示意圖；參考圖14-17，為中心承力框架安裝載荷后在不同視角下的示意圖；中心承力框架5的材料可采用2A12-H112鋁合金，中心承力框架為帶4個過渡角5.1的矩形結構，每個過渡角5.1的外側設置有連接凸臺5.2。中心承力框架5的頂面形狀與母板1的形狀一致，中心承力框架5的頂面可通過M2螺釘固定安裝母板1；參考圖20，為母板裝配到已安裝載荷的中心承力框架后的側視圖；中心承力框架5包括一體成形的框架主體5.3以及置于框架主體5.3內部的若干個橫向分隔板5.4和縱向分隔板5.5，進而將框架主體5.3內腔分隔為若干個四周封閉上下開口的安裝腔；安裝腔用于安裝星內載荷設備。實際應用中，中心承力框架尺寸343mm×343mm×90mm，中心承力框架通過連接凸臺與衛星中心承力環進行連接。中心承力框架同樣使用整塊鋁材料一體加工而成，可以按照九宮格結構進行掏空設計，九宮格結構與形狀根據星上各種組件進行設計，位于母板上的部組件可直接扣置于中心承力框架之中，這樣設計的優勢在于，中心承力框架內壁可起到一定的信號屏蔽作用，可降低工作組件之間的信號干擾，提升系統運行的穩定性；同時中心承力框架整體強度與剛度性能得到了提升，并減輕了質量。由于中心承力框架的支撐強度較大，因此，可將星內載荷中的質量較重的組件直接安裝在中心承力框架上，例如，測控數傳分系統中的USB微波網絡，姿態確定與控制分系統中的偏置動量輪，電源分系統中的蓄電池與電源控制器。(3)母板參考圖18和圖19，為母板的結構示意圖；衛星母板為厚度2mm并進行加固的印制電路板，其與中心承力框架使用M2螺釘進行機械連接，其中，母板集成有主控電路以及與主控電路連接的若干個接插件接口，用于安裝星上質量較輕的組件。例如有效載荷中的雙頻GPS接收機、單頻GPS接收機；姿態確定與控制分系統中的磁強計、慣性導航組合、飛輪與磁力矩器的驅動電路；綜合電子分系統中的星上計算機、姿控計算機；測控數傳分系統中的USB測控數傳一體機、ISM收發信機。這種將衛星絕大多數載荷通過接插件連接到同一塊電路板上的方式，實現了衛星組件即插即用、可更換擴展的工作模式，增加了衛星任務的可擴展性與靈活性。(4)中心承力環中心承力環4包括圓形承力環主體4.1，圓形承力環主體4.1的外徑為D；圓形承力環主體4.1的外表面等間距安裝有4個水平設置的支撐凸臺4.2，用于與分離機構連接；圓形承力環主體4.1的內表面等間距安裝有4個安裝凹槽4.3，并且，每個安裝凹槽4.3與對應的支撐凸臺4.2反向設置；4個安裝凹槽4.3與中心承力框架5的4個連接凸臺5.2相匹配，將中心承力框架5置于中心承力環4的環內部，并使中心承力框架5的連接凸臺5.2插入到對應的安裝凹槽4.3中，實現將中心承力框架5固定安裝到中心承力環4中；為加強中心承力環的機械強度，中心承力環4的相鄰兩個安裝凹槽4.3之間還連接有斜拉加強筋4.4。實際應用中，中心承力環圓環外徑510mm，同時與上下半球體、中心承力框架、分離機構相連接。星外載荷設備包括1個GPS天線、4個USB天線和2個ISM天線；GPS天線、USB天線和ISM天線均安裝到中心承力環4的環外，中心承力環外表面安裝四壁螺旋天線，天線的布置需要考慮天線在任務中的對天對地指向、相互之間的干擾與備份等問題。結合圖21進行詳細說明，具體安裝方式為：建立中心承力環體坐標系，其中，坐標原點為中心承力環幾何中心，X、Z軸位于中心承力環平面內，Z軸為由原點垂直向下方向，X軸為由原點平行向左方向，Y軸垂直于中心承力環所在平面，與Z、X軸構成右手坐標系；在衛星正常飛行時，X軸指向衛星前進方向，Z軸指向天底方向，Y軸指向軌道面法向；則：GPS天線安裝于中心承力環4靠近頂部的位置且指向天頂，保證接收GPS衛星信號的強度；2個USB天線和1個ISM天線安裝于中心承力環4靠近底部的位置且指向天底，用于實現下行遙測、數傳數據的下發和上行遙控指令的上傳；另外2個USB天線和另外1個ISM天線安裝于中心承力環4靠近頂部的位置且指向天頂，用于實現備份的作用，保證衛星在任意姿態下能夠實現遙控遙測的功能。可見，本發明提供的衛星結構主體，具有以下功能：1)承受載荷；2)安裝設備；3)提供構型；4)與發射裝置對接，為對接裝置或功能模塊提供標準機械接口。對于上述的衛星結構主體，配合安裝衛星有效載荷分系統、電源分系統，姿態確定與控制分系統、綜合電子分系統、測控數傳分系統，其中，衛星有效載荷分系統、電源分系統、姿態確定與控制分系統、測控數傳分系統位于衛星結構主體內部，各分系統之間以電接口、通信接口、射頻接口，機械接口的方式進行連接，可最終形成探測衛星平臺，進行各類探測任務，例如，進行大氣和重力場聯合探測等。本發明提供的球形構型的基礎衛星平臺，具有以下優點：(1)采用球形構型，可保證衛星在軌任意姿態飛行中擁有確定的迎風面質比，降低了衛星姿態控制的難度，同時，球形構型使衛星不會受到氣動升力和側向氣動力作用，確保大氣阻力始終與衛星速度方向相反，有利于大氣參數測量。(2)采用任務結構一體化設計模式，極大限度提高星內空間利用率，具有重量輕、體積小、易安裝裝配、布局合理緊湊、力學性能好、可靠性高等諸多優點。另外，基于本發明提供的上述的球形構型的基礎衛星平臺，本發明還提供一種特定的基于球形構型的太陽敏感器，用于確定相對于衛星本體坐標系的太陽矢量方向。基于球形構型的太陽敏感器是指：在球衛星表面上按特定的布置方式布置若干個太陽電池片，通過測量不同方向太陽電池片的輸出電流，得到各電池片法向與太陽入射光方向的角度，進而實現太陽矢量方向的解算，采用此種方法得到的太陽矢量方向具有精度高的優點。此外，采用本發明的太陽電池片布置方式，可以確保在衛星光照期，衛星在任意姿態時都能有大于3片的太陽電池片受曬。由于只需3片太陽電池片就能確定球衛星本體坐標系的太陽矢量方向，而當有大于3片太陽電池片受曬時，就能通過多測量信息的融合，提高太陽矢量方向的敏感精度。下面分別介紹太陽矢量方向解算以及太陽電池片布置方式這兩大部分內容：(一)太陽矢量方向解算(1)參考圖22，為太陽電池片敏感太陽入射角原理圖，太陽電池片的電流信息與入射角滿足以下的近似余弦關系：I＝Imaxcosα(1)其中，I為光電流，Imax為太陽光垂直入射時太陽電池片產生的最大光電流，α為太陽光線與太陽電池片敏感主軸的夾角；其中，太陽電池片敏感主軸即為電池片單位法向量。Imax隨溫度、電池片工作點變化。因此，通過采集光電流I的大小，就能反算得到α的大小。(2)設衛星本體坐標系為O-XYZ，設在某一時刻某一姿態下，存在m個太陽電池片受曬；設太陽單位矢量為S，S在體坐標系下表示為(Sx，Sy，Sz)；設m個受曬太陽電池片的單位法向矢量分別為N1、N2、N3…Nm；由于受曬太陽電池片固連在體坐標上，因此N1、N2、N3…Nm為已知量；采集每一片受曬太陽電池片的輸出電流，得到α1、α2、α3…αm；cosα1＝N1·Scosα2＝N2·S因此，得到：cosα3＝N3·S...cosαm＝Nm·S將上述公式表示成矩陣形式：ASxSySz=N1N2...NmSxSySz=cosα1cosα2...cosαm]]>其中：A=N1N2...Nm]]>利用最小二乘法對上述公式進行變換，得到如下的太陽矢量最佳估計值計算公式：SxSySz=(ATA)-1ATcosα1cosα2...cosαm---(2)]]>將N1、N2、N3…Nm，α1、α2、α3…αm代入上式，得到太陽矢量最佳估計值S。此外，考慮存在光電流的非理想余弦特性、光電流的噪聲起伏、光電流處理電路、AD采樣非線性、溫度測量不確定性以及地球反照光的影響，因此每片太陽電池片敏感的太陽角存在誤差，將誤差總量假設為均值為0、標準差為0.1的隨機高斯白噪聲，則光電余弦特性的修正量為cosαm+δm，其中δm為隨機高斯白噪聲，因此，得到以下公式：SxSySz=(ATA)-1ATcosα1+δ1cosα2+δ2...cosαn+δn---(3)]]>將N1、N2、N3…Nm，α1、α2、α3…αm代入上式，得到最為精確的太陽矢量最佳估計值S。(二)太陽電池片布置方法本發明中，太陽電池片布置于球形構型的衛星表面，具體布置方式為：在所述球形衛星的腔體設置內接正n面體；n為自然數且n≥4；所述內接正n面體的每個頂點均與所述球形衛星的腔體壁接觸；在所述內接正n面體的外表面選擇若干個特征標志點，特征標志點和球形衛星球心的連接線的反向延長線與球形衛星外表面具有一個相交點，該相交點即為太陽電池片布置點；或者在所述球形衛星的外部設置外切正n面體；所述外切正n面體的每個面均與所述球形衛星相切；在所述外切正n面體的外表面選擇若干個特征標志點，特征標志點和球形衛星球心的連接線與球形衛星外表面具有一個相交點，該相交點即為太陽電池片布置點。實際應用中，特征標志點指內接正n面體或外切正n面體的頂點標志點、每個面的中心標志點和/或每條邊的中點標志點。電池片布片是基于衛星球體結構進行設計的。在分析過程中，認為太陽電池片是分布在一個單位球體表面的點，而且沒有面積和體積。在實際中，衛星結構為球體，而太陽電池片相對于衛星的體積和面積很小，故可以忽略。試驗中，采樣電路暫定為20路采樣，故可認為布片數量不超過20片。電池片數量過少會導致精度太低，數量太多會產生大量數據，對于星載計算機來說運算量過大。考慮衛星為球體結構，故對于整個電池片的布片要求具有球對稱性，即：從不同角度照射，有基本相同的接收光照能力。由此考慮到幾何中的柏拉圖正多面體。根據布片數量，基于正六面體、正八面體和正十二面體進行考慮，下面就這幾種幾何體進行逐一分析。此外，對于每種布片方式進行評價的方法為：分析過程中，主要基于蒙特卡洛方法進行誤差分析，即：先設定一個太陽矢量給定值S，解出受照太陽電池片理論角度值，關系式為ASxSySz=N1N2...NnSxSySz=cosα1cosα2...cosαn]]>再利用之前分析得到的單片太陽電池片誤差，以高斯噪聲的方式疊加到理論角度值上，得到一組角度值，模擬出受到誤差干擾的結果，依下式反算出太陽矢量實驗值：SxSySz=(ATA)-1ATcosα1+δ1cosα2+δ2...cosαn+δn]]>將太陽矢量實驗值與太陽矢量給定值S相比，從而得到誤差值(角度)，該誤差值即為相對太陽矢量的測量精度。在每種布片方式下，僅改變δ，進行100000次實驗，得到統計的誤差標準差即誤差理論值，誤差標準差即為統計得到的相對太陽矢量的精度，作為布片方式的主要評判指標。實施例一：正六面體布片分析正六面體即為立方體，其特征為：有6個面，每個面面積相等，形狀完全相同；有8個頂點；有12條棱，每條棱長度相等。設正六面體為單位體積，即邊長為1，則其內切球為單位球體。布置流程為，布置球形衛星的外切正六面體，特征標志點有以下兩種選擇方式：(1)特征標志點的數量為14個，包括：正六面體的8個頂點標志點和6個面的中心標志點。(2)特征標志點的數量為18個，包括：正六面體的12條邊的中點標志點和6個面的中心標志點。方案一：8個頂點和6個面的面心作為特征標志點，共安裝14個太陽電池片。14片太陽電池片的位置向徑如下表所示：p=33]]>編號位置矢量11,0,02‐1,0,030,1,040,‐1,050,0,160,0,‐17p,p,p8‐p,p,p9p,‐p,p10‐p,‐p,‐11p,p,‐p12p,‐p,‐p13‐p,‐p,‐p14‐p,p,‐p經驗證，此種布片方式，至少能保證衛星在任意姿態下，至少有7個太陽電池片受照。多次試驗其角度誤差，得到標準差為1.54°。方案二12條邊的中點和6面的面心作為特征標志點，共布置18個太陽電池片。位置向徑如下表所示，其中q=22]]>編號位置矢量11,0,02‐1,0,030,1,040,‐1,050,0,160,0,‐170,‐q,q80,‐q,‐q9q,q,010q,‐q,011q,0,‐q12q,0,q13‐q,q,014‐q,‐q,015‐q,0,q16‐q,0,‐q170,q,q180,q,‐q經驗證，此種布片方式，至少能保證衛星在任意姿態下，至少有8個太陽電池片受照。多次試驗其角度誤差，得到標準差為1.49°。實施例二：正八面體布片分析正八面體，一種正多面體，也是一種正軸體，面為8個正三角形，八面體的對角面為正方形，共三個，并且兩兩垂直，有6個頂點，12個邊，8個面。布置方法與上述類似，考慮對稱性，選取12個邊的中點和8個面的面心作為特征標志點，共布置20個電池片。20個電池片的位置向徑如下表所示。其中p=33,q=22]]>編號位置矢量1q,q,02q,‐q,03q,0,‐q4q,0,q5‐q,q,06‐q,‐q,07‐q,0,q8‐q,0,‐q90,q,q100,q,‐q110,‐q,q120,‐q,‐q13p,p,p14‐p,p,p15p,‐p,p16‐p,‐p,‐17p,p,‐p18p,‐p,‐p19‐p,‐p,‐p20‐p,p,‐p經驗證，此種布片方式，至少能保證衛星在任意姿態下，至少有8個太陽電池片受照。多次試驗其角度誤差，得到標準差為1.32°。實施例二：基于正十二面體的布片分析正十二面體(Pentagonaldodecahedron)是五個柏拉圖立體之一，結晶學全稱為正五角十二面體，共有20個頂點、30條邊和12個面，而每一個面皆是正五邊形。同前文所述，考慮對稱性，選擇20個頂點作為特征標志點，共布置20個電池片，位置向徑如下圖所示(為方便觀察關系未單位化)，其中r=5-12]]>編號XYZ111121‐113‐1‐11411‐15‐11‐161‐1‐17‐1‐1‐18‐1119r01/r10r0‐1/r11‐r01/r12‐r0‐1/r131/rr014‐1/r‐r0151/rr016‐1/r‐r01701/rr1801/r‐r190‐1/rr200‐1/r‐r經驗證，此種布片方式，至少能保證衛星在任意姿態下，至少有8個太陽電池片受照。多次試驗其角度誤差，得到標準差為1.46°。這種布片方式雖然精度沒有正八面體式的精度高，但是其優勢在于接受能力強，即任何情況下均可保證有8片接受太陽光，大部分情況下有9到10片可以接受，故冗余性比較好。本發明提供的基于球形構型的太陽敏感器及太陽矢量方向解算方法具有以下優點：確定了在球衛星表面布設多片太陽電池片的布設方法，采用此種布設方法，一方面，可確保在任意姿態下都能敏感到太陽矢量，降低對姿態控制的要求；另一方面，采用此種布設方法，再結合通光照期的多個太陽電池片敏感的電流信息，可得到高精度的太陽矢量方向。以上所述僅是本發明的優選實施方式，應當指出，對于本
技術領域：
的普通技術人員來說，在不脫離本發明原理的前提下，還可以做出若干改進和潤飾，這些改進和潤飾也應視本發明的保護范圍。當前第1頁1 2 3