微重力空間下微納遙感衛星太陽翼構型仿真分析

董怡澤，付春雨，王 超，孔祥磊，邢 哲，高 冀

(1.中國空間技術研究院 衛星應用總體部，北京 100094； 2.北京衛星環境工程研究所，北京 100094)

0 引言

隨著航天技術的不斷發展，微納衛星因其重量輕、體積小、功能密度大、性價比高、可編隊組網、便于搭載發射等特點[1]，成為國內外的研究熱點，并在空間應用領域的應用愈發廣泛。隨著大數據、物聯網、人工智能的不斷深化和發展，用戶對數據的時效性、覆蓋性和應用靈活性提出了多樣化的需求；同時信息技術、微機電技術等衛星核心技術的階躍式發展，都為微納衛星的應用發展帶來了新的挑戰[2]。得益于用戶需求的不斷牽引和技術進步，微納衛星近年來實現較高的功能密度，深化走向通信[3]、遙感[4]等、電子、偵察等應用領域。微納衛星在規模化和批量化生產等方面的優勢，使得其可以在遙感數據采集方面能發揮出巨大潛力[5]。隨著微納遙感衛星的發展，搭載有效載荷的增加，其功率需求也不斷增加，同時受到體積、重量和成本的限制，微納遙感衛星無法攜帶太大的太陽電池帆板[6]，而高性能微納遙感衛星系統受到低成本、太陽能轉化效率不高且資源受限等限制條件下，為達到較高的遙感定量化應用需求，需要提高微納功能性能密度比。在確保微納遙感衛星功能、性能的完備性的基礎上，以保證微納遙感衛星對地觀測任務的完成度和可靠度為目的，如何設計更為優化的微納衛星太陽翼構型，獲取更高太陽能電池充電功率和充電性能，對微納遙感衛星的商業化持續發展顯得尤為重要。

1 微納遙感衛星發展現狀

近年來，得益于微納衛星規模化、商業化、星座化和高功能密度、低成本的優勢，微納遙感衛星技術迅速發展，國內外多家研究機構和商業企業均推出了多種不同性能的微納衛星計劃和多系列微納遙感衛星。依賴微納衛星的可集群優勢，商業微納衛星計劃多通過星座化的運行，以實現遙感影像獲取高時間分辨率、高空間分辨率的觀測需求，以較低成本實現對遙感影像大數據的支撐，提升了遙感影像的有效數據產出比，彌補了微納遙感衛星單星觀測劣勢。同時，通過微納星座集群化、分布式的運行，通過星座系統解決方案降低對單星系統復雜度的要求，給予了單星系統性能的提升空間。星座系統設計另一個的優勢是，單顆或少數衛星的功能性能失效不會造成大系統能力的失效，增強了系統抵御風險的能力。

美國Planet公司的“鴿群”系列微納衛星的設計基于6 U立方星的星座模式，整星質量為5 kg，通過低成本的遙感微納衛星大規模組網，利用卡塞格林光學系統能夠完成在全球范圍內對各領域提供關注區域的實時遙感觀測數據，達到了對全球范圍的遙感影像每日更新，可以實現對地觀測的高時間分辨率、高空間分辨率、高數據更新速率、高重訪周期和高事件捕捉能力。“鴿群”系列遙感衛星生產的大規模遙感影像數據具有巨大的商業應用潛力，能夠用于環境監測、能源監控、電力監測、運輸保障等傳統基礎設施監測領域，還在農業保險、金融保險、火災救援、遠海救生等民生救災保障領域。SkySat星座通過對CMOS面陣的加工，集成了全色成像和多光譜成像兩種模式，通過在軌成像和地面系統精細化處理結合的方式，實現了遙感影像高分辨率、高信噪比的圖像和視頻數據的獲取能力；為了滿足衛星高功能密度和低體積的要求，通過設計短時曝光模式，進一步降低了像移模糊、提升了成像質量，從而降低了對衛星平臺姿態控制穩定度的要求。美國陸軍“Kestrel Eye”衛星作為應用于軍事作戰的光電成像微納衛星，可直接接收前線作戰部隊的偵照測控指令，并將拍攝影像通過數傳鏈路下傳至地面站，低成本高性能的微納遙感衛星可以構建大規模的微納衛星星座系統，與傳統遙感衛星相比，在重訪周期和任務響應方面具有較高的優勢，由此能為作戰部隊提供近實時的戰場態勢感知能力，提升了美國陸軍單兵作戰能力。阿根廷Satellogic公司的“NewSat”衛星擬搭載高分辨率的多光譜可見光相機，在完成星座組往后，可實現每周更新的全球影像圖，可用于定量遙感的農作物長勢監測、氮攝取量監測、作物疾病傳播監測等農業應用領域[7]。

相比于傳統衛星，微納遙感衛星設計基于緊湊構型，將電子設備集成化、模塊化、集中裝載于衛星構型的底部，其核心優勢在于低投入、低成本、低風險條件下能夠獲取較高的功能性能和任務性價比。但是受限于高功能密度下的資源分配和降低可靠性風險下的工程化實現等問題，微納遙感衛星的商業化持續發展仍面臨一些問題：1)微納衛星需要解決低成本和高性能的內部矛盾。低成本作為未來高速發展的前提，提升系統設計的集成化程度、降低電子器件的功耗，將有限的能量資源應用于姿態軌道控制、對地觀測成像等功能模塊；2)資源受限條件下的微納衛星平臺載荷設計。通過對有限的平臺資源和載荷結構的系統分析和綜合利用，研究不同平臺下的載荷一體化集成系統設計方法，例如對太陽翼構型進行高密度設計、對數傳相機進行集成設計、對相機和星敏進行一體化安裝，實現載荷和平臺的一體化構型設計等；3)能源有限條件下實現高質量定量遙感任務。定量化遙感對地觀測任務對衛星整星設計和太陽翼構型提出了很高要求。設計低功耗、高度集成、質量更輕的高性能探測器，實現遙感探測器的高靈敏度和輕小型化。同時，設計更優的太陽翼構型，提升衛星在軌能源性能，可以促進微納遙感衛星的好用易用。

2 微納衛星太陽翼特性分析

微納衛星在任務周期內需要通過太陽電池片持續獲取太陽能以實現在軌運行和各類任務。太陽翼作為展開式太陽電池陣的一種，其將太陽電池陣列安裝在碳纖維復合材料基板上，通過鉸鏈控制基板的展開和收縮來實現太陽能的吸收和轉化，優勢在于太陽接觸面積大、裝載效率高，可以為各類衛星提供較多能量。太陽翼由基板、壓緊與釋放機構、展開機構和驅動機構組成[8]。太陽電池基板用于支撐太陽電池和電池電路，是其重要組成部分。微納衛星多采用碳纖維復合材料層壓板材質的剛性基板，一塊或多塊太陽電池板通過鉸鏈連接組成微納衛星的太陽翼。基板的構型決定太陽翼的展開能力,受到微納衛星尺寸的限制，其對太陽翼的要求與傳統大衛星有所不同，微納衛星太陽翼在輕量化、沖擊要求高、包絡尺寸低、展開面積大、收攏體積小、展開穩定性高等方面有著嚴格要求，且太陽翼設計需遵循航天器設計原則，通常為了減輕太陽翼質量，并且保證收攏包絡尺寸較小，采用碳纖維復合材料層壓板或專門能夠適應空間環境的印刷電路板(PCB)作為太陽能電池板的基板材料[9]。同時，微納衛星太陽翼通常不具備對日定向，因此需要在太陽能電池板兩側均粘貼電池片，以獲取最大的光照面積來其充電效率。常見的微納衛星太陽翼結構類型包含一維一次展開式[10]和多維多次展開式[11]。一維一次展開式也即單個太陽翼均只有一塊太陽能電池板，且正反兩側均粘貼電池片；多維多次展開式表示每個太陽翼由多塊電池板組成，采用框架結構，收攏時以某種形式疊合，展開時并排展示。微納衛星依據應用場景不同，太陽翼的類型、尺寸和展開方式也不盡相同。

電源系統作為微納衛星進行能量收集、轉換、分配和存貯的重要組成部分，直接決定了微納遙感衛星對地觀測任務完成程度。根據微納衛星的特點，最大功率點跟蹤(MPPT, maximum power point tracking)的能量傳輸方法，功率跟蹤控制算法和電壓轉化算法實現較為復雜，但其優勢是可以依據負載功率的不同輸出太陽能電池的最大功率，在微納衛星等小型微型的能源利用效率上由很大優勢，目前微納衛星的太陽翼轉化效率能達到30%左右，根據微納遙感衛星的應用需求，在保證成像載荷具備高可靠性的功能性能前提下，在能量來源受限條件中設計最優的太陽翼構型以獲取較高充電效能顯得尤為重要。

3 微納遙感衛星三維模型構建

微納遙感衛星依靠可集群組網、更高任務性價比等優勢，能夠獲得更高時間分辨率的對地觀測，更有效的數據產出比，可以有效解決傳統遙感衛星單星失效后導致的系統性能降額，彌補單星系統的成本和系統復雜度。遙感微納衛星的諸多優勢也同時帶來了許多難點，它的低功耗和小體積，導致其難以完成傳統衛星的觀測任務[12]，太陽翼作為微納衛星的能源和動力主要提供裝置，在衛星多個表面粘貼太陽電池片，通過光電轉換模塊將光信號轉化為電信號[13]，用來支撐微納遙感衛星的正常工作和觀測任務。深入研究不同太陽翼構型[14]下的充電性能和充電效率對于支撐微納衛星的遙感監測[15]和空間環境探測應用方面[16]有著重要作用。

STK(satellite tool kit，衛星工具箱)支持航天任務周期內的全過程，包括概念、需求分析、原型設計、系統測試、仿真運行和應用等方面，能夠支援航天、防御和情報任務，基于STK的仿真能夠較為精確地分析空天任務，并通過可視化手段展現最佳解決方案。STK在分析航空航天任務方面，提供了精確的數據資源和分析引擎計算數據，能夠實現軌道機動[17]、星座鏈路分析[18]、覆蓋分析和空間環境分析等仿真實例。三維顯示模塊(VO)模塊作為STK三維顯示環境的核心，可以對各類航天器進行三維模型的制作[19]。基于STK的微納遙感衛星建模通過VO模塊的*．mdl模型文件進行微納遙感衛星的模型設計和構造，該模型語法主要包括組件、簡單模型和轉換3個部分。其中，組件是將多個簡單物體按照一定的層次組合在一起形成完整模型；簡單模型中的球體、可展開物體、螺旋體、球體和表面等用來構造不同物體的模型，其中不規則網格物體可用于微納遙感衛星主體的模型構造；轉換主要是指材質位置變換、組件三維坐標轉換，用來對材質、模型進行定位(在各自坐標系下)[20]。微納衛星組件的三維坐標轉換主要用到旋轉和位置改變。通過STK三維顯示模塊對微納衛星太陽翼構型進行三維模型的建模設計，其三維模型的制作首先需明確微納衛星的大小尺寸，按比例在VC編輯器中編輯各個組件的三角形頂點坐標及紋理坐標，按照不規則網格物體的處理方法將各個部件制作成*．mdl格式的文件，再將各個組件按照各自在三維空間的位置拼合起來，即可構建微納遙感衛星的三維模型。通過STK依次構建微納衛星的邊框、面、太陽翼的三維模型，三者通過反光度和發光度予以區別。構建出的微納遙感衛星三維模型如圖1所示,部分組件建模方法如表1所示。

圖1 微納遙感衛星模型

表1 微納遙感衛星部分組件建模實例

4 微納遙感衛星太陽翼構型仿真

基于STK的微納遙感衛星建模仿真中，微納衛星尺寸設為10 cm×10 cm×30 cm、重量45 kg，太陽能電池片占衛星整個面積的比例為60%，太陽能電池片轉換效率設定為25%。仿真起始時間設定為2020年1月1日0:00(UTCG)，仿真結束時間設定為2021年12月31日24:00(UTCG)。

4.1 軌道光照條件

在微納遙感衛星全生命周期內，地日連線與軌道平面的夾角((太陽入射角)隨時間變化如圖2所示。仿真起始時間為2020年1月1日0:00(UTCG)。

圖2 微納遙感衛星全生命周期內β角的變化

微納遙感衛星在任務期內第1個月、第2個月、第3個月以及全生命周期(7個月)內軌道光照總時長如表2所示，從表中可以看出，在不同仿真時長下微納遙感衛星的光照總時長百分比相差不大。

表2 微納遙感衛星光照時長

微納遙感衛星在全生命周期內一天的軌道光照情況如圖3所示，H形圖案中的水平線表示在此時間段中微納遙感衛星處于太陽光照中。

圖3 微納遙感衛星太陽光照情況(1天)

從上述仿真結果可知，在不同仿真時長下，微納遙感衛星的光照總時長百分比相差不大，均為60%左右。微納遙感衛星在1天內的光照情況可以看出，一天內的光照時長近似均勻分布。

4.2 太陽翼充電性能仿真

在明確微納遙感衛星全生命周期內的夾角(的變化情況和光照時長占比后，進一步分析太陽翼的充電性能。為得到最優太陽能充電效果，本文通過STK構建3種不同的太陽翼結構模型，并進行為期1年的仿真分析，在仿真試驗過程中對3種構型的微納遙感衛星太陽翼的充電性能和充電效率進行分析，比較在相同時間段內、不同結構模型下的太陽能電池的平均功率、最大功率及最小功率，以及在整個仿真周期下的充電性能曲線，具體仿真過程如下所述。

4.2.1 太陽翼構型I

構造如圖所示的太陽能電池板結構模型I，4個太陽翼水平置于微納衛星上部，單個太陽翼尺寸為10 cm×30 cm，上層單面貼電池片。

圖4 太陽翼構型I

采用太陽翼構型I以一個季度為仿真時長進行仿真，每3個月內每軌的平均功率如表3、表4所示。可以看出，采用太陽翼構型I所示的微納衛星太陽翼構型時，在一年中不同季度的太陽能電池每軌平均功率相差不大，功率近似10.4 W左右。可發電時太陽能電池功率最大值也近似相同，近似為24.6 W。

表3 不同時間段下太陽能電池平均功率(太陽翼構型I)

表4 不同時間段下太陽能電池功率最值(太陽翼構型I)

采用太陽翼構型I，仿真統計一年中4個季度內的微納衛星太陽能充電性能，仿真結果如圖5所示。

圖5 仿真周期內太陽能充電性能(太陽翼構型I)

可以看出，采用太陽翼構型I太陽翼構型的微納衛星在一年中不同季度內的太陽能充電性能不穩定，曲線波動較大。在一年中1、2、5、6、7、9、11、12這幾個月份中均出現了波動較大的低谷，太陽翼充電性能的低谷期可能會影響微納遙感衛星的對地觀測任務，影響衛星任務的完成度和可靠度。其余時間充電性能較穩定，曲線比較平滑。

4.2.2 太陽翼構型II

構造如圖所示的太陽能電池板結構模型II，其中，4個太陽能翼豎直分布于微納衛星的四條長邊處，尺寸均為30 cm×10 cm，雙面貼電池片。

圖6 太陽翼構型II

采用太陽翼構型II以一個季度為仿真時長進行仿真，每3個月內每軌的平均功率如表5、表6所示，可以看出，采用模型II所示的微納衛星太陽翼構型時，在一年中不同季度的太陽能電池每軌平均功率相差不大，功率近似9.7 W左右。可發電時太陽能電池功率最大值也近似相同，近似為25.9 W。

表5 不同時間段下太陽能電池平均功率(太陽翼構型II)

表6 不同時間段下太陽能電池功率最值(太陽翼構型II)

采用太陽翼構型II，仿真統計一年中4個季度內的微納衛星太陽能充電性能，仿真結果如圖7所示。

可以看出，相較于太陽翼構型I，采用太陽翼構型II所示的太陽翼構型時，微納衛星的充電性能曲線無較大波動，太陽能充電功率較為均衡，為微納遙感衛星的對地觀測任務能源保障可靠性較高。在為期一年的仿真時長中，太陽能充電性能曲線沒有明顯的低谷值。

圖7 仿真周期內太陽能充電性能(太陽翼構型II)

4.2.3 太陽翼構型III

采用如圖8所示太陽能電池板結構模型III，其中，微納衛星包含8個太陽能翼，尺寸均為10 cm×15 cm，分別水平置于微納衛星上部和下部，僅單面(上層)貼電池片。

圖8 太陽翼構型III

采用太陽翼構型III以一個季度為仿真時長進行仿真，每3個月內每軌的平均功率如表7、表8所示，可以看出，采用太陽翼構型III所示的微納衛星太陽翼構型時，在一年中不同季度的太陽能電池每軌平均功率相差不大，功率近似9.7 W左右。可發電時太陽能電池功率最大值也近似相同，近似為20.9 W。

表7 不同時間段下太陽能電池平均功率(太陽翼構型III)

表8 不同時間段下太陽能電池功率最值(太陽翼構型III)

采用太陽翼構型III，仿真統計一年中4個季度內的微納衛星太陽能充電性能，仿真結果如圖9所示。

圖9 仿真周期內太陽能充電性能(太陽翼構型III)

可以看出，相較于太陽翼構型I、II，采用太陽翼構型III所示的太陽能電池板結構時，微納衛星的充電性能曲線波動情況介于太陽翼構型I和太陽翼構型II中。為期一年的仿真周期內，也存在少數低谷期，如2、5、6、11、12月份太陽能充電功率的出現低谷期，但其值比太陽翼構型I略大，其余時刻的充電性能曲線均比太陽翼構型II平滑，對微納遙感衛星的任務保障度較好。

5 仿真結果分析

通過構建微納遙感衛星及其太陽翼的不同構型，對不同太陽翼構型的充電性能進行仿真分析，仿真結果顯示不同太陽翼構型對太陽能電池的每軌功率、可發電最大功率及充電性能均有影響。通過比較得出，在一年的仿真時長中，不同季度下的每軌平均功率和可發電時的最大功率均有略微差別。就每軌平均功率而言，太陽翼構型I的每軌平均功率最大，就可發電時的最大功率而言，太陽翼構型II性能最優。同時，由于受到日照時長及日照傾斜角的影響，3種太陽翼構型在一年內的充電性能曲線差別較大，當充電性能曲線越平滑時，則說明該模型充電性能越穩定，仿真結果顯示太陽翼構型II的太陽能充電性能曲線子3種構型中最為平滑。在綜合考慮以上仿真結果后，可知采用太陽翼構型II的微納衛星太陽翼構型時，其整體性能最優，它在保證充電性能曲線較平滑的同時，還可到較大的平均每軌功率和功率峰值。

6 結束語

隨著微納遙感衛星技術的不斷發展，在實現對地觀測的高時間分辨率、高空間分辨率、高數據更新速率、高重訪周期和高事件捕捉能力上不斷提升，使得其商業應用需求愈發強烈，如何在有限的空間和資源條件下，盡可能提升太陽翼充電性能，以獲取更多的能源顯得尤為重要。本文針對微納遙感衛星的結構特征，設計了微納遙感衛星太陽翼的多種不同構型，對微納遙感衛星及太陽翼進行建模，通過仿真微納遙感衛星的不同太陽翼構型在1年仿真周期下的充電性能，分析了不同的太陽翼構型在各季度中的太陽能電池平均每軌功率、可發電時的功率最值以及全仿真周期中的整體充電性能曲線。通過比較分析，得出具有較高充電性能和充電效率的太陽翼構型。

在后續研究工作中，除本文現有分析因素外，將納入更多其他因素，如在不同的飛行方案下，太陽光線與微納衛星軌道平面夾角不同，可能影響到微納衛星的陽照區和太陽能的轉換效率，從而進一步影響太陽能電池功率和充電效能。仿真設計電源系統的優化控制方法等，綜合分析其對微納遙感衛星充電性能的影響，進一步提升太陽能的能源利用效率。太陽翼構型的仿真分析可以為微納遙感衛星獲取更高太陽能電池功率提供解決思路，用以支撐微納遙感衛星實現較高時間分辨率和空間分辨率的對地觀測任務，進一步助推微納遙感衛星的商業應用。