本发明提供了一种对地遥感微小卫星在轨工作方法，包括：平台舱与载荷舱间的锁紧有线与解锁有线模式。锁紧有线模式包括对日锁紧模式、对地锁紧模式、对日安全模式；解锁有线模式包括对日解锁模式、对地解锁模式。本发明可充分发挥对地遥感微小卫星平台的效能，以满足对地遥感微小卫星观测任务需求。
1.一种对地遥感微小卫星在轨工作方法，其特征在于，包括：卫星平台舱与载荷舱的锁紧有线模式与解锁有线模式；
所述锁紧有线模式包括：对日锁紧模式、对地锁紧模式和/或对日安全模式；
所述解锁有线模式包括：对日解锁模式和/或对地解锁模式；
所述锁紧有线模式是卫星平台舱与载荷舱间的重复解锁装置锁紧，对地遥感微小卫星姿态由平台舱飞轮统一控制；
所述解锁有线模式是卫星平台舱与载荷舱间的重复解锁装置解锁，卫星平台舱和载荷舱通过电缆实现功率和信号传输；
所述对日锁紧模式是卫星正常工作，本体上的轴固定指向太阳，同时卫星平台舱与载荷舱处于锁紧状态，当前锁紧状态下卫星稳态运行，太阳光垂直照在太阳电池阵帆板上，保证能源安全；
所述对地锁紧模式是卫星正常工作，本体上的轴固定指向地球，同时卫星平台舱与载荷舱处于锁紧状态，当前锁紧状态下卫星稳态运行，执行包括对地试验和对地数传任务；
所述对日安全模式是卫星工作状态异常时，太阳电池阵帆板正面的法线方向指向太阳，同时卫星平台舱与载荷舱处于锁紧状态，当前锁紧状态下卫星处于最小功耗模式，保证异常状态下卫星能源安全；
所述对日解锁模式是卫星正常工作，本体上的轴固定指向太阳，同时卫星平台舱与载荷舱处于解锁状态，当前解锁状态下卫星执行包括对日磁浮试验和载荷对日作业任务；
所述对地解锁模式是卫星正常工作，本体上的轴固定指向地球，同时卫星平台舱与载荷舱处于解锁状态，当前解锁状态下卫星执行包括对地磁浮试验和载荷对地作业任务。
2.根据权利要求1所述的一种对地遥感微小卫星在轨工作方法，其特征在于，所述锁紧有线模式中平台舱与载荷舱间的重复解锁装置安装在卫星平台舱和载荷舱上，利用电磁线圈加电实现卫星平台舱和载荷舱同时吸合锁紧，电磁线圈断电实现卫星平台舱和载荷舱分离解锁。
3.根据权利要求1所述的一种对地遥感微小卫星在轨工作方法，其特征在于，所述解锁有线模式是卫星平台舱与载荷舱间的重复解锁装置解锁，平台舱和载荷舱通过电缆实现功率和信号传输；载荷舱由包括星敏、陀螺和磁浮作动器进行姿态控制；根据卫星平台舱和载荷舱相对位置信息进行相对姿态控制；平台舱基于平台舱和载荷舱相对姿态信息，由飞轮进行相对姿态控制。
4.根据权利要求1所述的一种对地遥感微小卫星在轨工作方法，其特征在于，所述对日锁紧模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对日锁紧模式时，包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块和连接解锁模块工作；
所述姿控模块是实现在卫星平台舱和载荷舱锁紧状态下，卫星的整体姿态控制；在卫星平台舱和载荷舱解锁状态下，卫星平台舱姿态控制；
所述综合电子模块是实现包括卫星的综合信息采集、处理、传输，星上能源管理及对地测控、数传功能；
所述连接解锁模块是实现卫星平台舱和载荷舱之间的锁紧吸合和解锁分离。
5.根据权利要求1所述的一种对地遥感微小卫星在轨工作方法，其特征在于，所述对地锁紧模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对地锁紧模式时，包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块和连接解锁模块工作。
6.根据权利要求1所述的一种对地遥感微小卫星在轨工作方法，其特征在于，所述对日安全模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对日安全模式时，包括姿控模块、综合电子模块和供配电模块工作。
7.根据权利要求1所述的一种对地遥感微小卫星在轨工作方法，其特征在于，所述对日解锁模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对日解锁模式时，包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块和磁浮控制模块工作；
所述磁浮控制模块是实现卫星平台舱和载荷舱分离状态下，载荷舱的姿态控制。
8.根据权利要求1所述的一种对地遥感微小卫星在轨工作方法，其特征在于，所述对地解锁模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对地解锁模式时，包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块、磁浮控制模块和有效载荷模块工作；
9.根据权利要求1所述的一种对地遥感微小卫星在轨工作方法，其特征在于，所述对日锁紧模式、对日安全模式和对日解锁模式包括：卫星-Z轴指向日心，-X轴约束指向黄道面北黄极，+Y轴满足右手法则。
10.根据权利要求1所述的一种对地遥感微小卫星在轨工作方法，其特征在于，所述对地锁紧模式和对地解锁模式，卫星+X轴指向地心，+Y轴约束指向飞行速度方向，+Z轴满足右手法则。
一种对地遥感微小卫星在轨工作方法
技术领域
[0001] 本发明涉及对地遥感卫星领域，具体地，涉及一种对地遥感微小卫星在轨工作方法，更为具体地，涉及一种对地遥感微小卫星在轨工作模式。
背景技术
[0002] 遥感卫星是一种以任务为主导的对地观测卫星，可实现对灾害发生区域、科学研究区域等的持续观测。遥感卫星对平台的稳定度有较高的要求。现有卫星平台为保证稳定性，需要进行抑振、隔振。对地遥感微小卫星平台通过采用磁浮技术，将平台舱与载荷舱进行隔离，平台稳定度高，可满足遥感、测绘及空间科学类载荷对平台的需求。
[0003] 工作模式是以满足系统任务需求和应用模式要求为目的，以具有特定功能为特征的、系统硬件资源与软件操作的特定组合。对地遥感微小卫星平台独特的磁浮控制模式使得卫星平台有着与传统卫星平台与众不同的工作模式。
发明内容
[0004] 针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种对地遥感微小卫星在轨工作方法。
[0005] 根据本发明提供的一种对地遥感微小卫星在轨工作方法，包括：卫星平台舱与载荷舱的锁紧有线模式与解锁有线模式；
[0006] 所述锁紧有线模式包括：对日锁紧模式、对地锁紧模式和/或对日安全模式；
[0007] 所述解锁有线模式包括：对日解锁模式和/或对地解锁模式；
[0008] 所述锁紧有线模式是卫星平台舱与载荷舱间的重复解锁装置锁紧，对地遥感微小卫星姿态由平台舱飞轮统一控制；
[0009] 所述解锁有线模式是卫星平台舱与载荷舱间的重复解锁装置解锁，卫星平台舱和载荷舱通过电缆实现功率和信号传输；
[0010] 所述对日锁紧模式是卫星正常工作，本体上的轴固定指向太阳，同时卫星平台舱与载荷舱处于锁紧状态，当前锁紧状态下卫星稳态运行，太阳光垂直照在太阳电池阵帆板上，保证能源安全；
[0011] 所述对地锁紧模式是卫星正常工作，本体上的轴固定指向地球，同时卫星平台舱与载荷舱处于锁紧状态，当前锁紧状态下卫星稳态运行，执行包括对地试验和对地数传任务；
[0012] 所述对日安全模式是卫星工作状态异常时，太阳电池阵帆板正面的法线方向指向太阳，同时卫星平台舱与载荷舱处于锁紧状态，当前锁紧状态下卫星处于最小功耗模式，保证异常状态下卫星能源安全；
[0013] 所述对日解锁模式是卫星正常工作，本体上的轴固定指向太阳，同时卫星平台舱与载荷舱处于解锁状态，当前解锁状态下卫星执行包括对日磁浮试验和载荷对日作业任务；
[0014] 所述对地解锁模式是卫星正常工作，本体上的轴固定指向地球，同时卫星平台舱与载荷舱处于解锁状态，当前解锁状态下卫星执行包括对地磁浮试验和载荷对地作业任务。
[0015] 优选地，所述锁紧有线模式中平台舱与载荷舱间的重复解锁装置安装在卫星平台舱和载荷舱上，利用电磁线圈加电实现卫星平台舱和载荷舱同时吸合锁紧，电磁线圈断电实现卫星平台舱和载荷舱分离解锁。
[0016] 优选地，所述解锁有线模式是卫星平台舱与载荷舱间的重复解锁装置解锁，平台舱和载荷舱通过电缆实现功率和信号传输；载荷舱由包括星敏、陀螺和磁浮作动器进行姿态控制；根据卫星平台舱和载荷舱相对位置信息进行相对姿态控制；平台舱基于平台舱和载荷舱相对姿态信息，由飞轮进行相对姿态控制。
[0017] 优选地，所述对日锁紧模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对日锁紧模式时，包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块和连接解锁模块工作；
[0018] 所述姿控模块是实现在卫星平台舱和载荷舱锁紧状态下，卫星的整体姿态控制；在卫星平台舱和载荷舱解锁状态下，卫星平台舱姿态控制；
[0019] 所述综合电子模块是实现包括卫星的综合信息采集、处理、传输，星上能源管理及对地测控、数传功能；
[0020] 所述供配电模块是实现卫星能源管理；
[0021] 所述连接解锁模块是实现卫星平台舱和载荷舱之间的锁紧吸合和解锁分离。
[0022] 优选地，所述对地锁紧模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对地锁紧模式时，包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块和连接解锁模块工作。
[0023] 优选地，所述对日安全模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对日安全模式时，包括姿控模块、综合电子模块和供配电模块工作。
[0024] 优选地，所述对日解锁模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对日解锁模式时，包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块和磁浮控制模块工作；
[0025] 所述磁浮控制模块是实现卫星平台舱和载荷舱分离状态下，载荷舱的姿态控制。
[0026] 优选地，所述对地解锁模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对地解锁模式时，包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块、磁浮控制模块和有效载荷模块工作；
[0027] 所述有效载荷模块是实现卫星在轨对地遥感任务。
[0028] 优选地，所述对日锁紧模式、对日安全模式和对日解锁模式包括：卫星-Zb轴指向日心，-Xb轴约束指向黄道面北黄极，+Yb轴满足右手法则。
[0029] 优选地，所述对地锁紧模式和对地解锁模式，卫星+Xb轴指向地心，+Yb轴约束指向飞行速度方向，+Zb轴满足右手法则。
[0030] 与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：针对对地遥感微小卫星不同任务的需求，合理选择不同的工作模式组合，可充分发挥对地遥感微小卫星平台的效能，以满足对地遥感微小卫星观测任务需求。
附图说明
[0031] 通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0032] 图1为一种对地遥感微小卫星的本体坐标系定义图；
[0033] 图2为一种对地遥感微小卫星的在轨工作模式示意图。
具体实施方式
[0034] 下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
[0035] 根据本发明提供的一种对地遥感微小卫星在轨工作方法，包括：卫星平台舱与载荷舱的锁紧有线模式与解锁有线模式；
[0036] 所述锁紧有线模式包括：对日锁紧模式、对地锁紧模式和/或对日安全模式；
[0037] 所述解锁有线模式包括：对日解锁模式和/或对地解锁模式；
[0038] 所述锁紧有线模式是卫星平台舱与载荷舱间的重复解锁装置锁紧，对地遥感微小卫星姿态由平台舱飞轮统一控制；
[0039] 所述解锁有线模式是卫星平台舱与载荷舱间的重复解锁装置解锁，卫星平台舱和载荷舱通过电缆实现功率和信号传输；
[0040] 所述对日锁紧模式是卫星正常工作，本体某轴固定指向太阳，同时卫星平台舱与载荷舱处于锁紧状态，当前锁紧状态下卫星稳态运行，太阳光垂直照在太阳电池阵帆板上，保证能源安全；
[0041] 所述对地锁紧模式是卫星正常工作，本体某轴固定指向地球，同时卫星平台舱与载荷舱处于锁紧状态，当前锁紧状态下卫星稳态运行，执行包括对地试验和对地数传任务；
[0042] 所述对日安全模式是卫星工作状态异常时，太阳电池阵帆板正面的法线方向指向太阳，同时卫星平台舱与载荷舱处于锁紧状态，当前锁紧状态下卫星处于最小功耗模式，保证异常状态下卫星能源安全；
[0043] 所述对日解锁模式是卫星正常工作，本体某轴固定指向太阳，同时卫星平台舱与载荷舱处于解锁状态，当前解锁状态下卫星执行包括对日磁浮试验和载荷对日高精高稳作业任务；
[0044] 所述对地解锁模式是卫星正常工作，本体某轴固定指向地球，同时卫星平台舱与载荷舱处于解锁状态，当前解锁状态下卫星执行包括对地磁浮试验和载荷对地高精高稳作业任务。
[0045] 具体地，所述锁紧有线模式中平台舱与载荷舱间的重复解锁装置包括两个部分，分别安装在卫星平台舱和载荷舱上，利用电磁线圈加电实现两部分的同时吸合锁紧，电磁线圈断电实现两部分的分离解锁。
[0046] 具体地，所述解锁有线模式是卫星平台舱与载荷舱间的重复解锁装置解锁，平台舱和载荷舱通过电缆实现功率和信号传输；载荷舱由包括星敏、陀螺和磁浮作动器进行姿态控制；根据卫星平台舱和载荷舱相对位置信息进行相对姿态控制；平台舱基于平台舱和载荷舱相对姿态信息，由飞轮进行相对姿态控制。
[0047] 具体地，所述对日锁紧模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对日锁紧模式时，包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块和连接解锁模块工作；
[0048] 所述姿控模块是实现在卫星平台舱和载荷舱锁紧状态下，卫星的整体姿态控制；在卫星平台舱和载荷舱解锁状态下，卫星平台舱姿态控制；
[0049] 所述综合电子模块是实现包括卫星的综合信息采集、处理、传输，星上能源管理及对地测控、数传功能；
[0050] 所述供配电模块是实现卫星能源管理；
[0051] 所述连接解锁模块是实现卫星平台舱和载荷舱之间的锁紧吸合和解锁分离。
[0052] 具体地，所述对地锁紧模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对地锁紧模式时，包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块和连接解锁模块工作。
[0053] 具体地，所述对日安全模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对日安全模式时，包括姿控模块、综合电子模块和供配电模块工作。
[0054] 具体地，所述对日解锁模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对日解锁模式时，包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块和磁浮控制模块工作；
[0055] 所述磁浮控制模块是实现卫星平台舱和载荷舱分离状态下，载荷舱的姿态控制。
[0056] 具体地，所述对地解锁模式是对地遥感微小卫星在轨工作处于对地解锁模式时，包括姿控模块、综合电子模块、供配电模块、磁浮控制模块和有效载荷模块工作；
[0057] 所述有效载荷模块是实现卫星在轨对地遥感任务。
[0058] 具体地，所述对日锁紧模式、对日安全模式和对日解锁模式包括：卫星-Z轴指向日心，-X轴约束指向黄道面北黄极，+Y轴满足右手法则。
[0059] 具体地，所述对地锁紧模式和对地解锁模式，卫星+X轴指向地心，+Y轴约束指向飞行速度方向，+Z轴满足右手法则。
[0060] 以下优选例对本发明作进一步详细说明：
[0061] 如图1、2所示，本发明提供一种对地遥感微小卫星在轨工作方法，根据卫星任务需求的不同，卫星需要采用不同的工作模式，包括对对日锁紧模式，对地锁紧模式，对日解锁模式，对地解锁模式，对日安全模式。对日模式，卫星可执行在轨对日任务，卫星-Z轴指向日心，-X轴约束指向黄道面北黄极，+Y轴满足右手法则。对地模式，卫星可执行在轨对地任务，卫星+X轴指向地心，+Y轴约束指向飞行速度方向，+Z轴满足右手法则。
[0062] 如图2所示，
[0063] 1、当卫星在建立初始姿态后处于对日锁紧模式重复解锁装置锁紧。姿控模块、综合电子模块、供配电模块、连接解锁模块工作；
[0064] 2、当卫星即将出地影区时，进行姿态机动，由对日锁紧转为对地锁紧模式；
[0065] 3、重复解锁装置解锁，卫星由对地锁紧转为对地解锁模式，姿控模块、综合电子模块、供配电模块、磁浮控制模块、有效载荷模块工作，开展相应的光学成像试验，对地数传等任务，而后重复解锁装置锁紧，卫星由对地解锁转为对地锁紧模式；
[0066] 4、当卫星即将进入地影区时，进行姿态机动，由对地锁紧转为对日锁紧模式；
[0067] 5、当卫星在地影区时，卫星由对日锁紧模式转为对日安全模式。
[0068] 以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
[0069]
[0070] 在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
[0071] 以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
