热约束评估方法用于太阳同步轨道卫星任务验证

《Results in Engineering》：Thermal Constraint Assessment Method for Mission Verification of Sun-Synchronous Orbit Satellites

　　

随着对卫星图像的需求持续增长，高效的任务规划变得日益关键。这些卫星执行成像、数据压缩和传输等任务，这些任务均受到多种限制，包括能量约束、地面约束和热约束（Thermal Constraint）。为提高任务成功率，本文提出了一种热约束评估方法（TCAM），并将热约束集成到规划后验证过程中。首先，本研究通过应用数学技术简化了特定设备的热平衡理论。该方法适用范围定义为太阳同步轨道（SSO）卫星上的非光照设备。为建立TCAM，提出了热余量（Ps）的概念。研究人员进一步将TCAM应用于吉林一号（Jilin-1）卫星的在轨任务规划。在15个轨道周期内，数据处理单元（DPU）的最高温度与Ps表现出相关性，同时始终保持在允许的热限值内。结果证明了TCAM的有效性和可行性。

**论文解读：太阳同步轨道卫星任务验证的热约束评估方法**

**1. 研究背景与问题**

随着地球观测遥感卫星对高时间分辨率和高空间分辨率的需求日益增长，卫星任务规划的效率与安全性成为核心挑战。卫星在执行成像、数据压缩和传输等任务时，受到能量约束（Energy Constraint）、地面约束（Terrestrial Constraint）和热约束（Thermal Constraint）的多重限制。现有研究大多聚焦于能量约束和地面通信约束，而热约束往往被忽视或仅通过地面试验获得的设备安全温度上限进行被动监测。一旦在轨出现温度告警，任务将被终止，这严重制约了卫星资源利用率，并增加了任务失败风险。尤其在高密度调度下，设备过热可能导致任务中断甚至卫星损坏，与高效任务规划的初衷相悖。因此，急需一种能够嵌入任务规划流程、实时预测并验证热安全性的方法。为此，研究人员提出了一种热约束评估方法（TCAM），并将其应用于后规划验证环节，旨在降低计算复杂度的同时，确保卫星的热安全。

**2. 研究内容与意义**

研究人员基于简化热平衡理论，针对太阳同步轨道（SSO）卫星的非光照设备，定义了热余量（Ps）概念，建立了TCAM。该方法被应用于吉林一号（Jilin-1）光学遥感卫星（质量小于44 kg，运行于535 km SSO）的任务规划中，以数据处理单元（DPU）为关键热约束设备。通过15个轨道周期的在轨验证，DPU的最高温度与Ps呈现强正相关（Pearson相关系数r=0.96），且始终保持在允许温度限值内。该研究将热约束从耦合的规划参数中解耦，作为后续验证流程，显著简化了计算流程，减少了航天器控制系统的运行负担。论文发表在《Results in Engineering》。

**3. 主要关键技术方法**

研究人员采用的关键技术方法包括：（1）热平衡理论简化：将节点辐射项（T_j⁴?T_i⁴）在参考温度下通过一阶泰勒展开线性化为(T_j?T_i)，引入等效系数A_ij，将辐射传导统一为类导热过程；并假设非光照设备的外部热流（Q_si）和设备内热源（Q_pi）在非任务期间为常数，从而推导出设备温度冷却曲线公式T = Be^Cτ + T_∞，以及固定间隔衰减关系（残差比1/n）。（2）热约束评估方法（TCAM）构建：定义两个极端工况（稳态工况Case 1和瞬态加热工况Case 2），通过热仿真和热真空试验获取设备稳态热耗P1和瞬态热耗P2，进而导出残差比1/n，并定义热余量Ps = 1/n(P_max ? P_a)，其中P_max为单轨道最大发热量，P_a为实际发热量。任务规划中，当所有轨道的Ps > 0时，热约束满足；若Ps为负，可通过P_max?P_a/mCp计算超温量ΔT，评估风险后决定是否允许任务。样本队列来源：12颗吉林一号卫星（D10–D21）进行热真空验证试验，以验证极端工况的仿真参数。

**4. 研究结果**

**4.1 简化误差量化**
对DPU的应用条件进行分析：DPU位于卫星-Y方向，不直接受太阳照射，外部轨道热流波动约81 W/m²，但吸收热量小于1 W，温度波动低于1°C；设备工作温度范围20–35°C，线性化误差在0.5°C以内；总体评估温度误差相对于T_max不超过1.5°C，可接受。

**4.2 极端工况热仿真与试验验证**
在恶劣热条件下（太阳常数1414 W/m²、最大β角、太阳阵全分流、末期光学特性）进行热仿真，得到DPU在Case 1和Case 2下的温度特征：T_max=35.8°C，T_min=22.2°C，温差在15°C以内，热耗P1=23,000 J，P2=34,000 J，残差比1/n≈0.33。随后对12颗吉林一号卫星进行热真空试验，辐射面朝向腔壁（温度设定为-44°C，偏差±3°C），测得DPU平均T_max=35.2°C，T_min=21.9°C，与仿真结果吻合良好，验证了仿真参数P1、P2的可靠性。

**4.3 TCAM在日任务规划中的应用**
为满足每日成像200,000 km2及下行相应数据的需求，定义了15个轨道的日任务计划（G3、G15为闲置轨道）。应用TCAM计算各轨道DPU的P_max、P_a和Ps。结果发现，轨道G12的Ps为负（-251 J），表明DPU可能超温。通过公式ΔT = (P_max ? P_a)/mCp计算得到超温约1°C，未超过设备允许温度，因此允许该任务规划。在轨实际温度监测显示，DPU峰值温度与Ps强相关（r=0.96），Ps越大，温度峰值相对于T_max越低；G12中由于数据压缩和传输之间的间隔提供了充分冷却，DPU未超过T_max。其他设备（相机电子箱、传输天线）最高温度远低于45°C，验证了TCAM在小卫星平台中的有效性。

**5. 总结与讨论**

**5.1 讨论总结**
TCAM基于明确的使用条件：设备不直接受太阳辐射、非任务期间功率恒定、设备温度不超过一定值（约45°C）。在这些条件下，必须量化简化误差以避免任务规划错误。该方法在吉林一号卫星高密度任务规划中的应用结果表明，验证后的任务方案执行性能令人满意，且未因温度过高终止，从而提高了卫星任务执行效率。

**5.2 结论翻译**
本研究提出并验证了一种简化的热约束评估方法（TCAM），用于太阳同步轨道（SSO）卫星任务验证。该方法防止了高强度操作期间设备温度超限，从而提高了任务效率和安全性。该方法系统地将热约束从其他任务约束中解耦，使其能够作为后续验证过程而非耦合设计参数进行评估。通过最小化输入变量数量和简化计算流程，本研究有效减少了航天器控制系统的运行负担。值得一提的是，TCAM基于明确界定的使用条件，包括：任务目标设备不直接受太阳辐射、非任务期间目标设备功率恒定、设备温度不应超过某一值。在此基础上，有必要评估简化误差以避免任务规划错误。通过将TCAM应用于高密度任务规划，结果表明，验证后的任务方案在确保卫星安全的同时实现了令人满意的执行性能，没有因温度过高而终止，从而提高了卫星任务执行效率。未来研究将把该方法扩展到更广泛的航天器以验证其通用性并完善理论方法，同时将本研究纳入卫星热真空试验，实现非稳态热平衡测试概念的操作化，以显著提高测试效率并缩短周期，适应卫星星座快速并行生产的需求。