一种提高倾斜轨道卫星变轨安全性的方法

文档序号:4141861
专利名称:一种提高倾斜轨道卫星变轨安全性的方法
技术领域
本发明涉及一种提高倾斜轨道卫星变轨安全性的方法,可以确保卫星变轨期间能源、热控的安全性,主要在倾斜轨道卫星飞控期间使用。
背景技术
一般地球同步轨道卫星由于发射入轨后太阳高度角较低,在变轨点火期间太阳光照角(太阳光线与太阳光线在卫星轨道面的投影之间的夹角)小,满足卫星的供电需求,因此变轨期间的飞行程序设计一般不用考虑能源不足的问题,常见变轨期间的的飞行程序设计方法为根据变轨策略、跟踪弧段,顺序地安排地球捕获并建立地球指向姿态、地球指向姿态下陀螺标定、变轨前准备、竖帆板及建立点火姿态、远地点点火、点火结束后状态设置等测控事件。但是对于倾斜轨道卫星,在不同季节发射,太阳高度角差别较大。在高太阳角情况下,卫星从建立点火姿态开始至点火结束重新恢复地球指向姿态的整个时间段内,太阳光照角(帆板法线与太阳光的夹角)较大,太阳翼输出功率不能满足卫星供电需求。当太阳高度角达到70°以上时,输出功率非常小,主要靠蓄电池供电,蓄电池放电的时间为卫星建立变轨点火姿态的时间至点火结束后重新使帆板对日的时间,负载功率包括卫星平台设备及相关加热器的功率。根据计算,在高太阳角情况下,若采用常见的中高轨卫星飞行程序设 计方法,蓄电池的放电深度会超过设计值,影响卫星的供电安全。若通过改变卫星的设计,如增加蓄电池容量,或改变卫星的发射窗口,如仅选择在太阳高度角小的季节发射,则可能增加卫星的研制成本,甚至影响卫星发射任务的完成,如对于组网卫星,可能无法回避在高太阳角的季节进行发射。

发明内容
本发明的技术解决问题是克服现有技术的不足,提供了一种高太阳角情况下提高倾斜轨道卫星变轨安全性的方法,通过合理调整加热器的控温阈值、卫星姿态及竖帆板等飞行事件的实施时机,尽可能降低变轨期间的蓄电池的放电深度,确保卫星的能源和热控安全。本发明的技术解决方案是一种提高倾斜轨道卫星变轨安全性的方法,步骤如下(I)计算点火时刻t的太阳高度角Θ S,所述的太阳高度角为地球和太阳连线与轨道平面之间的夹角;若Θ s < y,则按照常规飞行控制程序进行变轨;否则转步骤(2),所述y = arccos(t时刻负载功率/太阳翼输出满功率)(2)根据发送建立点火姿态遥控指令的时间和偏航姿态调整时间,设计建立点火姿态时刻;(3)计算不竖太阳帆板情况下建立好地球指向姿态时刻t0的太阳光照角Θ saO以及建立好点火姿态时刻tl的太阳光照角Θ sal ;所述的太阳光照角为帆板法线与太阳光线的夹角;(4)根据步骤(3)的计算结果,若Θ sa0 < Θ sal,则在卫星建立好地球指向姿态后立即进行竖帆板操作;否则,在建立点火姿态前进行竖帆板操作;(5)计算变轨点火期间的蓄电池放电深度X,若X >m,则在建立好地球指向姿态后调高变轨期间不受照面加热器的控温阈值至安全值上限,在建立点火姿态前调低不受照面加热器的控温阈值至安全值下限;否则,不进行加热器的控温阈值调整,所述m为转移轨道蓄电池的最大允许放电深度;(6)判断点火结束后轨道近地点高度是否小于卫星上的地球敏感器最低使用高度要求,若小于,则卫星在本次出测控跟踪弧段前转入对日定向的巡航姿态;否则转步骤
(7);(7)设计地球指向姿态下卫星偏航角偏置量以及帆板转角若步骤(I)中计算的 太阳高度角0S<(9O° -β),则设置偏航角偏置量为-90°,帆板转角为-90° ;否则,偏航角偏置量保持0°不变,帆板跟踪太阳;所述β =arCC0S (负载功率/太阳翼输出满功率)。所述步骤(5)中的蓄电池放电深度X = 100% ((((Pl-PO) Tl)/U)/Ah);其中,Pl为变轨点火期间的负载功率;太阳翼输出功率PO = P cos(0 sa),p为太阳翼输出满功率,Θ sa为点火时刻的太阳光照角;T1为建立点火姿态至变轨点火结束并恢复地球指向姿态的时间;u为蓄电池供电情况下的母线电压;Ah为蓄电池的额定安时。在变轨点火前将气瓶加热至温度Tw以上,Tw = tw+v -k T2 ;其中,tw为气瓶温度要求值下限^为点火过程气瓶温度下降速度;T2为变轨点火时间。所述步骤(6)点火结束后,增加判断卫星下次变轨点火时刻t的太阳高度角是否超过太阳敏感器的测量范围,若超过,则再判断下次变轨点火前建立好地球指向姿态至建立点火姿态前的时间是否满足卫星陀螺的标定时间,若不满足,则在本次变轨结束后增加一次陀螺标定操作。本发明与现有技术相比的有益效果是(I)卫星的能源安全是卫星成功发射和在轨正常工作的基础。但倾斜轨道卫星在某些季节发射时,太阳高度角高,从而导致卫星从建立点火姿态开始至点火结束重新恢复地球指向姿态的整个时间段内需要蓄电池供电,若蓄电池放电深度超过设计值则会影响卫星能源安全。本发明在不改变卫星的设计(如增加蓄电池容量)或调整发射窗口的情况下,通过变轨前后卫星热控系统控温阈值、飞行事件实施时间和顺序及姿态和帆板转角的合理调整,就可以确保高太阳高度角情况下,卫星的能源和热控安全。一方面降低了更改卫星设计的研制成本,同时减少了对发射窗口的限制,使倾斜轨道卫星的发射时间更加灵活。(2)倾斜轨道卫星各次变轨之间的时间间隔较长,且存在测控不可见弧段,各次变轨结束后转入对日定向的安全模式可确保卫星的能源和热控安全。但是,若转入对日定向安全模式,则在下次变轨前,需要重新进行地球捕获和建立地球指向姿态的测控操作。本发明提供了通过调整地球指向姿态下卫星的偏航姿态及帆板转角方法,可以在确保卫星能源和热控安全的基础上,简化测控操作。(3)变轨点火过程中,气瓶温度会迅速下降。若气瓶温度太低,则会影响推进系统正常工作。但是若气瓶温度过高,则气瓶有发生爆炸的危险。本发明通过合理调整气瓶温度,可以保证变轨期间气瓶的温度在要求值范围。(4)卫星建立点火姿态后,若不满足太阳敏感器的视场范围,则只能用陀螺作为偏航姿态的测量基准,而陀螺标定的时间要求在40分钟以上,若由于测控跟踪时间的限制,导致陀螺标定时间不足而使标定结果不准确。本发明通过合理利用变轨结束后的时间,可以解决该问题。


图I为卫星变轨过程示意图;图2为本发明流程图。
具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式
进行进一步的详细描述。能源和热控安全是实施卫星变轨机动工作的基础。但是,在某些季节发射的倾斜轨道卫星(常见的倾角55° ),太阳高度角会很大(若倾角为55°,则太阳高度角最大为55° (倾角)+23.5° (黄道与赤道的夹角)=78.5° ),从而导致卫星从建立点火姿态开始至点火结束重新恢复地球指向姿态的时间段内,太阳光照角(帆板法线与太阳光的夹角)较大,太阳翼输出功率不能满足卫星供电需求,需蓄电池供电。但是蓄电池的容量有限,若放电深度过大,则会影响卫星的供电安全。本发明提供了一种方法,可以通过合理调整加热器控温阈值及飞行事件的时间和顺序,很大程度上缩短蓄电池的放电时间,降低负载功率,从而降低蓄电池放电深度,确保卫星能源安全。为了更清楚的了解本发明,下面首先对卫星常规的变轨过程进行说明,如图I所示,卫星一般进行3-4次变轨,各次变轨过程相近,主要不同点是若变轨点火前卫星已经工作于地球指向姿态,则无需进行地球捕获操作。卫星在变轨点火前,先捕获地球,并建立地球指向姿态(0Y轴即俯仰轴垂直于飞行的轨道平面,正方向指向天球南极;oz轴即偏航轴正向指向地心;0X轴即滚动轴与OY轴和OZ轴构成右手螺旋方向)。若卫星已经处于地球指向姿态,则不进行该项工作。在地指姿态下进行陀螺标定等点火前准备工作、竖帆板(使帆板法线与卫星的X轴平行)、建立点火姿态(ox轴位于卫星飞行的轨道平面内,正方向指向卫星的前进方向;oz轴正向指向地心;0Y轴与OZ轴和OX轴构成右手螺旋方向)。卫星变轨点火结束后,恢复地球指向姿态。本发明在常规变轨过程基础上,通过下列步骤提高IGSO卫星变轨安全性,主要体现在三个方面一、变轨点火前飞行事件的优化(I)计算点火时刻t的太阳高度角Θ s,所述的太阳高度角为太阳光线矢量与轨道面的夹角,若Θ s < y,则按照常规飞行控制程序进行变轨;否则转步骤⑵;所述y =arccos(t时刻负载功率/太阳翼输出满功率);根据卫星的变轨策略文件,可知各次变轨点火前后卫星的轨道。设根据轨道信息得到点火时刻t太阳单位矢量在轨道坐标系的分量为Sox、Soy、Soz, t时刻的太阳高度角为Θ s = arcsin (Soy)。所述的Θ s < y度为经验公式,在Θ s < y度的情况下,卫星建立点火姿态后,太阳翼输出功率可满足负载需要,蓄电池不放电或放电很小,飞行控制程序可不考虑能源不足的问题。(2)根据发送建立点火姿态遥控指令的时间和偏航姿态调整时间,设计建立点火姿态时刻t2 ;在转点火模式前的t2分钟开始进行建立点火姿态的操作,在高太阳高度角情况下,为了降低蓄电池放电时间,需要尽量推迟时间t2,可按下述方法设定t2 =(发送建立点火姿态遥控指令的时间+偏航姿态调整时间(含姿态稳定时间))* 2。(3)计算不竖太阳帆板情况下建立好地球指向姿态时刻t0的太阳光照角Θ saO以及建立好点火姿态时刻tl的太阳光照角Θ sal ;所述的太阳光照角为帆板法线与太阳光线的夹角;设根据轨道和姿态信息计算得到t0、tl时刻太阳单位矢量在卫星本体坐标系的·分量为Sbx、Sby、Sbz,根据太阳帆板具体的本体指向计算太阳光照角,若太阳帆板指向-X轴,则太阳光照角为Θ saO = arccos(-Sbx);若太阳帆板指向_Z轴,则太阳光照角为Θ sal = arccos(-Sbz)。(4)根据步骤(3)的计算结果,若Θ sa0 < Θ sal,则在卫星建立好地球指向姿态后立即进行竖帆板操作;否则,在建立点火姿态前进行竖帆板操作;(5)计算变轨点火期间的蓄电池放电深度X,若X > m,则在建立好地球指向姿态后调高变轨期间不受照面加热器的控温阈值至安全值上限,在建立点火姿态前调低不受照面加热器的控温阈值至安全值下限;否则,不进行加热器的控温阈值调整,所述m为转移轨道蓄电池的最大允许放电深度;蓄电池放电深度X = 100%* ((((P1-P0) * Tl)/U)/Ah);其中,Pl为变轨点火期间的负载功率;太阳翼输出功率PO = P * cos( Θ sa),P为太阳翼输出满功率,Θ sa为点火时刻的太阳光照角;T1为建立点火姿态至变轨点火结束并恢复地球指向姿态的时间山为蓄电池供电情况下的母线电压;Ah为蓄电池的额定安时。;二、变轨结束后卫星姿态的设定 在卫星到达目标轨道前,卫星每次变轨结束后可转入对日定向的巡航姿态或在地指姿态下,通过调偏航姿态和帆板转角使太阳光照角始终保持在太阳翼输出可以满足负载需求的范围。根据如下方法设定卫星的姿态可同时达到满足能源需求和简化测控操作的目的(6)若本次变轨点火结束后的轨道近地点高度小于地球敏感器最低使用高度要求,则卫星在本次出测控跟踪弧段前转入对日定向的巡航姿态;否则转步骤(7);(7)设计地球指向姿态下卫星偏航角偏置量以及帆板转角若步骤(I)中计算的太阳高度角es<(90° -β),则设置偏航角偏置量为-90°,使卫星+Y指向卫星的前进方向(假设X面受照为卫星的长期在轨工作设计工况),帆板转角为-90°,可确保太阳翼输出功率满足负载要求;否则,偏航角偏置量保持0°不变,帆板跟踪太阳(当太阳光照角>β时,需要调整帆板转角,此为业内公知做法,不详细说明);所述β =arCC0S(负载功率/太阳翼输出满功率)。三、其他安全性措施
I、变轨点火期间,气瓶温度会迅速下降,为确保气瓶温度在要求值范围,需在点火前提前将气瓶加热至一定的温度Tw以上,Tw = tw+v T2 ;其中,tw为气瓶温度要求值下限^为点火过程气瓶温度下降速度;T2为变轨点火时间。2、在太阳高度角超过太阳敏感器测量范围(一般为60° )的情况下,需用陀螺测量卫星的偏航姿态,为保证卫星的变轨精度,需要对陀螺进行准确标定。陀螺标定的时刻一般安排在建立点火姿态并稳定至建立点火姿态前的时间段Τ3内,由于陀螺标定时间一般要求在40分钟以上,若下次变轨点火前的Τ3 < 40分钟,则在本次变轨结束后增加一次陀螺标定操作,为下次变轨时使用。本发明方法在实际应用过程中可以在常规飞行控制程序的基础上,根据上述各个部分的内容对飞控程序的相应内容进行调整,以达到提高卫星变轨安全性的目的。我国多颗倾斜轨道卫星变轨期间,采用本发明大大降低了变轨期间蓄电池的放电深度,简化了飞 控操作,气瓶温度在要求值范围内,确保了卫星变轨机动过程的能源和热控安全。本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。
权利要求
1.一种提高倾斜轨道卫星变轨安全性的方法,其特征在于步骤如下 (1)计算点火时刻t的太阳高度角ΘS,所述的太阳高度角为地球和太阳连线与轨道平面之间的夹角;若Θ s < y,则按照常规飞行控制程序进行变轨;否则转步骤(2),所述y =arccos(t时刻负载功率/太阳翼输出满功率) (2)根据发送建立点火姿态遥控指令的时间和偏航姿态调整时间,设计建立点火姿态时刻; (3)计算不竖太阳帆板情况下建立好地球指向姿态时刻tO的太阳光照角ΘsaO以及建立好点火姿态时刻tl的太阳光照角Θ sal ;所述的太阳光照角为帆板法线与太阳光线的夹角; (4)根据步骤(3)的计算结果,若Θsa0 < Θ sal,则在卫星建立好地球指向姿态后立即进行竖帆板操作;否则,在建立点火姿态前进行竖帆板操作; (5)计算变轨点火期间的蓄电池放电深度X,若X> m,则在建立好地球指向姿态后调高变轨期间不受照面加热器的控温阈值至安全值上限,在建立点火姿态前调低不受照面加热器的控温阈值至安全值下限;否则,不进行加热器的控温阈值调整,所述m为转移轨道蓄电池的最大允许放电深度; (6)判断点火结束后轨道近地点高度是否小于卫星上的地球敏感器最低使用高度要求,若小于,则卫星在本次出测控跟踪弧段前转入对日定向的巡航姿态;否则转步骤(7); (7)设计地球指向姿态下卫星偏航角偏置量以及帆板转角若步骤(I)中计算的太阳高度角9s<(90° -β),则设置偏航角偏置量为-90°,帆板转角为-90° ;否则,偏航角偏置量保持0°不变,帆板跟踪太阳;所述β =arCC0S (负载功率/太阳翼输出满功率)。
2.根据权利要求I所述的一种提高倾斜轨道卫星变轨安全性的方法,其特征在于所述步骤(5)中的蓄电池放电深度X= 100%* ((((Pl-PO) Tl)/U)/Ah);其中,Pl为变轨点火期间的负载功率;太阳翼输出功率PO = P cos( Θ sa),P为太阳翼输出满功率,Θ sa为点火时刻的太阳光照角;T1为建立点火姿态至变轨点火结束并恢复地球指向姿态的时间;U为蓄电池供电情况下的母线电压;Ah为蓄电池的额定安时。
3.根据权利要求I所述的一种提高倾斜轨道卫星变轨安全性的方法,其特征在于在变轨点火前将气瓶加热至温度Tw以上,Tw = tw+v ~k T2 ; 其中,tw为气瓶温度要求值下限;v为点火过程气瓶温度下降速度;T2为变轨点火时间。
4.根据权利要求I或3所述的一种提高倾斜轨道卫星变轨安全性的方法,其特征在于所述步骤¢)点火结束后,增加判断卫星下次变轨点火时刻t的太阳高度角是否超过太阳敏感器的测量范围,若超过,则再判断下次变轨点火前建立好地球指向姿态至建立点火姿态前的时间是否满足卫星陀螺的标定时间,若不满足,则在本次变轨结束后增加一次陀螺标定操作。
全文摘要
一种提高倾斜轨道卫星变轨安全性的方法,是在飞行程序的设计过程中,考虑太阳高度角条件,通过飞行事件的合理调整,解决了在高太阳角情况下,倾斜轨道卫星在变轨机动期间能源紧张的问题,同时可简化飞控操作。根据本方法设计飞行程序就能缩短变轨点火期间的蓄电池放电时间,降低蓄电池供电期间的负载功率,从而降低蓄电池放电深度,确保卫星的能源安全,使发射窗口不受太阳光照角的限制。
文档编号B64G1/10GK102874418SQ20121041112
公开日2013年1月16日 申请日期2012年10月24日 优先权日2012年10月24日
发明者马利, 杨慧, 王金刚, 潘宇倩, 刘涛, 张孝功, 鲍恩竹, 陈少华 申请人:北京空间飞行器总体设计部
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