地球静止卫星推力器故障工况下轨道位置保持方法与流程

本发明涉及一种地球静止卫星推力器故障工况下轨道位置保持方法，特别涉及一种采用电推力器的地球静止卫星轨道位置保持设计方法，适用于推力器故障工况下的地球静止卫星轨道位置保持任务，属于航空航天
技术领域：
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背景技术：
：地球静止卫星是绕地球飞行的轨道倾角为0度、轨道偏心率为0、飞行方向与地球自转方向相同且飞行周期与地球自转周期相等的一类卫星，在通信传输、电视广播和气象预报等诸多领域具有重要的应用价值。地球静止卫星在轨运行时，由于受到摄动力影响，会逐渐漂移并偏离标称运行轨道，导致其无法正常工作。因此，地球静止卫星需要进行轨道位置保持以保证工作性能。电推力器因具有比冲高的特点，用于轨道位置保持任务可有效降低地球静止卫星的燃料消耗、提高卫星的有效载荷比并增加卫星的使用寿命。然而，受太空环境或卫星元器件性能等因素影响，电推力器可能发生故障。针对采用电推力器的地球静止卫星，如何在推力器故障工况下进行轨道位置保持且达到预期的位置保持效果，是当前科技人员关注的热点问题之一。在已发展的采用电推力器的地球静止卫星轨道位置保持方法中，在先技术[1](BernardMAnzel.MethodforSatelliteStationKeeping[P].US5020746A,1989)，针对地球静止卫星轨道位置保持任务，提出了一种采用两个电推力器进行轨道位置保持的方法。两个推力器均安装在卫星的背地板上，轨道位置保持期间分别在赤经RA为90度和270度点火。采用该方法的推力器布局含有两个正常工作的电推力器和一个备份的电推力器，当正常工作的两个电推力器任意一个发生故障时，备份电推力器工作以继续进行轨道位置保持任务。该方法的优点是卫星可以同时进行南北和东西位置保持，简化轨道位置保持任务，缺点是受推力器布局限制，备份的推力器不能完全替代发生故障的推力器，因而故障工况下难以保证东西轨道位置保持和南北轨道位置保持的控制精度。在先技术[2](BernardMAnzel.MethodandApparatusforaSatelliteStationKeeping[P].US5443231A,1993)，针对地球静止卫星轨道位置保持问题，给出了一种基于四个电推力器布局的轨道位置保持方法。在每个轨道周期内，四个电推力器在赤经RA为90度和270度各点火一次，同时完成南北和东西位置保持任务。当任意一个推力器发生故障时，与该推力器在同一条对角线上的推力器停止工作，轨道位置保持任务由另外两个电推力器继续执行并在赤经0度或180度增加第三点火区域。该方法的优点是卫星不需要备份电推力器也可在单一电推力器故障工况下完成轨道位置保持任务，缺点是故障工况下在赤经0度或180度增加第三点火区域不能有效抑制轨道偏心率漂移，最终导致位置保持控制精度不能满足任务要求。技术实现要素：本发明的目的是为了解决四个推力器中任意推力器发生故障的情况下无法保证卫星位置保持控制精度的问题，提供一种地球静止卫星推力器故障工况下轨道位置保持方法。本发明的目的是通过下述技术方案实现的。地球静止卫星推力器故障工况下轨道位置保持方法，具体步骤如下：步骤一、本发明采用四个电推力器的布局，四个推力器分别为NW、NE、SW、SE。决定推力器推力方向的安装角为θ和α。当任意推力器发生故障时，当前轨道周期直至卫星运行到赤经0度，推力器不再进行位置保持任务。从下一轨道周期的赤经0度重新开始轨道位置保持，推力器在升交点、第三区域以及降交点处点火。步骤二、计算下一轨道周期的轨道倾角漂移量和经度漂移量；将所述下一轨道周期内预测的轨道倾角iP和经度λP与任务要求的目标值作差，计算出倾角漂移量Δi和经度漂移量Δλ，所述倾角漂移量Δi和经度漂移量Δλ的计算公式为：Δi=iP-iTΔλ=λP-λT]]>其中：所述iT和所述λT分别为任务要求的轨道倾角及经度目标值；步骤三、计算卫星进行位置保持需要提供的速度增量；根据所述轨道倾角漂移量和所述经度漂移量计算卫星进行位置保持需要提供的法向速度增量ΔVI和切向速度增量ΔVT，所述法向速度增量ΔVI和切向速度增量ΔVT的计算公式为：其中：所述VS为卫星在地球静止轨道上的飞行速度；步骤四、计算第三点火区域参数；根据电推力器布局，将所述法向速度增量ΔVI和所述切向速度增量ΔVT分配至两个推力器上，其分配公式为：ΔVT1=12(ΔVItanθtanα+ΔVT)ΔVT2=12(ΔVItanθtanα-ΔVT)]]>其中：所述ΔVT1为北面电推力器提供的切向速度增量，所述ΔVT2为南面电推力器提供的切向速度增量；计算切向速度增量对轨道偏心率造成的偏心率变化量，其中，所述偏心率变化量的计算公式为：ΔeX=2(ΔVT1+ΔVT2)VSΔeY=(ΔVT1-ΔVT2)·cot(α)VS]]>其中：所述ΔeX和所述ΔeY分别为所述偏心率变化量在地心惯性坐标系中X和Y方向的分量；根据所述偏心率变化量，计算第三点火区域参数，即第三点火区域与赤经0度或180度的夹角γ，以及第三点火区域内每个电推力器需要提供的速度增量ΔVR：γ=arctan(ΔeYΔeX)ΔVR=VS2·ΔeX2+ΔeY2]]>步骤五、根据所述每个电推力器需要提供的速度增量计算所述每个电推力器在升交点、第三点火区域和降交点处的点火时长，所述点火时长T的计算公式为：T=2ωEarcsin[ωE2(mΔViFcosθcosα)]]]>其中：所述ωE为地球自转角速度，所述m为地球静止卫星质量，所述ΔVi为电推力在不同点火区域需要提供的速度增量，所述F为电推力器推力大小。有益效果本发明提供了一种地球静止卫星推力器故障工况下轨道位置保持方法。与原有轨道位置保持方法相比，在本发明中推力器故障工况下正常点火区域在升、降交点处，第三点火区域增加了位置参数γ，该角度由轨道偏心率漂移方向计算而得，因而本发明所述位置保持方法可有效抑制轨道偏心率漂移，保证轨道位置保持控制精度。附图说明图1是本发明实施例提供的四个电推力器布局示意图；图2是本发明实施例提供的第一类故障工况电推力器点火区域示意图；图3是本发明实施例提供的第二类故障工况电推力器点火区域示意图；图4是本发明实施例提供的第一类故障工况下纬度保持效果示意图；图5是本发明实施例提供的第一类故障工况下经度保持效果示意图；图6是本发明实施例提供的第一类故障工况下轨道倾角保持效果示意图；图7是本发明实施例提供的第一类故障工况下偏心率保持效果示意图；图8是本发明实施例提供的地球静止卫星推力器故障工况下轨道位置保持方法流程图。具体实施方式下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述说明如图1所示，基于径切法坐标系的四个电推力器布局示意图。四个推力器对称安装在卫星背地板上，推力矢量指向卫星质心。四个电推力器分别为北面的NW、NE和南面的SW、SE。每个推力器都配有一个推力矢量改变装置，控制推力方向穿过卫星质心。推力器NW和NE的推力矢量构成一个平面，推力器SW和SE的推力矢量构成另一个平面，卫星南北轴到这两个平面的夹角均为θ。电推力器初始位置在北—质心—地球中心的平面内，之后会围绕南北轴旋转，NW和SW向西旋转，NE和SE向东旋转，旋转角为α。将α和θ定义为推力器布局的安装角。本发明的设计原理为：将故障工况划分为两类：(1)推力器NE或SW发生故障；(2)推力器NW或SE发生故障。若发生第一类故障工况，轨道位置保持任务将由NW和SE电推力器共同执行。若发生第二类故障工况，轨道位置保持任务将由NE和SW电推力器共同执行。首先将未来一天预测的轨道倾角和经度与任务要求的目标值作差，计算出倾角漂移量和经度漂移量；然后，根据上述两种轨道元素漂移量计算卫星进行轨道位置保持需要提供的速度增量；最后根据速度增量计算两个电推力器的点火时长并确定点火区域。实施例1针对第一类故障工况，电推力器有三个点火区域，分别是NW正常点火区域、SE正常点火区域和NW、SE相继点火的第三点火区域。在地心惯性坐标系下，电推力器工作区域示意图如图2所示。电推力器NW正常点火区域在轨道升交点位置，电推力器SE正常工作区域在轨道降交点位置，第三点火区域与赤经180度的夹角为γ。下面以地球静止卫星在定点经度东经120度且NE推力器发生故障为例，结合附图对本发明的实施方式作详细说明。卫星质量为2000千克，推力器推力为200豪牛，电推力器安装角θ和α分别为40度和18度。任务要求的轨道倾角目标值为0.01度，经度目标值为东经120度，轨道位置保持控制精度为±0.05度。本实施例的具体步骤如下：步骤一、计算下一轨道周期的轨道倾角漂移量和经度漂移量将下一轨道周期内预测的轨道倾角iP和经度λp与任务要求的目标值作差，计算出倾角漂移量Δi和经度漂移量Δλ：Δi=iP-iTΔλ=λP-λT]]>其中：任务要求的轨道倾角目标值iT和经度目标值λF分别为0.01度和东经120度。步骤二、计算卫星进行位置保持需要提供的速度增量根据轨道元素漂移量计算卫星进行位置保持需要提供的法向速度增量ΔVI和切向速度增量ΔVT：其中：地球静止轨道速度VS为3074.7米/秒。步骤三、计算第三点火区域参数根据电推力器布局，将法向速度增量ΔVI和切向速度增量ΔVT分配至两个推力器上：ΔVT1=12(ΔVItanθtanα+ΔVT)ΔVT2=12(ΔVItanθtanα-ΔVT)]]>其中：ΔVT1为电推力器NW提供的切向速度增量，ΔVT2为电推力器SE提供的切向速度增量。切向速度增量对轨道偏心率造成的影响由下式计算：ΔeX=2(ΔVT1+ΔVT2)VSΔeY=(ΔVT1-ΔVT2)·cot(α)VS]]>其中：ΔeX和ΔeY分别为偏心率变化量在地心惯性坐标系中X和Y方向的分量。根据偏心率变化量，计算第三点火区域参数，即第三点火区域与赤经180度的夹角γ和第三点火区域内每个电推力器需要提供的速度增量ΔVR：γ=arctan(ΔeYΔeX)ΔVR=VS2·ΔeX2+ΔeY2]]>步骤四、最后根据各电推力器需要提供的速度增量计算电推力器在各点火区域内的点火时长T=2ωEarcsin[ωE2(mΔViFcosθcosα)]]]>其中：地球自转角速度ωE为0.00417度/秒，卫星质量m为2000千克，电推力器推力大小F为200豪牛。步骤五、完成当前轨道周期的位置保持任务后，预测下一轨道周期内的轨道倾角和经度漂移量，然后重复步骤一至步骤四继续轨道位置保持任务。地球静止卫星在定点经度东经120度且NE推力器发生故障下的位置保持效果如图4至图7所示。如图所示，地球静止卫星的纬度有效控制在±0.01度以内，经度控制在119.99度～120.04度以内，轨道倾角被有效控制在控制目标0.01度附近，偏心率周期变化并被有效抑制在2.5×10-4以下。实施例2针对第二类故障工况，电推力器有三个点火区域，分别是NE正常点火区域、SW正常点火区域和NE、SW相继点火的第三点火区域。在地心惯性坐标系下，电推力器工作区域示意图如图3所示。电推力器NE正常点火区域在轨道升交点位置，电推力器SW正常工作区域在轨道降交点位置，第三点火区域与赤经0度的夹角为γ。此类故障工况下电推力器点火时长的计算方法与第一类情况原理相同。轨道位置保持具体步骤为：步骤一、计算下一轨道周期的轨道倾角漂移量和经度漂移量将下一轨道周期内预测的轨道倾角iP和经度λP与任务要求的目标值作差，计算出倾角漂移量Δi和经度漂移量Δλ：Δi=ip-iTΔλ=λP-λT]]>其中：iT和λT分别为任务要求的轨道倾角及经度目标值。步骤二、计算卫星进行位置保持需要提供的速度增量根据轨道元素漂移量计算卫星进行位置保持需要提供的法向速度增量ΔVI和切向速度增量ΔVT：其中：VS为卫星在地球静止轨道上的飞行速度。步骤三、计算第三点火区域参数根据电推力器布局，将法向速度增量ΔVI和切向速度增量ΔVT分配至两个推力器上：ΔVT1=12(ΔVItanθtanα+ΔVT)ΔVT2=12(ΔVItanθtanα-ΔVT)]]>其中：ΔVT1为电推力器NE提供的切向速度增量，ΔVT2为电推力器SW提供的切向速度增量。切向速度增量对轨道偏心率造成的影响由下式计算：ΔeX=2(ΔVT1+ΔVT2)VSΔeY=(ΔVT1-ΔVT2)·cot(α)VS]]>其中：ΔeX和ΔeY分别为偏心率变化量在地心惯性坐标系中X和Y方向的分量。根据偏心率变化量，计算第三点火区域参数，即第三点火区域与赤经0度的夹角γ和第三点火区域内每个电推力器需要提供的速度增量ΔVR：γ=arctan(ΔeYΔeX)ΔVR=VS2·ΔeX2+ΔeY2]]>步骤四、最后根据各电推力器需要提供的速度增量计算电推力器在各点火区域内的点火时长T=2ωEarcsin[ωE2(mΔViFcosθcosα)]]]>其中：ωE为地球自转角速度，m为地球静止卫星质量，ΔVi为电推力在不同点火区域需要提供的速度增量，F为电推力器推力大小。步骤五、完成当前轨道周期的位置保持任务后，预测下一轨道周期内的轨道倾角和经度漂移量，然后重复步骤一至步骤四继续轨道位置保持任务。其中，本发明实施例所提供的地球静止卫星推力器故障工况下轨道位置保持方法流程图参照图8所示。需要说明的是：本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例的全部或部分步骤可以通过硬件来完成，也可以通过程序来指令相关的硬件完成，所述的程序可以存储于一种计算机可读存储介质中，上述提到的存储介质可以是只读存储器，磁盘或光盘等。以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。当前第1页1 2 3