一种针对全电推进卫星的推力器布局方法与流程

本发明涉及三轴稳定地球静止轨道卫星的电推力器布局方法，特别是一种针对全电推进卫星的推力器布局方法，针对完全利用电推进完成转移轨道变轨任务、同步轨道姿态和轨道控制任务的全电推进卫星。

背景技术：

对于使用运载火箭发射至同步转移轨道的静止轨道卫星，卫星需要携带足够的推进剂，以完成转移轨道变轨、同步轨道姿态和轨道控制等任务。对于使用化学推进的卫星，推进剂携带量一般会达到总发射重量的55％甚至更高。电推进以其高比冲省燃料的特点逐渐成为静止轨道卫星的标准配置。

全电推进卫星全部使用电推进完成星箭分离后的同步转移轨道至地球静止轨道的变轨任务，全寿命在轨期间的南北位置保持、东西位置保持任务，以及动量卸载任务。相同载荷配置和在轨寿命条件下，全电推进卫星的发射重量可以降低接近50％。

电推进的高比冲显著降低了卫星推进剂的携带量，但是电推进应用也存在如下两个特点：

(1)电推进推力较小，一般为几十毫牛至百毫牛量级，由此导致整星对电推力器的寿命需求较高。作为全电推进卫星的主推进，推进系统的可靠性是一个重要考核指标。长寿命需求导致电推进的可靠性验证较化学推进周期、难度、成本大幅提升。

(2)传统化学推力器一般配置十几至二十几台推力器，实现冗余备份。而对于电推进，由于推力器尺寸、供电、供气等使用约束，推力器数量一般较少，需要优化在轨使用策略，实现推力器的冗余、备份。

当前，我国通过东方红三号B等卫星平台的研制，设计并验证了推力为几十毫牛级、使用寿命为一万小时量级的电推进产品。全电推进卫星较东方红三号B卫星电推进任务更多，导致推力和寿命需求大幅提升。由于国内外现有针对全电推进卫星的电推力器布局均没有考虑或没有把上述两个特点作为主要设计约束，导致技术成熟的电推力器产品无法使用。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种针对全电推进卫星的推力器布局方法，解决了现有的全电推进卫星中推力器布局过度冗余的问题，具有很好的使用价值。

本发明的技术解决方案是：一种针对全电推进卫星的推力器布局方法，包括如下步骤：

(1)以卫星背地板中心为原心、以指向卫星北板的方向为Y轴正向、X轴符合右手定则建立卫星背地板直角坐标系，然后在卫星背地板靠近南板一侧装配三台电推力器，并记为电推力器3、电推力器4、电推力器6，电推力器6位于Y轴，电推力器3、电推力器4关于Y轴轴对称，电推力器3、电推力器4、电推力器6质心在卫星背地板直角坐标系中的Y轴坐标值相等；在卫星背地板靠近北板一侧装配三台电推力器，并记为电推力器1、电推力器2、电推力器5，电推力器5位于Y轴，电推力器1、电推力器2关于Y轴轴对称，电推力器1、电推力器2、电推力器5质心在卫星背地板直角坐标系中的Y轴坐标值相等；电推力器1、电推力器3关于X轴对称，电推力器5、电推力器6关于X轴对称，电推力器2、电推力器4关于X轴对称，电推力器5的Y轴坐标为正；

(2)将卫星使用运载火箭发射至同步转移轨道，在星箭分离后，使用电推进完成卫星轨道转移任务，在使用电推进完成卫星轨道转移任务时，当电推力器1、电推力器2、电推力器3、电推力器4均正常时，控制电推力器1、电推力器2、电推力器3、电推力器4推力器同时点火，且令电推力器1、电推力器2、电推力器3、电推力器4的推力方向均平行，电推力器2、电推力器3推力形成的平面通过卫星质心，电推力器1、电推力器4推力形成的平面通过卫星质心，直至完成卫星轨道转移任务；当电推力器1、电推力器2、电推力器3、电推力器4中的一台故障时，将电推力器5、电推力器6以及电推力器1、电推力器2、电推力器3、电推力器4中未故障且关于X轴对称的两台电推力器同时点火，令电推力器1、电推力器2、电推力器3、电推力器4中未故障且关于X轴对称的两台电推力器的推力方向平行，且两推力形成的平面通过卫星质心，电推力器5、电推力器6推力方向平行且两推力形成的平面通过卫星质心，直至完成卫星轨道转移任务；所述的卫星轨道转移任务为将卫星从同步转移轨道转移到地球静止轨道；

(3)当卫星进入地球静止轨道后，使用电推力器1、电推力器2、电推力器3、电推力器4、电推力器5、电推力器6完成卫星位置保持，使得卫星位置保持以N’天为一个位置保持周期；当电推力器1、电推力器2、电推力器3、电推力器4均正常时，在第1至第N’-2天，令电推力器1在卫星赤经位于区域[90°-β₁,90°]点火、电推力器2在卫星赤经位于区域[90°,90°+β₂]点火、电推力器3在卫星赤经位于区域[270°-β₁,270°]点火、电推力器4在卫星赤经位于区域[270°,270°+β₂]点火，在第N’-1至第N’天，对卫星进行测轨并规划下一个位置保持周期的β₁和β₂；其中，

式中，m为卫星质量，n_e为地球自转角速度，F_n为每台电推力器推力在Y轴方向的分量，F_d为每台电推力器推力在X轴方向的分量，△V_n为第1至第N’-2天中每天需要完成的南北位置保持速度增量，△V_d为第1至第N’-2天中每天需要完成的东西位置保持速度增量；

当电推力器1、电推力器2、电推力器3、电推力器4中的一台故障时，使用电推力器5、电推力器6以及电推力器1、电推力器2、电推力器3、电推力器4中未故障且关于X轴对称的两台电推力器进行位置保持，将电推力器1、电推力器2、电推力器3、电推力器4中未故障且关于X轴对称的两台电推力器中分别记为第一电推力器、第二电推力器，在第1至第N’-2天，每天第一电推力器在卫星赤经位于区域[90°-α₁,90°]点火、5号推力器在卫星赤经位于区域[90°,90°+α₀]点火、6号推力器在卫星赤经位于区域[270°-α₀,270°]点火，第二电推力器在卫星赤经位于区域[270°,270°+α₂]点火，在第N’-1至第N’天，在地面对卫星进行测轨，并规划下一个位保周期的α₀、α₁和α₂；其中

F_n'(α₁+α₂)+2F_nα₀＝ΔV_nmn_e

F_d'(α₁-α₂)＝ΔV_dmn_e

式中，F’_n为电推力器5在Y轴方向的推力分量，F’_d为6号推力器在X轴方向的推力分量。

所述的N’＝14。

所述的α₀、α₁、α₂为最小M+N+K对应的F_n'(α₁+α₂)+2F_nα₀＝ΔV_nmn_e、F_d'(α₁-α₂)＝ΔV_dmn_e计算得到的解，其中，M为α₀-α₁的绝对值，N为α₁-α₂的绝对值，K为α₀-α₂的绝对值。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明方法通过四台推力器的联合完成卫星寿命期内的轨道转移和位置保持任务，可以有效降低全电推进卫星对推力器推力大小和寿命的需求，增加了全电推进卫星对电推力器的适应性；

(2)本发明方法通过配置六台电推力器，解决了单台推力器失效时应用策略复杂、推进剂消耗增加的问题，具有对单台推力器失效前后点火位置、推进剂消耗等均基本不变的优点。

附图说明

图1为本发明方法中全电推进卫星电推力器布局示意图；

图2为本发明方法中全电推进卫星位置保持时的电推进点火周期和每个周期内所实施的操作。

具体实施方式

本发明针对全电推进卫星技术的不足，设计了一种电推力器布局方法，解决了现有的全电推进卫星中推力器布局过度冗余的问题，具有很好的使用价值，下面结合附图对本发明方法进行详细说明。

如图1为本发明全电推进卫星电推力器布局示意图，本发明对应的推力器布局方案为：卫星在背地板靠近南板和北板侧各装配三台电推力器，每台推力器均配置推力方向调整机构。整星共计配置六台电推力器，编号分别为1、2、3、4、5、6。基于卫星背地板建立笛卡尔坐标系XOY，1和2号电推力器，3和4号电推力器分别相对于Y轴对称，5号和6号电推力器位于Y轴上，1、5、2号电推力器分别与3、6、4号电推力器相对于X轴对称。

本发明中，卫星由运载火箭发射至同步转移轨道，在星箭分离后，首先使用电推进完成轨道转移任务。1、2、3、4号电推力器为主份推力器，5号和6号为备份推力器。当主份推力器均正常时，四台推力器同时点火，四台推力器方向平行，推力合力过卫星质心。变轨过程中，卫星姿态按照变轨需求进行调整。当其中一台主份推力器发生故障时，则使用东侧和西侧均正常的两台推力器，同时使用两台备份推力器进行轨道转移。两台主份推力器方向平行，两推力形成的平面通过卫星质心；两台备份推力器推力方向形成的平面通过卫星质心。变轨过程中，卫星姿态按照变轨需求进行调整。

本发明针对静止轨道阶段的南北位置保持和东西位置保持任务，以14天为一个位保周期，如图2所示为本发明全电推进卫星位置保持时的电推进点火周期和每个周期内所实施的操作。其中，第一至十二天，电推进每天点火四次，完成位置保持任务，点火时刻和时长按照星上存储的地面上注点火时间序列确定；在第十三至第十四天，地面测控系统对卫星进行测轨，并规划下一个位保周期的点火时间序列。

正常情况下使用四台主份推力器完成，在第一至第十二天，每天1号推力器在卫星赤经位于区域[90°-β₁,90°]点火，2号推力器在卫星赤经位于区域[90°,90°+β₂]点火，3号推力器在卫星赤经位于区域[270°-β₁,270°]点火，4号推力器在卫星赤经位于区域[270°,270°+β₂]点火。β₁和β₂由地面计算并上注存储于星上计算机内；在第十三至第十四天，地面测控系统对卫星进行测轨，并规划下一个位保周期的点火时间序列；β₁和β₂的计算公式为：

式中，m为位保时卫星的质量，n_e为地球自转角速度，F_n为每台电推力器推力在Y轴方向的分量，F_d为每台电推力器推力在X轴方向的分量，△V_n和△V_d为每天需要完成的南北位保速度增量和东西位保速度增量。

当前其中一台推力器故障时，则使用对角正常的两台主份推力器和两台备份推力器完成位置保持任务。两台主份推力器主要完成东西位保和部分南北位保，两台备份推力器主要完成部分南北位置保持任务。具体而言，假设3号推力器故障，此时采用1、4、5、6号推力器执行位置保持任务。在第一至第十二天，每天1号推力器在卫星赤经位于区域[90°-α₁,90°]点火，5号推力器在卫星赤经位于区域[90°,90°+α₀]点火，6号推力器在卫星赤经位于区域[270°-α₀,270°]点火，4号推力器在卫星赤经位于区域[270°,270°+α₂]点火。α₀、α₁和α₂由地面计算并上注存储于星上计算机内；在第十三至第十四天，地面测控系统对卫星进行测轨，并规划下一个位保周期的点火时间序列；α₀、α₁和α₂的计算公式为：

F_n'(α₁+α₂)+2F_nα₀＝ΔV_nmn_e

F_d'(α₁-α₂)＝ΔV_dmn_e

式中，F’_n和F’_d为5号、6号推力器在Y方向和X方向的分量。

优化α₀、α₁和α₂，使得α₀、α₁和α₂的差最小，可以确定三台电推力器的点火时间。具体方法为：α₀、α₁、α₂为最小M+N+K对应的F_n'(α₁+α₂)+2F_nα₀＝ΔV_nmn_e、F_d'(α₁-α₂)＝ΔV_dmn_e计算得到的解，其中，M为α₀-α₁的绝对值，N为α₁-α₂的绝对值，K为α₀-α₂的绝对值。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。