一种地球静止轨道卫星电推力器故障模式推力分配方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种地球静止轨道卫星电推力器故障模式推力分配方法，属于航天器 控制领域。
【背景技术】
[0002] 空间电推进技术是提高航天器能源利用效率和轨道控制性能的重要途径，近年 来，随着在轨寿命、载荷/平台重量比等指标的提高，国内外高轨卫星呈现出大量采用电推 进技术的趋势。作为我国下一代大容量/高性能地球静止轨道（简称GE0)通信卫星平台， 基于电推进的东方红五号卫星平台（DFH-5平台）、全电推卫星平台（DFH-4SP)均已进入工 程研制阶段。
[0003] 与传统的化学推进方式相比，电推进卫星在控制需求上具有鲜明的特点。第一，轨 道控制不同方向耦合、姿态与轨道控制耦合、多种误差源耦合等问题均十分突出；第二，需 要卫星平台具有更强的自主导航、自主控制甚至一定程度的自主任务规划能力；第三，电推 进控制能力有限，同时还需要满足推力器布局、推力器矢量调节范围、能源管理、飞行测控 条件、星上计算能力等约束，在策略设计上方面需要进行综合优化。而在出现推力器故障的 情况下，设计约束多、待控变量多、控制模型非线性等难题将更加突出，同时需要考虑节省 燃料和减少开机次数，因此在策略设计中不但需要满足轨道控制及角动量卸载任务要求， 还需要通过专门的技术措施以尽量提升策略的应用性能。由此可见，电推进卫星推力器故 障条件下的位保及角动量卸载控制技术已成为一项重要的关键技术。
[0004] 研究表明，对于DFH-5及DFH-4SP采用的四推力器锥形布局方式，在一台或处于对 角线上的两台推力器同时发生故障时，可以通过调整控制策略来满足卫星控制要求。对此 国内外提出了几种代表性的方法。其中，波音BSS-702平台的策略采用了增加点火位置的 设计思路，按照轨控需求计算点火位置及点火时长，具有物理意义明确、适于工程实施的特 点。但就其介绍来看，主要存在点火位置不确定、轨控约束考虑不充分以及燃料消耗较大的 问题。而其他策略侧重于建立整体的轨道控制模型，然后使用数值优化方法求解控制参数， 这类方法通常以燃料消耗最少为优化目标，将控制分配问题转换为非线性混合约束优化问 题，然后采用序列二次规划等方法来求解，主要存在算法复杂、计算量大的问题，并且对优 化无解的情况未提出有效的解决措施。
【发明内容】
[0005] 本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种地球静止轨道卫星电推 力器故障模式推力分配方法，满足控制性能指标和燃料消耗、能源限制等工程约束。
[0006] 本发明的技术方案是：一种地球静止轨道卫星电推力器故障模式推力分配方法， 步骤如下：
[0007] 1)确定推力分配输入条件
[0008] 11)点火位置约束
[0009] 根据轨道光照条件、星上能源条件、电推力器工作条件，确定点火赤经容许范围 Lava；
[0010] 12)点火速度增量约束
[0011] 根据推力器开机时长的限制、星上能源供应的限制，确定每个轨道周期的点火总 速度增量上限A V_;
[0012] 13)轨道控制需求
[0013] 根据外部输入，确定本控制周期内的轨道控制需求，包括：
[0014] 倾角矢量控制量[Δ ix Δ iy]，偏心率矢量控制量[Δ ex Δ ey]，平经度漂移率控制 量AD ;
[0015] 2)位置保持推力分配及优化
[0016] 21)建立电推力器指向模型
[0017] 根据安装方位，以NW、SE、NE、SW分别表示位于卫星本体西北、东南、东北和西南的 四个电推力器；
[0018] 为满足角动量卸载需求，推力器在轨道系切向、法向的指向相对标称指向偏移，偏 移后的各推力器推力方向矢量分别为：
[0020] 其中rxx,x表示各推力器标称推力方向单位矢量在卫星轨道坐标系，即轨道系中安 装位置的切向、法向及径向分量，下标T、N、R分别对应轨道系切向、法向及径向；[dx dy]为 角动量卸载偏转矢量，两个分量依次表示相应推力器在轨道系切向、法向的指向偏移量，初 值均为〇。
[0021] 22)选择推力器并定义点火参数
[0022] 根据推力器故障情况，从健康的推力器中选择对角安装的一对推力器工作，选出 的工作推力器分别安装在南、北两侧，分别以下标S和N标记；
[0023] 每个控制周期分别开机两次，下标1和2为每个控制周期内的点火序号；点火速度 增量依次记为[VN,i VSil VN,2 Vs,2]，点火弧段中点赤经依次记为[Ln,i LSil LN,2 Ls,2]，对应的 点火弧段时间长度记为[tNil tSil tN,2 ts,2];
[0024] 23)优化计算点火参数
[0025] 优化变量为推力器的四次点火参数：
[0026] [VNji VS1 VN 2 VS 2]j [Ln, l LS1 LNj2 LS 2];
[0027] 优化目标为使目标函数J最小：
[0028] min J = VN, i+Vs, i+VNi2+VSj2；
[0029] 令ε p ε # ε及别为倾角、偏心率和平经度漂移率的容许阈值因子，ω e为地球 自转角速度，as为地球静止轨道半长轴，Vs为地球静止轨道惯性速度，建立约束条件如下：
[0030]
[0031] 使用数值优化方法求解上述优化问题，得到四台推力器的点火参数；
[0032] 3)计算角动量卸载偏转矢量
[0033] 分别从选用推力器各自的两个点火弧段中，选取点火时段相对较长的点火弧段用 于卸载，分别定义为卸载弧段ND和卸载弧段SD ;卸载弧段ND和卸载弧段SD的角动量卸载 偏转矢量计算公式如下：
[0034]
[0035] 其中，tND、tSD分别为卸载弧段ND和卸载弧段SD的时长；1 ：!為戽分别为目标卸载 矢量在地心赤道惯性系中的三轴分量，来自外部输入；LND、LSD分别为卸载弧段ND和卸载弧 段SD中点赤经。
[0036] 4)完成推力分配计算
[0037] 输出上述各步骤计算得出的推力器的四次点火参数，包括各点火弧段速度增量、 中点赤经以及角动量卸载偏转矢量，完成推力分配计算。
[0038] 完成步骤3)后，判断动量卸载偏转矢量是否满足收敛精度要求，若已满足则输出 各点火弧段速度增量、轨道相位、角动量卸载偏转矢量，否则使用步骤3)得到的角动量卸 载偏转矢量，返回步骤2)更新角动量卸载偏转矢量，并进行新一轮迭代计算，直至满足收 敛精度要求；所述收敛判断方法为：比较本轮与上一轮角动量卸载偏转矢量，若两个分量 的差值均小于设定的角动量卸载偏转角精度阈值，则认为迭代已收敛，进入步骤4)。
[0039] 本发明所提出的电推力器故障模式推力分配方法可以满足一台推力器故障或两 台对角安装推力器故障模式下位保控制和角动量卸载需求。与现有技术相比具有以下优 占 .
[0040] (1)针对传统确定性求解方式中燃料消耗较大的问题，本发明建立非线性混合约 束优化模型，以燃料最优为目标求解各推力器点火弧段时长、点火位置等关键参数，可实现 满足工程约束下的燃料最优；
[0041] (2)针对点火位置不确定的问题，本发明在寻优模型中考虑推力器点火位置约束， 可根据实际设计条件实现按需规划点火位置；
[0042] (3)针对考虑轨控约束的需求，本发明在寻优模型中考虑轨控速度增量约束，根据 实际设计条件满足推力器工作能力范围及其他轨控约束；
[0043] (4)针对算法复杂、计算量大的问题，本发明通过设计迭代求解的方式，位保控制 推力分配优化和角动量卸载偏转角计算实现解耦，有利于算法的快速自主实施；
[0044] (5)针对优化无解的风险，本发明在寻优模型中通过调节轨道控制精度阈值适应 实际设计条件，提升寻优可行性，同时在减少计算量等方面亦有利于工程实施。
【附图说明】
[0045] 图1为背地板锥形分布电推力器构型示意图；
[0046] 图2为推力器点火位置分布示意图；
[0047] 图3为推力分配迭代计算流程图；
[0048] 图4为推力器点火速度增量时间历程；
[0049] 图5为推力器点火弧段中点赤经分布直方图；
[0050] 图6为偏心率矢量时间历程；
[0051] 图7为倾角矢量时间历程；
[0052] 图8为平经度时间历程。
【具体实施方式】
[0053] 本发明提供一种适用于电推进GE0卫星推力器故障条件下的位保及角动量卸载 推力分配方法，满足控制性能指标和燃料消耗、能源限制等工程约束。所述方法依托的设备 包括电推进GE0卫星以及安装在卫星上的电推力器、星载计算机、姿态控制系统以及其它 辅助设备。【具体实施方式】如下：
[0054] 1)确定推力分配输入条件
[0055] 11)点火位置约束
[0056] 根据轨道光照条件、星上能源条件、电推力器工作条件，确定点火赤经容许范围 Lava；
[0057] 12)点火速度增量约束
[0058] 根据推力器开机时长的限制、星上能源供应的限制，确定每个轨道周期的点火总 速度增量上限A V_;
[0059] 13)轨道控制需求
[0060] 根据外部输入，确定本控制周期内的轨道控制需求，包括：
[0061] 倾角矢量控制量[Δ ix Δ