一种转移轨道电推进卫星推力下降检测方法和系统

本发明涉及卫星推力下降检测，具体涉及一种转移轨道电推进卫星推力下降检测方法和系统。

背景技术：

1、在卫星任务中，卫星需要从其发射后的轨道转移到其最终任务轨道。电推进轨道转移轨道是一个中间轨道，用于实现这一过程。在这个过程中，卫星使用电推进系统来改变自身轨道，以便在最终任务轨道上执行其预定任务，例如通信、地球观测、科学研究等。

2、随着卫星技术的不断发展，电推进系统已成为当今太空任务中的主要推进方式之一。电推进系统具有出色的效率和精确的控制能力，使得卫星能够在太空中执行多种任务，包括轨道转移、稳定姿态控制和精确的轨道保持。电推进系统通常能够提供更长时间的推进，这使得它特别适合用于轨道转移，因为这通常需要较长时间。然而，电推进系统也面临着各种潜在的故障和问题，其中之一是推力下降。当电推力器的推力下降，卫星的轨道和姿态将受到不可逆的影响，可能导致任务失败或减低卫星寿命。所以需要研究推力器的故障检测以及位置保持等纠正措施，这包括两个部分：第一，检测推力器的故障状态，跟踪推力器输出推力的变化；第二，关闭故障推力器，并消除推力器故障引起的轨道漂移。当前文献仅针对完备模式下的位置保持策略或是仅针对故障状态已知的位置保持策略进行了研究。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种转移轨道电推进卫星推力下降检测方法和系统，以能够有效跟踪任意形式的推力变化，锁定故障推力器并判断故障模式，从而及时采取纠正措施，以确保卫星的轨道和姿态保持在预定的目标范围。

2、本发明解决上述技术问题的技术方案如下：

3、本发明提供一种转移轨道电推进卫星推力下降检测方法，包括：

4、s1：获取卫星数据；

5、s2：根据所述卫星数据，建立单台电推力器实时推力-合力变化关系模型；

6、s3：基于单台电推力器实时推力-合力变化关系模型，根据电推力器推力容差范围计算卫星合力容差范围；

7、s4：判断卫星实际所受的合力是否在卫星合力容差范围内，若是，则无故障；否则，进入s5；

8、s5：根据卫星实际所受的合力，利用所述单台电推力器实时推力-合力变化关系模型，确定故障电推力器的安装位置；

9、s6：根据卫星工作时间范围内不同时刻的合力值和故障电推力器的安装位置，利用故障电推力器的故障模式函数，确定故障电推力器的故障模式，生成故障推力器推力曲线。

10、可选择地，所述s1中，所述卫星数据包括：

11、输入卫星实时质心位置、电推力器实际安装位置、电推力器额定推力大小、电推力器推力容差范围、故障模式函数数据和实时数据；

12、所述实时数据包括卫星实时质心位置和卫星实际所受的合力数据。

13、可选择地，在所述s2包括：

14、s21：以卫星实时质心位置为参考点，坐标系原点o为卫星质心，x，y，z分别指向卫星特征轴。根据所述电推力器实际安装位置，确定转移轨道下的电推力器相对安装位置；

15、s22：根据转移轨道下的电推力器相对安装位置，建立转移轨道下的电推力器推力模型；

16、s23：根据所述转移轨道下的电推力器推力模型，基于合力与合力矩计算法则，建立转移轨道下的单电推力器推力-合力计算关系模型；

17、s24：基于所述转移轨道下的单电推力器推力-合力计算关系模型，计算合力矢量的大小和方向；

18、s25：控制单电推力器的工作状态从0-100％变化，基于单电推力器推力-合力计算关系模型、合力矢量的大小和方向，建立单电推力器推力-合力变化关系模型。

19、可选择地，所述s21中，所述电推力器实际安装位置通过推力器布局方案和推力器构型配置方案确定；

20、所述推力器布局方案为：

21、四台电推力器通过矢量调节机构安装于卫星背地板，推力方向垂直背地板，四台电推力器在背地板上的布局呈矩形；

22、所述推力器构型配置方案为：

23、四台推力器对称安装在卫星背地面，两个在卫星南侧，两个在北侧；

24、所述s23中，所述转移轨道下的电推力器推力-合力计算关系模型为：

25、f合＝f1+f2+f3+f4

26、其中，f1-f4为四台推力器各自的推力，f合为合力。

27、合力方向计算考虑力矩的影响，其为四个推力的方向叠加力矩后单位化的结果。

28、所述s24中，合力矢量的方向用合力方向的仰角theta和偏角alpha表示；

29、所述theta，alpha与x、y、z的关系为：

30、

31、其中，x、y、z分别称为电推力器横向安装位置、纵向安装位置和垂向安装位置；theta为推力方向与y轴的夹角，alpha为推力方向在xoz面的投影与z轴的夹角。

32、可选择地，所述s3包括：

33、s31：根据推力器推力容差范围，基于蒙特卡洛方法，模拟1万次，在所有推力器的容差范围内随机生成推力，形成推力矩阵；

34、s33：根据推力矩阵，并基于单电推力器推力-合力计算关系模型，计算合力的大小和方向；

35、s34：基于1万次蒙特卡洛模拟的合力的大小和方向，推算电推力器故障在容差范围内时电推力器合力的容差范围

36、可选择地，所述s4中，通过故障模型判断卫星实际所受的合力是否在卫星合力容差范围内，所述故障模型为：

37、

38、其中，fpercent为故障推力器的故障程度，其大小在0-100之间，若为100，则表示推力器无故障，fpercent/100表示当前推力大小占无故障情况下的百分比，t为当前工作时间，trand为随机生成的电推力器的中间工作时间，用于模拟故障推力器的推力变化。

39、可选择地，所述s6包括：

40、s61：根据故障电推力器的安装位置，确定故障电推力器；

41、s62：获取卫星工作时间范围内不同时刻的合力大小；

42、s63：根据卫星工作时间范围内不同时刻的合力大小，利用故障模式函数，确定故障电推力器的故障模式；

43、s64：基于故障电推力器的故障模式，生成故障推力器的推力曲线。

44、可选择地，故障电推力器包括四种故障模式，其中推力器的推力随工作时间t变化，工作时间t在0-100s之间：

45、故障模式一：推力器的工作状态从100％突变成0；

46、故障模式二：推力器工作状态从100％情况下渐进的变到0；

47、故障模式三：推力器工作状态从100％变到x％后保持不变；

48、故障模式四：推力器工作状态从100％状态变到x％，又从x％变到100％。

49、可选择地，所述故障模式函数包括：

50、

51、其中，1、2、3、4表示4中不同的故障模式，并且1表示推力突变为0；2表示推力渐变为0；3表示推力渐变至x％后不变；4表示推力渐变至x％后又变回100％，totalforce(end)表示电推力器工作时间内合力大小的终值，totalforce表示无故障情况下的额定合力大小，totalforce(1)表示工作时间范围内初始时刻的合力大小，totalforce(500)表示工作时间范围内中间时刻的合力大小。

52、本发明还提供一种基于上述的转移轨道电推进卫星推力下降检测方法的系统，所述系统包括：

53、数据获取模块，所述数据获取模块用于获取卫星数据；

54、模型建立模块，根据所述卫星数据，建立单台电推力器实时推力-合力变化关系模型；

55、合力的容差范围计算模块，所述合力的容差范围计算模块用于基于单台电推力器实时推力-合力变化关系模型，根据电推力器推力容差范围计算卫星合力容差范围；

56、故障判断模块，所述故障判断模块用于判断卫星实际所受的合力是否在卫星推力合力容差范围内；

57、故障位置确定模块，所述故障位置确定模块用于根据卫星实际所受的合力，利用所述单台电推力器实时推力-合力变化关系模型，确定故障电推力器的安装位置；

58、曲线生成模块，所述曲线生成模块用于根据卫星工作时间范围内不同时刻的合力值和故障电推力器的安装位置，利用故障电推力器的故障模式函数，确定故障电推力器的故障模式，生成故障推力器推力曲线。

59、本发明具有以下有益效果：

60、1、本发明仅需获取卫星轨道转移时的合力数据即可定位故障推力器，并检测推力故障模式，所需数据获取难度小，数据量小，计算量小，能够简化模型、提升计算效率。便于实时检测推力器推力下降情况，适用于实际工程；

61、2、本发明可扩展性强。无须设计辅助变量，在已知合力变化后，可推算故障模式，并能够精确估计故障模式下的推力，进一步的，通过合理选取故障模式的参数，提升故障模式的种类和数目，即能够有效跟踪任意形式，任意故障模式下，任意故障推力器的推力变化，从而有效应对卫星变轨运行过程中的推力故障情况；

62、3、本发明可移植性强，可集成到图形界面中，无限制条件，可在任何实际变轨场景中适用。