CN106697332A - 一种全电推进卫星平台位置保持电推力器冗余配置方法 - Google Patents

Abstract

一种全电推进卫星平台位置保持电推力器冗余配置方法，首先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，靠近北板一侧装配三台电推力器，最后根据电推力器全部工作或者有电推力器故障的情况分别生成各个电推力器的工作区域，根据各个电推力器的工作区域进行点火，完成电推力器冗余配置方法。本发明方法通过配置六台电推力器联合完成卫星在轨期间的南北和东西位置保持以及动量卸载，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，解决了单台主份推力器失效对应用策略复杂、推进剂消耗需求增大的问题，具有对单台推力器失效具有较好的适应性的优点。

Description

一种全电推进卫星平台位置保持电推力器冗余配置方法

技术领域

本发明涉及一种三轴稳定地球静止轨道卫星的电推力器布局方法，特别是一种全电推进卫星平台位置保持电推力器冗余配置方法，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

电推力器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，且电推力器功能从单一的位置保持任务逐渐扩展到轨道转移、位置保持以及角动量卸载等任务。全部采用电推进系统完成转移轨道变轨任务、同步轨道姿态和轨道控制任务的卫星平台一般称为全电推进卫星平台，全电推就卫星平台是当前地球静止轨道卫星平台的研究热点。

美国波音公司的BSS 702SP全电推卫星平台采用4台电推力器呈矩形构型安装在背地板与南北板相接位置，通过矢量调节机构可以精确调节电推力器指向，该构型兼顾了位置保持、角动量卸载以及轨道转移能力，是当前较为常见的电推力器构型。但是BSS702SP全电推卫星平台布局方案存在一个重要缺陷，即如果在寿命初期1台推力器发生故障，则备份的推力器工作时间要达到正常工作时间的2～3倍，有可能会超出推力器的许用工作寿命，因此针对上述问题，需要提出一种具有更高可靠性的全电推进卫星平台电推力器的冗余配置方案。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种全电推进卫星平台位置保持电推力器冗余配置方法，可以有效的解决现有的全电推进卫星平台中推力器发生故障时，降低工作寿命的问题。

本发明的技术解决方案是：一种全电推进卫星平台位置保持电推力器冗余配置方法，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轴指向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，分别记为电推力器3、电推力器4、电推力器6，在卫星背地板靠近北板一侧装配三台电推力器，分别记为电推力器1、电推力器2、电推力器5；所述的电推力器3、电推力器4、电推力器6、电推力器1、电推力器2、电推力器5均配置推力方向调整机构，电推力器3、电推力器4相对于Y轴对称，电推力器1、电推力器2相对于Y轴对称，电推力器4、电推力器2关于X轴对称，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关于原心点对称，电推力器6在X轴的坐标大于电推力器4在X轴的坐标且均为正数；

(2)将位置保持周期设为14天，当电推力器1、电推力器2、电推力器3、电推力器4正常时，在第1至第N-2天，每天令电推力器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，在地面对卫星进行测轨，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为每天需要完成的南北位置速度增量，△V_d为每天需要完成的东西位置保持速度增量；

(3)当电推力器1或者电推力器4故障时，采用电推力器2、电推力器3、电推力器5、电推力器6执行位置保持任务，在第1至第N-2天，每天令2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°+α₂]点火、3号推力器在卫星赤经位于区域[270°-α₁,270°]点火、6号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α₁、α₂；

式中，F’_n为电推力器5在Y方向上的推力分量，F’_d为电推力器6在X方向上的推力分量；

(5)当电推力器2或电推力器3故障时，采用电推力器1、电推力器5、电推力器4、电推力器6执行位置保持任务，计算四台电电推力器的点火区域l_i，在第1至第N-2天，每天令电推力器1、电推力器5、电推力器4、电推力器6按照四台电电推力器的点火区域l_i点火，完成电推力器冗余配置方法。

所述的N＝14。

所述的计算四台电电推力器的点火区域l_i的方法为：

令四台推力器点火区域满足如下公式条件且四台推力器点火时间之和最小：

式中，F为每台推力器推力，t为推力器点火时长，F_r为单台推力器推力的径向分量，R_s为地球静止轨道半径常值，ΔD、分别为轨道平经度漂移率、倾角矢量、偏心率矢量的调整量，l_Ω为0至2π之间的一个固定值。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明方法通过配置六台电推力器联合完成卫星在轨期间的南北和东西位置保持以及动量卸载，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)本发明方法通过在配置六台电推力器，形成四台电推力器主份、两台电推力器备份的冗余配置方案，解决了单台主份推力器失效对应用策略复杂、推进剂消耗需求增大的问题，具有对单台推力器失效具有较好的适应性的优点。

附图说明

图1为本发明全电推进卫星电推力器布局示意图；

图2为本发明全电推进卫星位置保持星地信息传输示意图。

具体实施方式

本发明针对全电推进卫星现有技术的不足，提出一种针对卫星平台在轨位置保持的电推力器冗余布局方法，可以有效的解决现有的全电推进卫星平台中推力器发生故障时，降低工作寿命的问题，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包括，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号推力器布置在1号推力器的-X侧，6号电推力器布置在4号推力器的+X侧，5号和6号电推力器相对于坐标原点O对称。

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。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。卫星与地面测控系统的数据传输关系如图2所示。按照图2所示，地面测轨系统测量卫星轨道，利用测轨参数和卫星遥测量生成电推力器点火时间序列，并通过星地遥控通道将该点火时间序列上注至卫星；卫星接收点火时间序列后，按照时间序列规定的时刻进行相应推力器的启动和关闭。

当1、2、3、4号推力器正常时，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1至4号推力器中的1或4号推力器故障时，假设1号推力器故障。此时采用2、3、5、6号推力器执行位置保持任务。在第一至第十二天，每天2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°+α₂]点火，3号推力器在卫星赤经位于区域[270°-α₁,270°]点火，6号推力器在卫星赤经位于区域[270°,270°+α₂]点火。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；α₁和α₂的计算公式为：

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。

当电推力器2或电推力器3故障时，采用电推力器1、电推力器5、电推力器4、电推力器6执行位置保持任务，计算四台电电推力器的点火区域l_i。四台推力器点火时间在满足如下公式的条件下，四台推力器点火时间之和最小：

式中，F为单台推力器推力，t为推力器点火时长，F_r为单台推力器推力的径向分量，R_s为地球静止轨道半径常值，ΔD、为轨道平经度漂移率、倾角矢量、偏心率矢量的调整量，l_Ω为0至2π之间的一个固定值。

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。

Claims (3)

1.一种全电推进卫星平台位置保持电推力器冗余配置方法，其特征在于包括如下步骤：

(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轴指向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，分别记为电推力器3、电推力器4、电推力器6，在卫星背地板靠近北板一侧装配三台电推力器，分别记为电推力器1、电推力器2、电推力器5；所述的电推力器3、电推力器4、电推力器6、电推力器1、电推力器2、电推力器5均配置推力方向调整机构，电推力器3、电推力器4相对于Y轴对称，电推力器1、电推力器2相对于Y轴对称，电推力器4、电推力器2关于X轴对称，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关于原心点对称，电推力器6在X轴的坐标大于电推力器4在X轴的坐标且均为正数；

(2)将位置保持周期设为14天，当电推力器1、电推力器2、电推力器3、电推力器4正常时，在第1至第N-2天，每天令电推力器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，在地面对卫星进行测轨，并规划下一个位置保持周期的β₁和β₂；其中

$\frac{{\mathrm{\β}}_1+{\mathrm{\β}}_2}{2}=\frac{{\mathrm{\ΔV}}_n{\mathrm{mn}}_e}{4F_n}$

$\frac{{\mathrm{\β}}_1-{\mathrm{\β}}_2}{2}=\frac{{\mathrm{\ΔV}}_d{\mathrm{mn}}_e}{4F_d}$

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为每天需要完成的南北位置速度增量，△V_d为每天需要完成的东西位置保持速度增量；

(3)当电推力器1或者电推力器4故障时，采用电推力器2、电推力器3、电推力器5、电推力器6执行位置保持任务，在第1至第N-2天，每天令2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°+α₂]点火、3号推力器在卫星赤经位于区域[270°-α₁,270°]点火、6号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α₁、α₂；

$F_n{\mathrm{\α}}_1+{\mathrm{\α}}_2{F}_n^{\′}=\frac{{\mathrm{\ΔV}}_n{\mathrm{mn}}_e}{2}$

$F_d{\mathrm{\α}}_1-F_d^{\′}{\mathrm{\α}}_2=\frac{{\mathrm{\ΔV}}_d{\mathrm{mn}}_e}{2}$

式中，F’_n为电推力器5在Y方向上的推力分量，F’_d为电推力器6在X方向上的推力分量；

(5)当电推力器2或电推力器3故障时，采用电推力器1、电推力器5、电推力器4、电推力器6执行位置保持任务，计算四台电电推力器的点火区域l_i，在第1至第N-2天，每天令电推力器1、电推力器5、电推力器4、电推力器6按照四台电电推力器的点火区域l_i点火，完成电推力器冗余配置方法。

2.根据权利要求1所述的一种全电推进卫星平台位置保持电推力器冗余配置方法，其特征在于：所述的N＝14。

3.根据权利要求1或2所述的一种全电推进卫星平台位置保持电推力器冗余配置方法，其特征在于：所述的计算四台电电推力器的点火区域l_i的方法为：

令四台推力器点火区域满足如下公式条件且四台推力器点火时间之和最小：

$\left\{\begin{array}{c}{R}_s\mathrm{\Δ}D=-3\frac{F_d}{F}({\mathrm{\ΔV}}_1-{\mathrm{\ΔV}}_4+{\mathrm{\ΔV}}_5-{\mathrm{\ΔV}}_6)\\ n_e\mathrm{\Δ}\stackrel{\→}{e}=\frac{F_r}{F}{\mathrm{\ΔV}}_i\left[\begin{array}{c}-\sin l_i\\ \cos l_i\end{array}\right]+2\frac{F_d}{F}{\mathrm{\Σ\ΔV}}_i\left[\begin{array}{c}\cos l_i\\ \sin l_i\end{array}\right]\\ \mathrm{\Δ}\stackrel{\→}{i}=\frac{F_n}{F}{\mathrm{\Σ\ΔV}}_i\left[\begin{array}{c}\cos l_i\\ \sin l_i\end{array}\right]\end{array}\right.,i=1,5,4,6$

$l_{\mathrm{\Ω}}\≤l_1\≤l_{\mathrm{\Ω}}+\frac{\mathrm{\π}}{2},l_{\mathrm{\Ω}}-\frac{\mathrm{\π}}{2}\≤l_5\≤l_{\mathrm{\Ω}},l_{\mathrm{\Ω}}+\mathrm{\π}\≤l_4\≤l_{\mathrm{\Ω}}+\frac{3\mathrm{\π}}{2},l_{\mathrm{\Ω}}+\frac{\mathrm{\π}}{2}\≤l_6\≤l_{\mathrm{\Ω}}+\mathrm{\π}$

$0\≤{\mathrm{\ΔV}}_i\≤\frac{Ft}{m},i=1,5,4,6$

式中，F为每台推力器推力，t为推力器点火时长，F_r为单台推力器推力的径向分量，R_s为地球静止轨道半径常值，ΔD、分别为轨道平经度漂移率、倾角矢量、偏心率矢量的调整量，l_Ω为0至2π之间的一个固定值。