CN113148236B - 一种基于霍尔推力器的南北位保方法 - Google Patents
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Abstract
一种基于霍尔推力器的南北位保方法，通过对称布局设计霍尔推力器，对稳态工作的启动时长参数及霍尔推力器的开机策略、关机策略提前自主规划，并按照规划内容实现控制开机、关机，解决了利用传统化推进行GEO轨道南北位保推进剂需求大导致载荷重量资源少的问题。
Description
技术领域
本发明涉及一种基于霍尔推力器的南北位保方法，属于GEO轨道霍尔推力器的应用领域。
背景技术
GEO轨道卫星受到日月引力的影响，其倾角会存在摄动运动，未来20年具体的倾角摄动量级如附图1所示，平均摄动量约为0.85°/年，对应一年的速度增量约为46m/s。
以3t的高轨卫星为例，在轨寿命按5年计算，如果使用常规10N发动机进行南北位保任务(比冲285s)，所需的推进剂约为237kg。如果改用霍尔推力器进行南北位保(比冲1600s)，所需的氙气重量约为43kg，大大减小了南北位保所需的推进介质重量。节省的重量可用来增加平台的有效载荷，大大提高了卫星的载荷收益，而且卫星的在轨寿命越长，收益越大，但现有技术中，仍然缺少基于霍尔推力器的南北位保流程设计。
发明内容
本发明解决的技术问题是：针对目前现有技术中，采用常规发动机容易造成的耗能过多的问题，提出了一种基于霍尔推力器的南北位保方法。
本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：
一种基于霍尔推力器的南北位保方法，步骤如下：
(1)根据霍尔推力器的羽流角大小于GEO轨道卫星北板对称布局设置两台霍尔推力器；
(2)获取步骤(1)中对称布局的霍尔推力器稳态工作前的启动时长参数；
(3)于各轨道周期内，对各霍尔推力器进行开机策略、关机策略提前自主规划；
(4)当GEO轨道卫星运行至轨道升交点前，控制步骤(1)中对称布局的霍尔推力器按照步骤(3)自主规划进行联合开机；
(5)当GEO轨道卫星运行至轨道升交点后时刻，控制霍尔推力器关机，以为GEO轨道卫星南北保位提供推力冲量。
所述步骤(1)中，所述霍尔推力器根据GEO轨道卫星质心变化情况相对平均质心位置进行霍尔推力器对称布局，所述霍尔推力器合力方向与GEO轨道卫星北板的驱动轴方向一致。
所述步骤(2)中，霍尔推力器稳态工作前的启动时长参数根据霍尔推力器开机过程及霍尔推力器系统联试确定，所述启动时长参数为霍尔推力器达到稳态工作时的点火时长参数。
所述步骤(4)中，所述霍尔推力器于GEO轨道卫星运行至轨道升交点前的开机时长通过GEO轨道卫星的倾角摄动理论、月球相对于黄道的升交点值、霍尔推力器稳态工作前的启动时长参数进行规划。
所述步骤(4)中，霍尔推力器由GEO轨道卫星的控制系统、电推进系统进行控制，于指定时刻进行联合开机，同时于指定时刻关机以提供GEO轨道卫星南北保位推力冲量。
本发明与现有技术相比的优点在于：
本发明提供的一种基于霍尔推力器的南北位保方法，大大减少了GEO轨道卫星的南北位保任务对推进介质重量的需求，在飞行器总重不变的条件下，可以有效增加载荷重量，提高单次发射任务产生的收益，不改变载荷重量情况下，减小了发射平台的种类，降低了卫星全系统的研制成本和发射成本。
附图说明
图1为发明提供的倾角摄动随时间变化示意图；
图2为发明提供的基于霍尔推力器的南北位保方法流程示意图；
图3为发明提供的霍尔推力器布局示意图；
图4为发明提供的速度增量变化需求示意图；
图5为发明提供的霍尔推力器开关机时序示意图；
具体实施方式
一种基于霍尔推力器的南北位保方法，为了解决利用传统化推进行GEO轨道南北位保推进剂需求大导致载荷重量资源少的问题，通过本发明提出的南北位保方法，大大减少了GEO轨道南北位保的推进介质重量需求，可以进一步提供更多的重量资源给载荷，具体步骤流程如下；
(1)根据霍尔推力器的羽流角大小于GEO轨道卫星北板对称布局设置两台霍尔推力器；
其中，霍尔推力器根据GEO轨道卫星质心变化情况相对平均质心位置进行霍尔推力器对称布局，霍尔推力器合力方向与GEO轨道卫星北板的驱动轴方向一致；
(2)获取步骤(1)中对称布局的霍尔推力器稳态工作前的启动时长参数；
其中，霍尔推力器稳态工作前的启动时长参数根据霍尔推力器开机过程及霍尔推力器系统联试确定，启动时长参数为霍尔推力器达到稳态工作时的点火时长参数；
(3)于各轨道周期内，对各霍尔推力器进行开机策略、关机策略提前自主规划；
(4)当GEO轨道卫星运行至轨道升交点前，控制步骤(1)中对称布局的霍尔推力器按照步骤(3)自主规划进行联合开机；
其中，霍尔推力器于GEO轨道卫星运行至轨道升交点前的开机时长通过GEO轨道卫星的倾角摄动理论、月球相对于黄道的升交点值、霍尔推力器稳态工作前的启动时长参数进行规划；
霍尔推力器由GEO轨道卫星的控制系统、电推进系统进行控制，于指定时刻进行联合开机，同时于指定时刻关机以提供GEO轨道卫星南北保位推力冲量；
(5)当GEO轨道卫星运行至轨道升交点后时刻，控制霍尔推力器关机，以为GEO轨道卫星南北保位提供推力冲量。
下面结合具体实施例进行进一步说明：
在本实施例中，以某高轨卫星基于霍尔推力器的南北位保任务为例，如图3、图4、图5所示，对本发明作进一步详细的说明：
基于霍尔推力器的南北位保方法，如图2所示，具体流程如下：
步骤1，结合霍尔推力器的羽流角大小在卫星北板对称布局两台霍尔推力器；
依据GEO轨道卫星的质心变化情况相对平均质心布局两台霍尔推力器，推力器的合力方向与北帆板的驱动轴一致。
步骤2，通过工程研制给出两台霍尔推力器稳态工作之前的启动时长参数；
霍尔推力器开机过程中从阴极加热、阴极点火、励磁、阳极模块加电到推力器能稳态工作有一个过程，所以在控制系统规划的电推稳定工作时间中要考虑这个开机过程，可通过工程研制过程的系统联试给出两台霍尔推力器达到稳态工作的点火准备参数Ta。
步骤3，每个轨道周期通过星上自主规划提前规划霍尔推力器的开关机策略；
利用GEO轨道卫星的倾角摄动理论结合天体力学中月球相对于黄道的升交点值规划两台霍尔推力器在升交点附近的开机时长，倾角摄动随时间变化如图1所示，包括：
3-1)倾角摄动量求取；
dix＝-3.596sin(Ωm)+0.07014sin(2Ωm)
diy＝22.74+2.681cos(Ωm)-0.06435cos(2Ωm)
单位为10-4(°)/d，其中Ωm为月球轨道升交点赤经。
3-2)单日速度增量需求计算；
Δv＝53.66Δi(m/s)
3-3)单日霍尔推力器开机时间；
3-4)通过星上轨道递推计算下一次升交点时刻tΩ；
3-5)计算霍尔推力器的开机时刻和关机时刻；
tO＝tΩ-Td/2-Ta
tC＝tΩ+Td/2
步骤4，当到达升交点附近之前规划的时间点，位于北板的两台霍尔推力器按规划的策略联合开机；
规划的开机时刻tO，控制系统给电推进系统发送电推进开机工作指令，电推进系统按程序逐步执行，最终实现在理论开机点两台霍尔推力器稳定工作，提供GEO轨道南北位保所需方向的推力。
步骤5，当到达升交点后规划的时间点，位于北板的两台霍尔推力器关机，提供GEO轨道南北位保所需的推力冲量；
在规划的关机时刻tC，控制系统给电推进系统发送电推进关机指令，电推进系统按程序逐步执行，关阳极电源、关励磁电源、切断氙气贮供，实现每轨GEO轨道的南北位保推力冲量。
以上所述仅为本发明的优选实施例，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
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 (1)
1.一种基于霍尔推力器的南北位保方法，其特征在于步骤如下：
(1)根据霍尔推力器的羽流角大小于GEO轨道卫星北板对称布局设置两台霍尔推力器；
(2)获取步骤(1)中对称布局的霍尔推力器稳态工作前的启动时长参数；
(3)于各轨道周期内，对各霍尔推力器进行开机策略、关机策略提前自主规划；
(4)当GEO轨道卫星运行至轨道升交点前，控制步骤(1)中对称布局的霍尔推力器按照步骤(3)自主规划进行联合开机；
(5)当GEO轨道卫星运行至轨道升交点后时刻，控制霍尔推力器关机，以为GEO轨道卫星南北保位提供推力冲量；
所述步骤(1)中，所述霍尔推力器根据GEO轨道卫星质心变化情况相对平均质心位置进行霍尔推力器对称布局，所述霍尔推力器合力方向与GEO轨道卫星北板的驱动轴方向一致；
所述步骤(2)中，霍尔推力器稳态工作前的启动时长参数根据霍尔推力器开机过程及霍尔推力器系统联试确定，所述启动时长参数为霍尔推力器达到稳态工作时的点火时长参数；其中，霍尔推力器开机过程中从阴极加热、阴极点火、励磁、阳极模块加电到推力器能稳态工作有一个过程，所以在控制系统规划的电推稳定工作时间中要考虑这个开机过程，可通过工程研制过程的系统联试给出两台霍尔推力器达到稳态工作的点火准备参数Ta；
所述步骤(4)中，所述霍尔推力器于GEO轨道卫星运行至轨道升交点前的开机时长通过GEO轨道卫星的倾角摄动理论、月球相对于黄道的升交点值、霍尔推力器稳态工作前的启动时长参数进行规划；
所述步骤(4)中，霍尔推力器由GEO轨道卫星的控制系统、电推进系统进行控制，于指定时刻进行联合开机，同时于指定时刻关机以提供GEO轨道卫星南北保位推力冲量；
所述步骤(3)中，利用GEO轨道卫星的倾角摄动理论结合天体力学中月球相对于黄道的升交点值规划两台霍尔推力器在升交点附近的开机时长，倾角摄动随时间变化包括，
3-1)倾角摄动量求取；
dix＝-3.596sin(Ωm)+0.07014sin(2Ωm)
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单位为10-4(°)/d，其中Ωm为月球轨道升交点黄经；
3-2)单日速度增量需求计算；
Δv＝53.66Δi(m/s)
3-3)单日霍尔推力器开机时间；
3-4)通过星上轨道递推计算下一次升交点时刻tΩ；
3-5)计算霍尔推力器的开机时刻和关机时刻；
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Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111891404A (zh) * | 2020-07-31 | 2020-11-06 | 上海卫星工程研究所 | 高轨机动卫星平台电化双模推力器布局方法及系统 |
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| CN111792057B (zh) * | 2020-06-22 | 2022-04-12 | 中国空间技术研究院 | 一种控制霍尔电推进系统自生扭矩方向的方法及装置 |
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