CN115303512A - 一种适用于剩余推进剂不足时的同步轨道卫星离轨控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种适用于剩余推进剂不足时的同步轨道卫星离轨控制方法，包括：第一阶段离轨，利用残留推进剂进行离轨控制；判断残留推进剂的剩余状态，当残留推进剂的剩余状态为液气混合时继续进行第一阶段离轨，当残留推进剂的剩余状态为气态时进行第二阶段离轨；第二阶段离轨，利用推进剂蒸汽以及氦气进行离轨控制；判断离轨控制推力和/或贮箱压力是否小于预设值，当大于预设值时继续进行第二阶段离轨，当小于预设值时停止第二阶段离轨的离轨控制并进行钝化操作。通过在剩余推进剂不足的情况下利用残余推进剂和气体进行离轨的控制方法，尽量抬高轨道高度，降低了对其它地球同步轨道卫星的安全威胁，避免因卫星剩余推进剂不足而造成太空垃圾。

Description

一种适用于剩余推进剂不足时的同步轨道卫星离轨控制方法
技术领域
本发明涉及同步轨道卫星离轨控制领域，具体涉及一种适用于剩余推进剂不足时的同步轨道卫星离轨控制方法。
背景技术
地球同步轨道通信卫星大多采用双组元统一推进系统，氧化剂和燃烧剂按一定的比例混合，在挤压气体的作用下进入燃烧室燃烧，产生反作用推力。剩余推进剂是制约卫星寿命的关键因素，但目前卫星剩余推进剂的计算方法主要有记账法和PVT法，这两种方法都存在较大的计算误差。而且，如果卫星在发射变轨阶段，推进剂消耗过多，从而超出标称值，会造成剩余推进剂初值估算偏差较大，另外，在寿命末期，受推进剂挤出效率和管路残留等因素影响，卫星剩余推进剂难以准确评估，以上两种原因会导致卫星在在轨长期运行期间，突然发生某一种或两种推进剂的剩余量不足，从而导致卫星无法正常离轨的情况。按照国际组织IADC建议，在地球同步轨道卫星寿命末期，为了减少地球同步轨道空间碎片，净化地球同步轨道空间环境，建议将即将死亡的卫星送入坟墓轨道，一般需要将轨道抬高260～300km，同时保证偏心率不大于0.003。但由于卫星剩余推进剂已经基本耗尽，已无法提供正常推力，离轨高度远远达不到国际标准，因此，在确保离轨期间卫星安全的情况下，尽可能高的抬升近地点高度就显得异常重要。而当推进剂不足时，推进系统将经历双组元混合比偏差大、单组元(仅剩燃烧剂或氧化剂)、单组元夹气和纯气四个工作阶段。其中双组元推进和纯气工作状态下推力器的推力输出相对比较稳定，对称性较好，而推进剂夹气阶段推力输出不稳定，会使得卫星姿态控制难度加大，给离轨控制过程带来很大难度。这就需要我们针对剩余推进剂不足时的离轨控制方法进行研究。
发明内容
本发明的目的是提供一种能够在剩余推进剂不足的情况下离轨的同步轨道卫星离轨控制方法。
为解决上述问题，本发明提供的技术方案如下：
一种适用于剩余推进剂不足时的同步轨道卫星离轨控制方法，包括：第一阶段离轨，利用残留推进剂进行离轨控制；判断残留推进剂的剩余状态，当残留推进剂的剩余状态为液气混合时继续进行第一阶段离轨，当残留推进剂的剩余状态为气态时进行第二阶段离轨；第二阶段离轨，利用推进剂蒸汽以及氦气进行离轨控制；判断离轨控制推力和/或贮箱压力是否小于预设值，当大于预设值时继续进行第二阶段离轨，当小于预设值时停止第二阶段离轨的离轨控制并进行钝化操作。
可选的，第一阶段离轨的离轨控制方式为使用相应推力器进行脉冲式点火方式，其中，点火脉宽的范围为：0.064s-0.128s，点火周期的范围为：50s-100s。
可选的，第一阶段离轨的脉冲式点火方式中，其点火脉宽为从0.064s至0.128s逐步增大的方式、点火周期为从100s至50s逐步减小的方式。
可选的，第二阶段离轨的离轨控制方式为使用相应推力器进行脉冲式点火方式，其中，点火脉宽的范围为：0.064s-3.648s，点火周期的范围为：1.28s-10s。
可选的，第二阶段离轨的脉冲式点火方式中，其点火脉宽为从0.064s至3.648s逐步增大的方式、点火周期为从10s至1.28s逐步减小的方式。
可选的，在第一阶段离轨和第二阶段离轨开始前均进行陀螺标定。
可选的，离轨控制推力的预设值为0.1N，贮箱压力的预设值为0.5Mpa。
本发明的上述技术方案具有如下有益的技术效果：通过在剩余推进剂不足的情况下，利用残余推进剂和气体进行离轨的控制方法，尽量抬高轨道高度，降低了对其它地球同步轨道卫星的安全威胁，避免因卫星剩余推进剂不足而造成太空垃圾，影响地球同步卫星运行轨道。
附图说明
图1是本发明流程示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面结合具体实施方式并参照附图，对本发明进一步详细说明。应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本发明的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。
一种适用于剩余推进剂不足时的同步轨道卫星离轨控制方法，包括：第一阶段离轨，利用残留推进剂进行离轨控制；判断残留推进剂的剩余状态，当残留推进剂的剩余状态为液气混合时继续进行第一阶段离轨，当残留推进剂的剩余状态为气态时进行第二阶段离轨；第二阶段离轨，利用推进剂蒸汽以及氦气进行离轨控制；判断离轨控制推力和/或贮箱压力是否小于预设值，当大于预设值时继续进行第二阶段离轨，当小于预设值时停止第二阶段离轨的离轨控制并进行钝化操作。通过在剩余推进剂不足的情况下，利用残余推进剂和气体进行离轨的控制方法，尽量抬高轨道高度，降低了对其它地球同步轨道卫星的安全威胁，避免因卫星剩余推进剂不足而造成太空垃圾，影响地球同步卫星运行轨道。
可选实施例中，第一阶段离轨的离轨控制方式为使用相应推力器进行脉冲式点火方式，其中，点火脉宽的范围为：0.064s-0.128s，点火周期的范围为：50s-100s。第一阶段离轨的脉冲式点火方式中，其点火脉宽为从0.064s至0.128s逐步增大的方式、点火周期为从100s至50s逐步减小的方式。在第一阶段离轨中(即双组元混合比偏差大、单组元和单组元夹气工作状态下)，卫星姿态主要由动量轮进行控制，离轨控制采用小脉宽、长间隔的脉冲控制方式。这种方式控制时间长，期间若姿态出现大的波动，需要消耗额外的工质进行姿态控制，但在推进剂夹气排放状态下，这种方式因有动量轮参与姿态控制，所以有利于卫星姿态保持。在这种离轨控制方式下直至残留推进剂基本消耗完，仅剩余气体状态，即进入纯气工作状态后进入第二阶段离轨控制。
可选实施例中，第二阶段离轨的离轨控制方式为使用相应推力器进行脉冲式点火方式，其中，点火脉宽的范围为：0.064s-3.648s，点火周期的范围为：1.28s-10s。第二阶段离轨的脉冲式点火方式中，其点火脉宽为从0.064s至3.648s逐步增大的方式、点火周期为从10s至1.28s逐步减小的方式。在第二阶段离轨中(即纯气工作状态下)，卫星姿态主要由推力器进行控制，离轨控制采用大脉宽、长间隔的脉冲控制方式。这种方式下姿态控制能力强，对推力器的配对偏差要求没有正常模式那么严格，可以大大缩短轨控时长，同时通过修改控制器参数可以减少位保模式下姿态控制喷气量，另一方面，由于同分支轨控推力器和姿态控制推力器在Y轴和Z轴是耦合的，如果姿态控制推力器推力很弱(<1N)，同时又出现轨控推力器配对偏差大的情况，会导致姿态控制发散，但在轨控和姿态控制推力器推进剂均耗尽的情况下，用贮箱内的氧化剂蒸汽或燃烧剂蒸汽以及氦气进行轨控，推力器配合偏差将会改善很多，因此在推进剂基本耗尽的情况下，用第二阶段离轨的离轨控制方法进行离轨控制可以取得较好的效果。
其中，第一阶段离轨和第二阶段离轨的离轨控制中，最具有代表性的两天的具体实施方式如下：
Figure BDA0003790898170000041
Figure BDA0003790898170000051
可选实施例中，在第一阶段离轨和第二阶段离轨开始前均进行陀螺标定。
可选实施例中，离轨控制推力的预设值为0.1N，贮箱压力的预设值为0.5Mpa。
在实际实施过程中，离轨控制要求抬高轨道半长轴，采用向东加速方式。根据剩余推进剂不足的实际情况，离轨控制分两个阶段进行。第一阶段离轨采用正常模式离轨，按照逐步递增脉宽的形式进行离轨控制，离轨操作结束后，对卫星进行测定轨。如果评估发现离轨控制效果小于预期，并根据推力器的温度变化、卫星姿态变化、推力大小等因素推测推进剂剩余情况，当剩余推进剂处于绝大部分为气体状态时，后续离轨操作转入第二阶段离轨采用位保模式离轨，并根据控制效果和推力情况逐步增大点火脉宽，当实际轨控推力小于预计值0.1N，或者氧箱或燃箱压力小于0.5Mpa(50℃温度控制)时，停止离轨控制，转入钝化操作。按照逐步调整控制参数的方法，并结合远地点与近地点交替点火的控制方式，进行10次左右离轨控制，即可完成轨道抬升任务。实际离轨实施过程及控制效果如下：
Figure BDA0003790898170000052
Figure BDA0003790898170000061

Claims (7)

1.一种适用于剩余推进剂不足时的同步轨道卫星离轨控制方法，其特征在于，包括：
第一阶段离轨，利用残留推进剂进行离轨控制；
判断所述残留推进剂的剩余状态，当所述残留推进剂的剩余状态为液气混合时继续进行所述第一阶段离轨，当所述残留推进剂的剩余状态为气态时进行第二阶段离轨；
第二阶段离轨，利用推进剂蒸汽以及氦气进行离轨控制；
判断离轨控制推力和/或贮箱压力是否小于预设值，当大于预设值时继续进行所述第二阶段离轨，当小于预设值时停止所述第二阶段离轨的离轨控制并进行钝化操作。
2.如权利要求1所述适用于剩余推进剂不足时的同步轨道卫星离轨控制方法，其特征在于，所述第一阶段离轨的离轨控制方式为使用相应推力器进行脉冲式点火方式，其中，点火脉宽的范围为：0.064s-0.128s，点火周期的范围为：50s-100s。
3.如权利要求2所述适用于剩余推进剂不足时的同步轨道卫星离轨控制方法，其特征在于，所述第一阶段离轨的脉冲式点火方式中，其点火脉宽为从0.064s至0.128s逐步增大的方式、点火周期为从100s至50s逐步减小的方式。
4.如权利要求1所述适用于剩余推进剂不足时的同步轨道卫星离轨控制方法，其特征在于，所述第二阶段离轨的离轨控制方式为使用相应推力器进行脉冲式点火方式，其中，点火脉宽的范围为：0.064s-3.648s，点火周期的范围为：1.28s-10s。
5.如权利要求4所述适用于剩余推进剂不足时的同步轨道卫星离轨控制方法，其特征在于，所述第二阶段离轨的脉冲式点火方式中，其点火脉宽为从0.064s至3.648s逐步增大的方式、点火周期为从10s至1.28s逐步减小的方式。
6.如权利要求1所述适用于剩余推进剂不足时的同步轨道卫星离轨控制方法，其特征在于，在所述第一阶段离轨和所述第二阶段离轨开始前均进行陀螺标定。
7.如权利要求1所述适用于剩余推进剂不足时的同步轨道卫星离轨控制方法，其特征在于，所述离轨控制推力的预设值为0.1N，所述贮箱压力的预设值为0.5Mpa。
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Citations (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6113035A (en) * 1994-03-23 2000-09-05 Lockheed Martin Corp. Attitude control by modulating the rate of propellant depletion
WO2002006120A1 (en) * 2000-07-13 2002-01-24 Maurice Daniel Apparatus for imparting unidirectional motion
CA2441686A1 (en) * 2003-09-23 2004-03-18 Westport Research Inc. Method for controlling combustion in an internal combustion engine and predicting performance and emissions
US20040061028A1 (en) * 2002-09-26 2004-04-01 Jeremiah Salvatore Method of operating a satellite for end-of-life maneuvers
EP1852350A1 (en) * 2006-05-03 2007-11-07 Eutelsat Method of operating a geostationary satellite and satellite control system for implementing said method
GB0809799D0 (en) * 2008-05-29 2008-07-09 Inmarsat Global Ltd Satelite control
CN102874418A (zh) * 2012-10-24 2013-01-16 北京空间飞行器总体设计部 一种提高倾斜轨道卫星变轨安全性的方法
CN105659825B (zh) * 2012-06-28 2014-09-03 北京航天飞行控制中心 一种交会对接目标灯形心与质心偏差标定方法
CN108137171A (zh) * 2015-02-03 2018-06-08 阿丽亚娜集团简化股份公司 卫星离轨系统
CN108454883A (zh) * 2018-02-27 2018-08-28 北京控制工程研究所 一种动力上升二次轨控可靠入轨方法及系统
CN109515758A (zh) * 2018-11-05 2019-03-26 中国空间技术研究院 一种利用残余推进剂和氦气的geo卫星离轨方法
CN109625331A (zh) * 2018-12-26 2019-04-16 上海微小卫星工程中心 卫星控制器和卫星控制方法
CN110304279A (zh) * 2019-05-31 2019-10-08 北京控制工程研究所 一种电推进卫星的质心在轨标定补偿方法
CN112298606A (zh) * 2020-09-29 2021-02-02 北京空间飞行器总体设计部 一种用于地球静止轨道通信卫星的离轨方法
WO2021026412A1 (en) * 2019-08-08 2021-02-11 Atomos Nuclear and Space Corporation Multi-orbital transfer vehicle constellation and method of use
CN113415441A (zh) * 2021-06-29 2021-09-21 北京控制工程研究所 一种静止轨道卫星气液混合变推力时应急轨道控制方法
CN113446130A (zh) * 2021-06-11 2021-09-28 上海宇航系统工程研究所 一种运载火箭液氧煤油末级钝化方法
CN114281090A (zh) * 2021-12-17 2022-04-05 上海宇航系统工程研究所 一种火箭末子级的精准钝化排放控制方法及系统

Patent Citations (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6113035A (en) * 1994-03-23 2000-09-05 Lockheed Martin Corp. Attitude control by modulating the rate of propellant depletion
WO2002006120A1 (en) * 2000-07-13 2002-01-24 Maurice Daniel Apparatus for imparting unidirectional motion
US20040061028A1 (en) * 2002-09-26 2004-04-01 Jeremiah Salvatore Method of operating a satellite for end-of-life maneuvers
CA2441686A1 (en) * 2003-09-23 2004-03-18 Westport Research Inc. Method for controlling combustion in an internal combustion engine and predicting performance and emissions
EP1852350A1 (en) * 2006-05-03 2007-11-07 Eutelsat Method of operating a geostationary satellite and satellite control system for implementing said method
GB0809799D0 (en) * 2008-05-29 2008-07-09 Inmarsat Global Ltd Satelite control
CN105659825B (zh) * 2012-06-28 2014-09-03 北京航天飞行控制中心 一种交会对接目标灯形心与质心偏差标定方法
CN102874418B (zh) * 2012-10-24 2015-04-22 北京空间飞行器总体设计部 一种提高倾斜轨道卫星变轨安全性的方法
CN102874418A (zh) * 2012-10-24 2013-01-16 北京空间飞行器总体设计部 一种提高倾斜轨道卫星变轨安全性的方法
CN108137171A (zh) * 2015-02-03 2018-06-08 阿丽亚娜集团简化股份公司 卫星离轨系统
CN108454883A (zh) * 2018-02-27 2018-08-28 北京控制工程研究所 一种动力上升二次轨控可靠入轨方法及系统
CN109515758A (zh) * 2018-11-05 2019-03-26 中国空间技术研究院 一种利用残余推进剂和氦气的geo卫星离轨方法
CN109625331A (zh) * 2018-12-26 2019-04-16 上海微小卫星工程中心 卫星控制器和卫星控制方法
CN110304279A (zh) * 2019-05-31 2019-10-08 北京控制工程研究所 一种电推进卫星的质心在轨标定补偿方法
WO2021026412A1 (en) * 2019-08-08 2021-02-11 Atomos Nuclear and Space Corporation Multi-orbital transfer vehicle constellation and method of use
CN112298606A (zh) * 2020-09-29 2021-02-02 北京空间飞行器总体设计部 一种用于地球静止轨道通信卫星的离轨方法
CN113446130A (zh) * 2021-06-11 2021-09-28 上海宇航系统工程研究所 一种运载火箭液氧煤油末级钝化方法
CN113415441A (zh) * 2021-06-29 2021-09-21 北京控制工程研究所 一种静止轨道卫星气液混合变推力时应急轨道控制方法
CN114281090A (zh) * 2021-12-17 2022-04-05 上海宇航系统工程研究所 一种火箭末子级的精准钝化排放控制方法及系统

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
耿玉玲: "静止轨道卫星离轨控制流程研究", 《第十三届卫星通信学术年会》 *
韩雪颖: "运载火箭末级离轨控制策略优化", 《导弹与航天运载技术》 *

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