全电推进卫星电推力器故障模式下的位置保持方法及系统技术方案

本发明专利技术公开了一种全电推进卫星电推力器故障模式下的位置保持方法及系统，该方法包括如下步骤：当全电推进卫星某台电推力器发生故障时，该电推力器所在的分支不再使用，则使用另一分支的两个电推力器进行位置保持控制；其中，所述位置保持控制包括如下步骤：步骤一：根据测轨数据计算各轨道要素所需控制量；步骤二：根据倾角控制量以及南北、东西位置保持耦合关系计算总偏心率矢量控制量；步骤三：计算电推力器点火位置偏角；步骤四：计算电推力器点火速度增量以及点火弧段中点赤经；步骤五：计算电推力器点火时刻及点火时长。本发明专利技术可适用于星上自主计算，解决电推力器故障模式下的位置保持问题，并实现较高的推进剂利用效率。

Position keeping method and system for all electric propulsion satellite thruster under fault mode

The invention discloses a position-keeping method and a system in the fault mode of an all-electric propulsion satellite electric thruster. The method comprises the following steps: when an electric thruster of an all-electric propulsion satellite fails, the branch of the electric thruster is no longer used, and two electric thrusters of another branch are used for position-keeping control. The position holding control includes the following steps: step 1: calculating the required control quantities of each orbit element according to the orbit measuring data; step 2: calculating the total eccentricity vector control quantities according to the inclination control quantities and the coupling relations between the north-south and east-west positions; step 3: calculating the ignition position deviation angle of the electric thruster; Step 4: Calculate the increment of ignition speed and the point meridian in the ignition arc of the electric thruster; Step 5: Calculate the ignition time and ignition time of the electric thruster. The invention can be applied to autonomous calculation on satellite, solve the problem of position maintenance under the fault mode of electric thruster, and achieve higher propellant utilization efficiency.

【技术实现步骤摘要】
全电推进卫星电推力器故障模式下的位置保持方法及系统
本专利技术属于卫星轨道姿态动力学与控制
，尤其涉及一种全电推进卫星电推力器故障模式下的位置保持方法及系统。
技术介绍
全电推进卫星(All-ElectricPropulsionSatellite)采用高比冲的电推进系统(如离子电推进或霍尔电推进等)，取代复杂的双组元统一化学推进系统，来实现星箭分离后的卫星转移轨道变轨、卫星入轨后的在轨位置保持、角动量卸载及离轨等任务。全电推进卫星由于电推力器配置数量、安装位置以及在轨供电功率的限制，其东西、南北位置保持控制相互耦合，且电推力器故障模式下控制参数减少，位置保持策略设计非常复杂。全电推进卫星一般配置4台电推力器，呈矩形安装于卫星背地板或南北板，包含2个分支，每个分支包含对角线2台电推力器，2个分支互为备份。正常模式下，4台电推力器均能参与位置保持任务，每天(或每2天)每台电推力器点火1次。位置保持控制方式可通过地面定期向星上注入电推力器点火计划，由星上自主执行；或完全由星上根据位置保持策略自主计算电推力器点火参数，自主执行点火过程。当星上某台电推力器发生故障时，则需要制定新的位置保持策略，以尽量少的推进剂消耗实现位置保持控制。北京理工大学CN104015938A号专利提供了一种电推进静止轨道卫星的位置保持方法，该方法针对配置4台矩形构型电推力器的卫星，实现了东西、南北位置保持的联合控制，达到了较高的位置保持精度和较高的推进剂利用效率。但是该方法没有给出电推力器故障模式下的位置保持策略，对于全电推进卫星电推力器发生故障情况下的位置保持，该方法并不适用。专利
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种全电推进卫星电推力器故障模式下的位置保持方法及系统，可适用于星上自主计算，解决电推力器故障模式下的位置保持问题，并实现较高的推进剂利用效率。本专利技术目的通过以下技术方案予以实现：根据本专利技术的一个方面，提供了一种全电推进卫星电推力器故障模式下的位置保持方法，所述方法包括如下步骤：当全电推进卫星某台电推力器发生故障时，该电推力器所在的分支不再使用，则使用另一分支的两个电推力器进行位置保持控制；其中，所述位置保持控制包括如下步骤：步骤一：根据测轨数据计算各轨道要素所需控制量；步骤二：根据倾角控制量以及南北、东西位置保持耦合关系计算总偏心率矢量控制量；步骤三：计算电推力器点火位置偏角；步骤四：计算电推力器点火速度增量以及点火弧段中点赤经；步骤五：根据点火弧段中点赤经得到电推力器点火弧段中点时刻，根据电推力器点火速度增量得到电推力器点火时长，根据电推力器点火弧段中点时刻和电推力器点火时长得到电推力器点火起始时刻。上述全电推进卫星电推力器故障模式下的位置保持方法中，在步骤一中，各轨道要素所需控制量包括倾角矢量控制量(Δix,Δiy)、偏心率矢量控制量(Δex,Δey)和平经度漂移率控制量ΔD；其中，倾角控制量(ΔixC,ΔiyC)按照如下控制律计算：其中，ns为太阳视运动角速率，ix0、iy0为倾角矢量测量值，T为控制周期，λs＝nst为太阳矢量与春分点方向的夹角，t为相对春分时刻的积秒，Ax＝0.0235°、Ay＝0.0215°分别为倾角矢量半年周期摄动项的幅值，Ωms为白道升d交点黄经，以18.6年为周期在0-360°范围内变化，其变化可记为Ωms＝12.11°-0.052954T，其中T为相对儒略日，相对于1950年1月1日。上述全电推进卫星电推力器故障模式下的位置保持方法中，偏心率矢量控制量(Δex,Δey)按照如下控制律计算：其中，(ex0，ey0)为偏心率矢量，is＝23.45°为黄赤交角，Re＝0.011CrS/m为偏心率摄动圆半径，Cr为光压系数，S/m为卫星面积质量比。上述全电推进卫星电推力器故障模式下的位置保持方法中，平经度控制需经过2个控制周期才能实现，平经度漂移率控制量ΔD包括2个控制周期的平经度漂移率控制量，2个控制周期的平经度漂移率控制量分别为ΔD1、ΔD2，平经度漂移率控制量ΔD1、ΔD2按照如下步骤计算：首先计算平经度与漂移率的控制目标(λ*,D*)：其中，为卫星定点位置等效的平经度漂移加速度；tday为时间，为86400s；采用优化算法进行求解，根据平经度与漂移率摄动变化方程：首先给定ΔD1、ΔD2一组初值，固定ΔD1求得实际控制结果(λf,Df)与控制目标(λ*,D*)最近的ΔD2，再固定ΔD2求得实际控制结果(λf,Df)与控制目标(λ*,D*)最近的ΔD1，最终使实际控制结果(λf,Df)与控制目标(λ*,D*)的误差满足一定要求，即得到平经度所需的平经度漂移率控制量ΔD1、ΔD2，其中，D0为平经度漂移率，λ0为平经度。上述全电推进卫星电推力器故障模式下的位置保持方法中，在步骤二中，总偏心率矢量控制量的公式如下：其中KT、KN分别为卫星对地姿态下电推力器推力沿轨道切向、法向的投影系数，均取正值；为倾角控制量的幅值；为受摄轨道升交点赤经。上述全电推进卫星电推力器故障模式下的位置保持方法中，在步骤三中，电推力器点火位置偏角的公式如下：σ＝σe-σb其中，σe为偏心率矢量偏角：σb为径向速度增量所产生的偏心率矢量修正量偏角：其中，ΔD为当前控制周期的平经度漂移率控制量，KR为卫星对地姿态下电推力器推力沿轨道径向的投影系数，取正值；其中δ为电推力器点火位置半夹角：上式中包含σ角，即需要迭代过程，δ的迭代初值可选为：上述全电推进卫星电推力器故障模式下的位置保持方法中，在步骤四中，电推力器点火速度增量的公式如下：点火弧段中点赤经的公式如下：其中a、a’、b、b’分别为：其中，Rs为静止轨道半径，Vs为静止轨道卫星飞行速度，ΔV1为第一个电推力器第1次点火产生的速度增量，ΔV1'为第一个电推力器第2次点火产生的速度增量，ΔV4为第一个电推力器所在对角线上的另一电推力器第1次点火产生的速度增量，ΔV4'为第一个电推力器所在对角线上的另一电推力器第2次点火产生的速度增量，l1为第一个电推力器第1次点火过程的弧段中点赤经，l1'为第一个电推力器第2次点火过程的弧段中点赤经，l4为第一个电推力器所在对角线上的另一电推力器第1次点火过程的弧段中点赤经，l4'为第一个电推力器所在对角线上的另一电推力器第2次点火过程的弧段中点赤经，a、a’、b、b’均为转换量。上述全电推进卫星电推力器故障模式下的位置保持方法中，在步骤五中，电推力器点火弧段中点时刻的公式如下：其中，t0为过春分点时刻，ωe为地球自转角速率，li为点火弧段中点赤经。上述全电推进卫星电推力器故障模式下的位置保持方法中，在步骤五中，电推力器点火时长的公式如下：其中mc为航天器重量，Fp为电推力器推力，ΔVi为电推力器点火速度增量。上述全电推进卫星电推力器故障模式下的位置保持方法中，在步骤五中，电推力器点火起始时刻为：根据本专利技术的另一方面，还提供了一种全电推进卫星电推力器故障模式下的位置保持系统，所述系统包括：第一模块，用于根据测轨数据计算各轨道要素所需控制量；第二模块，用于根据倾角控制量以及南北、东西位置保持耦合关系计算总偏心率矢量控制量；第三模块，用于计算电推力器点火位置偏角；第四模块，用于计算电推力器点火速度增量以本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种全电推进卫星电推力器故障模式下的位置保持方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：当全电推进卫星某台电推力器发生故障时，该电推力器所在的分支不再使用，则使用另一分支的两个电推力器进行位置保持控制；其中，所述位置保持控制包括如下步骤：步骤一：根据测轨数据计算各轨道要素所需控制量；步骤二：根据倾角控制量以及南北、东西位置保持耦合关系计算总偏心率矢量控制量；步骤三：计算电推力器点火位置偏角；步骤四：计算电推力器点火速度增量以及点火弧段中点赤经；步骤五：根据点火弧段中点赤经得到电推力器点火弧段中点时刻，根据电推力器点火速度增量得到电推力器点火时长，根据电推力器点火弧段中点时刻和电推力器点火时长得到电推力器点火起始时刻。

【技术特征摘要】
1.一种全电推进卫星电推力器故障模式下的位置保持方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：当全电推进卫星某台电推力器发生故障时，该电推力器所在的分支不再使用，则使用另一分支的两个电推力器进行位置保持控制；其中，所述位置保持控制包括如下步骤：步骤一：根据测轨数据计算各轨道要素所需控制量；步骤二：根据倾角控制量以及南北、东西位置保持耦合关系计算总偏心率矢量控制量；步骤三：计算电推力器点火位置偏角；步骤四：计算电推力器点火速度增量以及点火弧段中点赤经；步骤五：根据点火弧段中点赤经得到电推力器点火弧段中点时刻，根据电推力器点火速度增量得到电推力器点火时长，根据电推力器点火弧段中点时刻和电推力器点火时长得到电推力器点火起始时刻。2.根据权利要求1所述的全电推进卫星电推力器故障模式下的位置保持方法，其特征在于：在步骤一中，各轨道要素所需控制量包括倾角矢量控制量(Δix,Δiy)、偏心率矢量控制量(Δex,Δey)和平经度漂移率控制量ΔD；其中，倾角控制量(ΔixC,ΔiyC)按照如下控制律计算：其中，ns为太阳视运动角速率，ix0、iy0为倾角矢量测量值，T为控制周期，λs＝nst为太阳矢量与春分点方向的夹角，t为相对春分时刻的积秒，Ax＝0.0235°、Ay＝0.0215°分别为倾角矢量半年周期摄动项的幅值，Ωms为白道升d交点黄经，以18.6年为周期在0-360°范围内变化，其变化可记为Ωms＝12.11°-0.052954T，其中T为相对儒略日，相对于1950年1月1日。3.根据权利要求2所述的全电推进卫星电推力器故障模式下的位置保持方法，其特征在于：偏心率矢量控制量(Δex,Δey)按照如下控制律计算：其中，(ex0，ey0)为偏心率矢量，is＝23.45°为黄赤交角，Re＝0.011CrS/m为偏心率摄动圆半径，Cr为光压系数，S/m为卫星面积质量比。4.根据权利要求3所述的全电推进卫星电推力器故障模式下的位置保持方法，其特征在于：平经度控制需经过2个控制周期才能实现，平经度漂移率控制量ΔD包括2个控制周期的平经度漂移率控制量，2个控制周期的平经度漂移率控制量分别为ΔD1、ΔD2，平经度漂移率控制量ΔD1、ΔD2按照如下步骤计算：首先计算平经度与漂移率的控制目标(λ*,D*)：其中，为卫星定点位置等效的平经度漂移加速度；tday为时间，为86400s；采用优化算法进行求解，根据平经度与漂移率摄动变化方程：首先给定ΔD1、ΔD2一组初值，固定ΔD1求得实际控制结果(λf,Df)与控制目标(λ*,D*)最近的ΔD2，再固定ΔD2求得实际控制结果(λf,Df)与控制目标(λ*,D*)最近的ΔD1，最终使实际控制结果(λf,Df)与控制目标(λ*,D*)的误差满足一定要求，即得到平经度所需的平经度漂移率控制量ΔD1、ΔD2，其中，D0为平经度漂移率，λ0为平经度。5.根据权利要求1所述的全...

【专利技术属性】
技术研发人员：王敏，李强，袁俊刚，胡照，梁新刚，
申请(专利权)人：中国空间技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11