一种预估轨控综合效率和推进剂消耗量的方法

摘要

一种预估轨控综合效率和推进剂消耗量的方法，该方法根据之前在轨标定出的轨控推力器工作期间对卫星的扰动力矩，计算出其它推力器对扰动力矩进行补偿控制时对轨道位置产生的不期望影响，根据对轨道的不期望影响，修正轨控推力器工作时间，并计算出这颗卫星轨控推力器的轨控综合效率，根据修正过的所有推力器工作时间，估算本次轨道机动的推进剂消耗量及推进剂余量。本发明使卫星在沿轨道坐标系X方向进行轨道机动时的控制参数确定和推进剂消耗量的估算可以更加准确，有效的提高了中高轨道卫星轨道机动的精度，延长卫星在轨使用寿命。

说明书

技术领域

本发明涉及一种预估轨控综合效率和推进剂消耗量的方法，适用于中高 轨道卫星利用推力器进行轨道机动领域。

背景技术

中高轨道卫星在完成定点捕获、相位捕获及位置保持时，均利用推力器 进行轨道机动。导航卫星由于是组网星座卫星，其极限环内漂移天数要求多， 多颗星处于多星共轨状态，因此需要保证倾斜轨道各卫星之间的相位关系， 同时保证卫星轨道调整定点后的剩余推进剂的充沛。

现有导航卫星共安装12个10N推力器，分成A、B两个分支，安装布 局如图2所示，推力方向和寿命初期的力矩特性见表1：

表1某卫星推力器推力方向和寿命初期三轴力矩分量的工程参数

每个分支中推力器2和3是一对，分别产生-Z和+Z方向控制力矩，两 者成对同时工作可产生+X的轨控推力；推力器4和5分别产生+Y和-Y力矩， 成对工作可产生-X推力；推力器6和7分别产生+X和-X力矩，成对工作可 产生+Y推力。在进行轨道机动的过程中，使用一个分支某2个推力器进行 轨道控制。在实施轨道机动之前，需根据轨道机动目标预估推进剂消耗量并 制定轨道机动控制参数，其中包括确定使用哪2个10N推力器作为轨控推力 器及轨控推力器点火时间长度。

轨控综合效率是轨道机动控制参数制定的必要输入参数，需通过轨控综 合效率计算出轨控推力器点火时间长度和推进剂消耗量。根据10N推力器的 布局设计，在轨控推力器产生轨控推力的同时也会产生对卫星的扰动力矩和 对卫星轨道的不期望影响，为实现力矩平衡和精确的轨道控制，需用其它推 力器进行主动控制和补偿控制。轨控综合效率将这些因素综合考虑，制定出 轨控推力器点火时间长度。轨控综合效率的准确性直接影响轨控效果和推进 剂余量的计算，进而影响卫星寿命的估计。

卫星轨控综合效率和推进剂消耗量现有估算方法都是根据经验估算出来 的，每颗卫星的质心位置、10N推力器安装、推力大小均存在差异，经验值 不能保证准确体现每颗星的具体情况和准确性，所以现在需要研制一种沿轨 道坐标系X轴（切向）轨道机动时高精度估算轨控综合效率和推进剂消耗量 的方法。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出一种预估轨控综 合效率和推进剂消耗量的方法，使卫星在沿轨道坐标系X方向进行轨道机动 时的控制参数确定、轨控综合效率和推进剂消耗量的估算更加准确，有效地 提高了中高轨道卫星轨道机动的精度，延长了卫星在轨使用寿命。

本发明的技术解决方案是：

一种预估轨控综合效率和推进剂消耗量的方法，其步骤如下：

（1）根据轨道机动选择的轨控推力器和控制速度增量ΔV，计算得到轨 控推力器点火时间长度Δt_c。

$\mathrm{\Delta M}=(M_d+M_p)·[1-e^{(-\frac{\left|\mathrm{\Delta V}\right|}{I_{\mathrm{sp}}\times K_e})}]$

${\mathrm{\Delta t}}_c=\frac{\mathrm{\Delta M}}{2(W_0+W_f)}$

其中M_d为干星质量；M_p为轨道机动前推进剂质量；ΔV为控制速度增量； K_e为推力器控制效率；I_sp为推力器比冲；W₀为氧化剂流率，W_f为燃烧剂流 率；

（2）根据轨控推力器点火时间长度Δt_c、轨控推力器工作时对卫星三轴 的干扰力矩T_xi、T_yi、T_zi和各推力器产生的力矩M_ij，其中i为轨控推力器编号, 取23A、45A、67A、23B、45B、67B，j取x、y、或z轴，计算出轨道机动过 程中用于补偿控制的喷气时间t_i：

使用A或B分支：

若T_xi为正，则：

$t_{7A}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{xi}}}{M_{7\mathrm{Ax}}},t_{6A}=0$或$t_{7B}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{xi}}}{M_{7\mathrm{Bx}}},t_{6B}=0;$

若T_xi为负，则：

$t_{6A}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{xi}}}{M_{6\mathrm{Ax}}},t_{7A}=0$或$t_{6B}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{xi}}}{M_{6\mathrm{Bx}}},t_{7B}=0;$

若T_yi为正，则：

$t_{5A}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{yi}}}{M_{5\mathrm{Ay}}},t_{4A}=0$或$t_{5B}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{yi}}}{M_{5\mathrm{By}}},t_{4B}=0;$

若T_yi为负，则：

$t_{4A}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{yi}}}{M_{4\mathrm{Ay}}},t_{5A}=0$或$t_{4B}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{yi}}}{M_{4\mathrm{By}}},t_{5B}=0;$

若T_zi为正，则：

$t_{2A}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{zi}}}{M_{2\mathrm{Az}}},t_{3A}=0$或$t_{2B}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{zi}}}{M_{2\mathrm{Bz}}},t_{3B}=0;$

若T_zi为负，则：

$t_{3A}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{zi}}}{M_{3\mathrm{Az}}},t_{2A}=0$或$t_{3B}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{zi}}}{M_{3\mathrm{Bz}}},t_{2B}=0;$

（3）根据步骤（2）中得到的各推力器用于补偿控制的喷气时间t_i，计 算其对轨道产生冲量P_i：

推力器2A、3A或2B、3B在+X方向的冲量为：

推力器4A、5A或4B、5B在+X方向的冲量为：

推力器6A、7A或6B、7B在+X方向的冲量为：

其中，偏航姿态偏置量为ψ_b，α_2/3、α_4/5、α_6/7分别为推力器2/3、4/5、 6/7的推力方向与卫星本体X轴的夹角；

（4）根据冲量P_i修正轨控推力器工作时间为预估出推力器的总工 作时间t_总，其中补偿控制引起的对沿轨道坐标系+X轴切向轨控量的补偿量 Δt_com计算公式为：

补偿轨控推力器工作时间：

计算所有推力器总工作时间：

或

（5）计算轨控综合效率为

（6）依据推力器总工作时间t_总计算推进剂消耗量ΔM^*和推进剂余量

ΔM^*=2(W₀+W_f)×t_总

$M_p^{*}=M_p-\Delta M^{*}$

（7）记录轨控综合效率和推进剂余量

本发明与现有技术相比的有益效果是：

（1）本发明提高了中高轨道卫星实施沿轨道坐标系X轴轨道机动的轨 道控制精度和剩余推进剂估计的准确度，采用本发明提出的预估轨控综合效 率和推进剂消耗量的方法，可给出适合每颗卫星具体在轨情况的轨控综合效 率，提高了卫星轨道机动控制参数制定的准确性，从而延长了卫星轨道机动 周期和在轨工作寿命。

（2）本发明设计过程简单，易于实现，是十分经济可行的估算轨控综 合效率和推进剂消耗量方法，可推广到任何需要进行轨道机动的卫星上。

附图说明

图1为本发明流程图；

图2为本发明推力器安装示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。

如图1所示，一种预估轨控综合效率和推进剂消耗量的方法，其具体步 骤如下：

（1）根据此次轨道机动选择的轨控推力器和控制速度增量ΔV，计算得 到轨控推力器点火时间长度Δt_c。

$\mathrm{\Delta M}=(M_d+M_p)·[1-e^{(-\frac{\left|\mathrm{\Delta V}\right|}{I_{\mathrm{sp}}\times K_e})}]$

${\mathrm{\Delta t}}_c=\frac{\mathrm{\Delta M}}{2(W_0+W_f)}$

其中ΔM为中间量，M_d为干星（为不含任何燃料的卫星）质量；M_p为轨 道机动前推进剂质量；ΔV为控制速度增量；K_e为推力器控制效率；I_sp为推 力器比冲；W₀为氧化剂流率，W_f为燃烧剂流率；

（2）根据轨控推力器点火时间长度Δt_c、轨控推力器工作时对卫星三轴 的干扰力矩T_xi、T_yi、T_zi和各推力器产生的力矩M_ij，其中i为轨控推力器编号, 取23A、45A、67A、23B、45B、67B，j取x、y、或z轴，计算出轨道机动过 程中用于补偿控制的喷气时间t_i：

使用A或B分支：

若T_xi为正，则：

$t_{7A}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{xi}}}{M_{7\mathrm{Ax}}},t_{6A}=0$或$t_{7B}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{xi}}}{M_{7\mathrm{Bx}}},t_{6B}=0$

若T_xi为负，则：

$t_{6A}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{xi}}}{M_{6\mathrm{Ax}}},t_{7A}=0$或$t_{6B}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{xi}}}{M_{6\mathrm{Bx}}},t_{7B}=0$

若T_yi为正，则：

$t_{5A}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{yi}}}{M_{5\mathrm{Ay}}},t_{4A}=0$或$t_{5B}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{yi}}}{M_{5\mathrm{By}}},t_{4B}=0$

若T_yi为负，则：

$t_{4A}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{yi}}}{M_{4\mathrm{Ay}}},t_{5A}=0$或$t_{4B}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{yi}}}{M_{4\mathrm{By}}},t_{5B}=0$

若T_zi为正，则：

$t_{2A}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{zi}}}{M_{2\mathrm{Az}}},t_{3A}=0$或$t_{2B}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{zi}}}{M_{2\mathrm{Bz}}},t_{3B}=0$

若T_zi为负，则：

$t_{3A}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{zi}}}{M_{3\mathrm{Az}}},t_{2A}=0$或$t_{3B}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{zi}}}{M_{3\mathrm{Bz}}},t_{2B}=0$

（3）根据步骤（2）中得到的各推力器用于补偿控制的喷气时间t_i，计 算其对轨道产生的影响，以冲量形式P_i描述：

设偏航姿态偏置量为ψ_b，根据推力器安装参数，选取α_2/3、α_4/5、α_6/7值， 其中α_2/3、α_4/5、α_6/7分别为推力器2/3、4/5的推力方向与卫星本体X轴的夹 角以及推力器6/7与卫星本体Y轴的夹角。

推力器2A、3A或2B、3B在+X方向的冲量为：

推力器4A、5A或4B、5B在+X方向的冲量为：

推力器6A、7A或6B、7B在+X方向的冲量为：

（4）根据冲量形式P_i修正轨控推力器工作时间为预估出推力器的 总工作时间t_总，其中补偿控制引起的对沿轨道坐标系+X轴切向轨控量的补 偿量Δt_com计算公式为：

补偿轨控推力器工作时间：

计算所有推力器总工作时间：

或

（5）计算轨控综合效率为

（6）依据推力器总工作时间t_总计算推进剂消耗量ΔM^*和推进剂余量

ΔM^*=2(W₀+W_f)×t_总

$M_p^{*}=M_p-\Delta M^{*}$

（7）记录轨控综合效率和推进剂余量

下面以一个具体实施例来进一步说明本发明的方法。

以一次定点捕获前制定其轨道机动控制参数操作为例，说明采用本发明 实现计算轨控综合效率和推进剂消耗量的实施方法。

（1）根据定点捕获控制策略，计划进行卫星减速控制将轨道半长轴a 降低-14.52km，控制量ΔV=-0.529m/s。由某高轨卫星工程参数，M_d=1354.8kg， M_p=363.8kg轨道控制前卫星质量M_d+M_P=1714.8kg。因此，确定选用4A、5B 推力器，推力方向为-X。并确定参数值：K_e=0.766；I_sp=2696N·s/kg； W₀=2.29×10^-3kg/s，W_f=1.41×10^-3kg/s。

计算得到理论轨控推力器点火时间长度Δt_c。

$\mathrm{\Delta M}=(M_d+M_p)·[1-e^{(-\frac{\left|\mathrm{\Delta V}\right|}{I_{\mathrm{sp}}\times K_e})}]=0.439\mathrm{kg}$

${\mathrm{\Delta t}}_c=\frac{\mathrm{\Delta M}}{2(W_0+W_f)}=59.324s$

（2）4A、5B推力器工作时对卫星三轴的干扰力矩T_x45A=-0.08Nm、 T_y45A=0.2Nm、T_z45A=-0.04Nm，M_6Ax=6.00359Nm，M_5Ay=-14.56311Nm， M_3Az=-11.80633Nm。

计算出轨道机动过程中用于补偿控制的喷气时间：

$t_{6A}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{xi}}}{M_{6\mathrm{Ax}}}=0.988s$

$t_{5A}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{yi}}}{M_{5\mathrm{Ay}}}=0.815s$

$t_{3A}={\mathrm{\Delta t}}_c\times \frac{T_{\mathrm{zi}}}{M_{3\mathrm{Ay}}}=0.201s$

其它推力器喷气时间为0。

（3）根据步骤（2）计算得到的t_5A、t_6A和t_3A，偏航姿态偏置量为ψ_b=0°，， α_4/5=40°，α_2/3=15°，α_6/7=-30°（根据表1中推力方向）情况确定。

P_x45=-10cosψ_bcosα_4/5×t_5A=-6.24Ns

P_x67=-10sinψ_bcosα_6/7×t_6A=0Ns

P_x23=10cos(ψ_b+α_2/3)×t_3A=1.94Ns

（4）修正轨控推力器工作时间为

补偿轨控推力器工作时间：

${\mathrm{\Delta t}}_c^{*}={\mathrm{\Delta t}}_c-{\mathrm{\Delta t}}_{\mathrm{com}}=59.044s$

计算所有推力器总工作时间：

（5）计算轨控综合效率为

（6）依据推力器总工作时间t_总计算推进剂消耗量ΔM^*和推进剂余量

ΔM^*=2(W₀+W_f)×t_总=0.454kg

$M_p^{*}=M_p-\Delta M^{*}=363.346\mathrm{kg}$

（7）通过轨控综合效率的修正，轨控推力器的点火时间变化了-0.5%。 经过测轨，此次轨道机动的效果为半长轴a降至42165.222km，比控制目标 值42165.208km略低0.014km，计划控制量为-14.518km。控制误差 0.0096%。证明本次轨道机动控制精度高，轨控综合效率和推进剂余量估计 准确，降低了控制误差。记录轨控综合效率和推进剂余量用于以后的轨 道机动参数制定。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技 术。