技术领域
[0001] 本
发明涉及一种地球静止轨道(GEO)卫星的离轨方法，特别是针对推进剂不足情况下的GEO卫星离轨方法。
背景技术
[0002] 按照国际组织IADC建议，在地球静止轨道(GEO)卫星寿命末期，为了减少地球静止轨道空间碎片，
净化地球静止轨道空间环境，建议将即将死亡的卫星送入坟墓轨道。坟墓轨道的半长轴相比GEO轨道增加的高度应满足下列公式，同时保证偏心率不大于0.003。
[0003] ΔH≥235+1000CrA/M
[0004] 其中ΔH为轨道半长轴的增加高度；Cr为卫星表面反射系数，
镜面反射时取Cr＝2，
黑体时取Cr＝1；A为卫星垂直太阳光的照射面积；M为卫星
质量。
[0005] 根据目前GEO寿命末期卫星的质量和尺寸参数，一般需要将轨道抬高260～300km，所需要的速度增量一般约9.5～10.9m/s。
[0006] 为了同时满足轨道高度和偏心率控制要求，一般先采用切向控制方式改变偏心率并抬高轨道，然后继续抬高轨道半长轴并保持偏心率在要求的范围之内，直至轨道高度满足要求。
[0007] 北京空间
飞行器总体设计部CN201310059829号
专利公开了一种适用于导航GEO卫星的离轨方法，包括推进剂剩余情况判断、离轨方案制定、推
力器标定和
钝化操作，但未考虑推进剂不足情况下的离轨方案。中国卫通集团有限公司的栗欣等在《第十二届卫星通信学术年会》上发表了“静止轨道通信卫星离轨方法研究”，文章中分系统了离轨要求和时机，提出了离轨控制的轨控方案、操作实施方案、应急预案以及离轨后钝化操作等，但并未给出推进剂不足情况下的应对措施。中国空间技术研究院罗刚桥在《
航天器环境工程》上发表了“地球静止轨道卫星寿命末期离轨方案研究”，比较研究了化学推进和电推进两种离轨方案和推进剂需求，但未考虑离轨过程中，可能存在推进剂不足无法完成离轨的情况。
[0008] GEO卫星一般采用双组元推进系统，
氧化剂和燃烧剂地面加注时一般严格按照混合比进行加注。在轨运行过程中，由于推力器实际工作时混合比与计算的混合比存在偏差，导致寿命末期
氧化剂或者燃烧剂的一种先消耗完，存在仅剩余另一种推进剂的情况。另外，由于寿命末期GEO卫星的推进剂剩余量估计不准确以及离轨过程中推进分系统可能发生某些异常，在执行离轨过程中，可能会存在推进剂不足无法完成离轨的情况。
[0009] 在推进剂不足或推进分系统异常时进行GEO卫星离轨操作过程中，推进分系统可能会存在三种工作状态：(1)双组元正常点火工作状态；(2)推进剂夹气排放状态；(3)仅剩余氦气的冷气推进状态。其中第(1)、(3)状态下推力器的推力输出相对比较稳定，第(2)种推进剂夹气排放状态过程中推力输出不稳定，会使得卫星
姿态控制难度加大，给离轨控制过程带来较大难度。
[0010] 在推进剂不足时进行GEO卫星离轨操作存在以下问题：
[0011] (1)GEO卫星推进剂计算误差很大。
[0012] (2)GEO卫星离轨方案中，当通过推力器
温度和姿态遥测等因素判断双组元推进剂仅剩余一种后，认为推进剂已经消耗完毕，无论是否达到要求的轨道高度，都开始执行钝化操作，残余的单组份推进剂及贮箱中的高压氦气仍有能力继续产生推力但尚未利用。
[0013] (3)GEO卫星离轨过程中，推进分系统可能出现推力大小不稳定的情况，因此控制分系统一般需要调整姿态控制
门限值并采用推力器同时进行轨道和姿态控制，卫星的偏置动量轮系统未发挥惯性空间稳定的作用。
[0014] (4)当利用残余单组份推进剂或氦气进行轨道控制时，由于其推力持续下降，因此需要多次进行推力标定，并根据标定结果调整推力器工作时长。
发明内容
[0015] 本发明解决的技术问题是：克服
现有技术的不足，提供一种利用残余单组元推进剂和氦气的GEO卫星离轨方法，充分发挥卫星残余的推进剂和氦气的能力，尽量抬高轨道，降低对其他GEO卫星的安全威胁。
[0016] 本发明的技术解决方案是：
[0017] 一种利用残余推进剂及氦气的GEO卫星离轨方法，步骤如下：
[0018] (1)地面对GEO卫星测定轨，输出轨道根数；
[0019] (2)推力标定：判断是否首次进行推力标定，如果是首次进行推力标定，则进入步骤(3)；否则进入步骤(4)；
[0020] (3)根据推力器点火试验进行推力标定，之后进入步骤(6)；
[0021] (4)进行合并标定：根据推力器点火试验进行推力标定以及根据半长轴变化进行推力标定；
[0022] (5)对步骤(4)中合并标定得到的两种标定的推力进行合并处理，得到第一标定推力，之后进入步骤(6)；
[0023] (6)判断轨道偏心率是否满足离轨要求，如果满足则转入步骤(8)；如果不满足，则判断推力器是否符合使用条件，如果不满足使用条件，则停止离轨，进行钝化操作；如果满足使用条件，则进入步骤(7)；
[0024] (7)抬高近地点，之后返回步骤(1)；
[0025] (8)抬高轨道，之后再次进行测定轨以及合并标定，合并标定后得到第二标定推力；
[0026] (9)判断轨道半长轴是否满足离轨要求，如果满足，则停止离轨，进行钝化操作；如果不满足，则判断推力器是否符合使用条件，如果不满足使用条件，则停止离轨，进行钝化操作；如果满足使用条件，则返回步骤(8)。
[0027] 所述步骤(1)进行地面测定轨具体为：地面站对GEO卫星进行测轨和定轨，输出卫星轨道半长轴、倾
角、偏心率、升交点赤经、近地点幅角和平近点角。
[0028] 根据推力器点火试验进行推力标定具体为：
[0029] 利用GEO卫星上用于轨道控制的两组推力器进行交替点火，根据
角动量定理，有[0030] J*Δw/dt＝F*l；
[0031] J为惯量，Δw为推力器点火前后
角速度差，dt为推力器脉宽，F为推力，l为
力臂长；
[0032] 根据卫星的工程参数表查得惯量J、力臂长l，再结合卫星的姿态角速度和角度变化曲线求得Δw，即可解出推力F，把不同脉宽下的推力F求平均值作为标定的推力。
[0033] 根据半长轴变化标定推力，具体为：记录两次测定轨之间的累计点火时间t，结合半长轴的变化量Δa和卫星质量m，Δa单位为km，得到标定的推力F1＝m*Δa/t/27.4。
[0034] 所述合并处理是指将推力器点火试验标定的推力与根据半长轴变化标定的推力求平均，即得到最终标定的推力。
[0035] 步骤(6)以及步骤(9)中所述使用条件，具体为：推力标定结果大于等于标称推力的0.001倍。
[0036] 所述步骤(7)抬高近地点，具体为通过姿态控制和轨道控制方式实现。
[0037] 姿态控制方式具体为：
[0038] (7.1)当+X方向推力器完好时，姿态控制采用正常模式或
位置保持模式，采用正常模式时，卫星采用地球敏感器和太阳敏感器测量姿态，利用动量轮进行姿态控制；采用位置保持模式时，用地球敏感器和太阳敏感器测量姿态，用推力器进行姿态控制；所述+X方向是指沿轨道速度正方向；
[0039] (7.2)当+X方向推力器有故障时，整星绕
偏航轴掉头180°，启动动量轮至标称转速并保持，姿态控制采用地球指向模式，用地球敏感器和太阳敏感器测量姿态，用推力器进行姿态控制。
[0040] 轨道控制方式具体为：
[0041] 采用沿轨道速度正方向的推力器进行轨道控制，在远地点前后2小时内进行点火以抬高近地点，其中推力器工作方式采用脉冲式点火方式，脉宽取为100ms，周期10s。
[0042] 所述步骤(8)抬高轨道，通过姿态控制和轨道控制方式实现，姿态控制方式具体为：
[0043] (8.1)当+X方向推力器完好时，姿态控制采用正常模式或位置保持模式，采用正常模式时，卫星采用地球敏感器和太阳敏感器测量姿态，利用动量轮进行姿态控制；采用位置保持模式时，用地球敏感器和太阳敏感器测量姿态，用推力器进行姿态控制；所述+X方向是指沿轨道速度正方向；
[0044] (8.2)当+X方向推力器有故障时，整星绕偏航轴掉头180°，启动动量轮至标称转速并保持，姿态控制采用地球指向模式，用地球敏感器和太阳敏感器测量姿态，用推力器进行姿态控制；
[0045] 轨道控制方式具体为：采用沿轨道速度正方向的推力器进行轨道控制，采用连续24小时点火的方式抬高轨道半长轴。
[0046] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0047] (1)在离轨过程中，充分利用剩余推进剂和氦气，尽量抬高轨道半长轴，降低对其他GEO卫星的威胁；
[0048] (2)当+X方向推力器出现故障时，可在整星掉头情况下采用-X方向推力器工作以完成卫星离轨，使离轨操作不受限于部分推力器故障情况
[0049] (3)提出基于推力器点火试验的推力标定方法，与根据半长轴变化的推力标定方法互相验证，获得离轨使用的推力器的推力特性，便于调整离轨策略。
附图说明
[0050] 图1为本发明方法流程示意图。
具体实施方式
[0051] 如图1所示，本发明提出的一种利用残余推进剂及氦气的GEO卫星离轨方法，步骤如下：
[0052] (1)地面对GEO卫星测定轨，输出轨道根数；
[0053] 地面站对GEO卫星进行测轨和定轨，输出卫星轨道半长轴、倾角、偏心率、升交点赤经、近地点幅角和平近点角。
[0054] (2)推力标定：判断是否首次进行推力标定，如果是首次进行推力标定，则进入步骤(3)；否则进入步骤(4)；
[0055] (3)根据推力器点火试验进行推力标定，之后进入步骤(6)；
[0056] (4)进行合并标定：根据推力器点火试验进行推力标定以及根据半长轴变化进行推力标定；
[0057] 根据推力器点火试验进行推力标定具体为：
[0058] 利用GEO卫星上用于轨道控制的两组推力器进行交替点火，根据角动量定理，有[0059] J*Δw/dt＝F*l；
[0060] J为惯量，Δw为推力器点火前后角速度差，dt为推力器脉宽，F为推力，l为力臂长；
[0061] 根据卫星的工程参数表查得惯量J、力臂长l，再结合点火前卫星的姿态角速度w1和点火后卫星姿态角速度w2求得Δw＝w2-w1，即可解出推力F，把不同脉宽下的推力F求平均值作为标定的推力。
[0062] 其中，卫星的姿态角速度w1和w2根据陀螺输出角速度或者地球敏感器输出的姿态角曲线的斜率得到。
[0063] 根据半长轴变化标定推力，具体为：记录两次测定轨之间的累计点火时间t，结合半长轴的变化量Δa和卫星质量m，Δa单位为km，得到标定的推力F1＝m*Δa/t/27.4。
[0064] (5)对步骤(4)中合并标定得到的两种标定的推力进行合并处理，得到第一标定推力，之后进入步骤(6)；
[0065] 合并处理是指将推力器点火试验标定的推力与根据半长轴变化标定的推力求平均，即得到最终标定的推力。
[0066] 在推进剂不足或推进分系统异常时，推进分系统可能会存在三种工作状态：(1)双组元正常点火工作状态，此时实际平均推力接近标称推力10N；(2)推进剂夹气排放状态，此时推进剂单路喷液，夹杂另一路喷氦气，推力输出不稳定，此时实际平均推力在2～3N之间；(3)仅剩余氦气的冷气推进状态，仅靠氦气排放的反作用力输出，此时实际平均推力小于
1N。
[0067] (6)判断轨道偏心率是否满足离轨要求，如果满足则转入步骤(8)；如果不满足，则判断推力器是否符合使用条件，如果不满足使用条件，则停止离轨，进行钝化操作；如果满足使用条件，则进入步骤(7)；使用条件具体为：推力标定结果大于等于标称推力的0.001倍。
[0068] (7)抬高近地点，之后返回步骤(1)；
[0069] 抬高近地点，具体为通过姿态控制和轨道控制方式实现。
[0070] 姿态控制方式具体为：
[0071] (7.1)当+X方向推力器完好时，姿态控制采用正常模式或位置保持模式，采用正常模式时，卫星采用地球敏感器和太阳敏感器测量姿态，利用动量轮进行姿态控制；采用位置保持模式时，用地球敏感器和太阳敏感器测量姿态，用推力器进行姿态控制；所述+X方向是指沿轨道速度正方向；
[0072] GEO卫星工作模式有：太阳捕获、地球搜索、地球指向、远地点点火、位置保持和正常模式。
[0073] 地球指向模式是使用太阳敏感器和地球敏感器测量姿态角，利用陀螺测量角速度，采用推力器进行姿态控制，使得卫星本体Z轴指向地心。
[0074] 正常模式使用太阳敏感器和地球敏感器测量姿态，采用动量轮进行姿态控制，使得卫星本体Z轴指向地心，X轴指向轨道
坐标系速度方向，保证有效
载荷要求的卫星姿态。正常模式的
俯仰和滚动轴由V型安装的动量轮或L型结构的偏置动量轮和反作用轮进行控制。偏航误差的修正，靠偏置动量轮与轨道运动耦合来实现。设计偏航观测器，当估算的偏航角动量超出规定值时，用滚动推力器喷气脉冲进行卸载。
[0075] 位置模式使用太阳敏感器测偏航，也可用陀螺偏航速率积分，用地球敏感器测滚动和俯仰角。采用推力器进行位置保持和姿态控制，保证卫星的定点
精度和倾角，同时保证有效载荷要求的卫星姿态。
[0076] (7.2)当+X方向推力器有故障时，整星绕偏航轴掉头180°，启动动量轮至标称转速并保持，姿态控制采用地球指向模式，用地球敏感器和太阳敏感器测量姿态，用推力器进行姿态控制。
[0077] 轨道控制方式具体为：
[0078] 采用沿轨道速度正方向的推力器进行轨道控制，在远地点前后2小时内进行点火以抬高近地点，其中推力器工作方式采用脉冲式点火方式，脉宽取为100ms，周期10s。
[0079] (8)抬高轨道，之后再次进行测定轨以及合并标定，合并标定后得到第二标定推力；具体为：
[0080] (8.1)当+X方向推力器完好时，姿态控制采用正常模式或位置保持模式，采用正常模式时，卫星采用地球敏感器和太阳敏感器测量姿态，利用动量轮进行姿态控制；采用位置保持模式时，用地球敏感器和太阳敏感器测量姿态，用推力器进行姿态控制；所述+X方向是指沿轨道速度正方向；
[0081] (8.2)当+X方向推力器有故障时，整星绕偏航轴掉头180°，启动动量轮至标称转速并保持，姿态控制采用地球指向模式，用地球敏感器和太阳敏感器测量姿态，用推力器进行姿态控制；
[0082] 轨道控制方式具体为：采用沿轨道速度正方向的推力器进行轨道控制，采用连续24小时点火的方式抬高轨道半长轴。
[0083] (9)判断轨道半长轴是否满足离轨要求，如果满足，则停止离轨，进行钝化操作；如果不满足，则判断推力器是否符合使用条件，如果不满足使用条件，则停止离轨，进行钝化操作；如果满足使用条件，则返回步骤(8)。使用条件具体为：推力标定结果大于等于标称推力的0.001倍。
[0084] 目前，本发明提出的一种利用残余推进剂和氦气的GEO卫星离轨方法已经过了实践的验证，成功应用于我国某GEO寿命末期卫星的离轨中，充分利用剩余推进剂和氦气，已经成功的利用残余的推进剂和氦气抬高了卫星轨道，降低了对GEO正常工作卫星的碰撞
风险。
[0085] 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。
