[发明专利]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

权利要求书

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；

在步骤一中，各轨道要素所需控制量包括倾角矢量控制量(Δi_xC,Δi_yC)、偏心率矢量控制量(Δe_x,Δe_y)和平经度漂移率控制量ΔD；其中，

倾角矢量控制量(Δi_xC,Δi_yC)按照如下控制律计算：

其中，n_s为太阳视运动角速率，i_x0、i_y0为倾角矢量测量值，T为控制周期，λ_s＝n_st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，A_x＝0.0235°、A_y＝0.0215°分别为倾角矢量半年周期摄动项的幅值，Ω_ms为白道升交点黄经，以18.6年为周期在0-360°范围内变化，其变化可记为Ω_ms＝12.11°-0.052954T1，其中T1为相对儒略日，相对于1950年1月1日；

偏心率矢量控制量(Δe_x,Δe_y)按照如下控制律计算：

其中，(e_x0，e_y0)为偏心率矢量，i_s＝23.45°为黄赤交角，R_e＝0.011C_rS/m为偏心率摄动圆半径，C_r为光压系数，S/m为卫星面积质量比；

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；t_day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(λ_f,D_f)与控制目标(λ^*,D^*)最近的ΔD₂，再固定ΔD₂求得实际控制结果(λ_f,D_f)与控制目标(λ^*,D^*)最近的ΔD₁，最终使实际控制结果(λ_f,D_f)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；

在步骤二中，总偏心率矢量控制量的公式如下：

其中K_T、K_N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。