一种用于地球静止轨道通信卫星的离轨方法与流程

[0001]
本发明属于航天器寿命末期在轨管理技术领域，具体涉及一种用于地球静止轨道通信卫星的离轨方法。


背景技术：

[0002]
我国目前有数十颗通信卫星在轨运行，绝大多数是地球静止轨道(geo)卫星，为广播电视、宽带应用等领域提供了优质可靠的服务。随着geo通信卫星的广泛应用，在轨通信卫星即将到达设计寿命末期的数量越来越多。地球静止轨道轨位是稀缺的空间基础资源，按照国际统一规范，需要在卫星寿命到期后，及时准确的把卫星转移出静止轨道，送入预期的弃星轨道，完成卫星的的离轨和钝化，以避免对其他卫星可能造成影响，同时释放出宝贵的轨位资源。
[0003]
按照国际组织iadc建议，完成飞行任务的寿命末期卫星应机动到弃星轨道，弃星轨道的近地点高度相比geo轨道增加的高度δh应满足如下公式，同时应保证偏心率不大于0.003。
[0004]
δh≥235+(1000
·
c
r
a/m)
[0005]
其中δh为近地点高度增加值；cr为卫星表面反射系数(典型值在1～2之间)；a为卫星垂直太阳光的照射面积；m为卫星质量。
[0006]
根据geo通信卫星寿命末期的相关数据，一般需要将geo轨道至少抬高280～300km。为了满足轨道高度和偏心率控制要求，同时考虑到防止推进剂突然不足的风险，一般采用“安全可控；分批次进行、合理迭代；便于操作”的方法，分批次抬高轨道高度的同时保证偏心率要求，达到离轨的轨道要求。
[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，包括离轨方案制定、推力器标定和钝化操作，但此方法适用于与通信卫星质量、配置、工程参数等均不同的导航geo卫星，其离轨方案没有描述给出定量化、标准化的轨道机动方案，没有给出针对通信卫星特定的钝化过程。中国空间技术研究院cn201811307417号专利提出了一种利用残余推进剂和氦气的离轨方法，主要解决推进剂不足时的轨道机动问题，没有给出包括分批次轨道机动、整星钝化的完整且具有可操作性的一般性离轨方法。
[0008]
长期以来，对于静止轨道通信卫星离轨并没有统一的方法可供借鉴，不少卫星离轨过程出现故障或者实际没能成功离轨，给在轨卫星或者后续待发射卫星带来极大风险；卫星寿命末期一般推进剂剩余量估算不准确或者所剩较少，可能存在推进剂不足导致无法完成离轨的情况；因此，有必要提出geo通信卫星的离轨方法，制定精细、稳妥、专门适用于通信卫星的离轨方案，确保成功实施离轨。


技术实现要素：

[0009]
有鉴于此，本发明的目的是提供一种用于地球静止轨道通信卫星的离轨方法，可
高效并可靠的完成卫星离轨。
[0010]
一种用于地球静止轨道通信卫星的离轨方法，包括如下步骤：
[0011]
步骤1、卫星健康检查及状态设置；
[0012]
步骤2、通过每次将卫星轨道抬高70km的方式进行机动控制，将卫星轨道高度抬高280km；
[0013]
步骤3、排空卫星的推进剂；
[0014]
步骤4、在卫星完成离轨操作后，巡航状态下对整星进行钝化操作。
[0015]
进一步的，所述步骤1中，对卫星健康检查及状态设置包括：
[0016]
a)对卫星控制分系统、电源分系统、测控分系统、推进分系统、转发器分系统等进行全面的健康检查，确认正常工作状态；对地球敏感器、太阳敏感器、星敏感器等敏感测量设备进行健康检查；b)状态设置：对推力器进行标定，确定点火脉冲宽度和周期；测控下行转全向工作方式；取消卫星姿态偏置；关闭转发器接收机和信标机；进行陀螺标定与分析。
[0017]
较佳的，所述步骤2中，每次对卫星进行抬高机动控制时，卫星偏心率要求在0.003以内。
[0018]
较佳的，所述步骤2中，完成四次轨道抬高后，重新进行卫星测轨，然后再进行机动控制，对卫星轨道进行修正。
[0019]
较佳的，所述卫星轨道的修正次数不少于1次。
[0020]
较佳的，所述步骤3中，通过倾角控制使得卫星倾角接近为零，以此进行推进剂排空。
[0021]
较佳的，当机动控制倾角未完全消耗推进剂时，将卫星转入太阳帆板对日定向的巡航模式，然后选取两组方向相反的推力器进行周期性喷气，以消耗推进剂。
[0022]
进一步的，所述步骤4具体包括如下方法：
[0023]
关闭动量轮；转发器断电；关闭所有自控、遥控加热器；关闭气瓶；推进系统断电；蓄电池钝化；控制系统断电；断下行遥测。
[0024]
较佳的，所述步骤4具体包括如下方法：
[0025]
1、转发器断电操作
[0026]
1)除测控下行使用的转发器外，其余转发器全部断电；
[0027]
2)关闭所有加热器，对于自控加热器首先要将加热器自主功能禁止；
[0028]
2、气瓶关闭处理
[0029]
1)火工品管理器加电；
[0030]
2)起爆电爆阀；
[0031]
3)火工品管理器断电；
[0032]
3、蓄电池放电操作；
[0033]
1)断开蓄电池组放电开关；
[0034]
2)断开蓄电池组充电开关；
[0035]
3)接通再处理开关，对蓄电池组进行放电；
[0036]
4、推进系统断电操作
[0037]
1)断开双分支推力器电磁阀线圈；
[0038]
2)关闭双分支母线电源；
[0039]
5、控制分系统断电操作
[0040]
1)关闭sada线路盒；
[0041]
2)关闭太阳敏感器线路盒；
[0042]
3)关闭陀螺线路盒；
[0043]
6、通过关闭测控下行使用的转发器关闭下行遥测。
[0044]
本发明具有如下有益效果：
[0045]
(1)本发明方法适用于geo通信卫星的离轨操作，特别地考虑了通信卫星的特点，提出了具有针对性的方法，满足了离轨操作的实际要求；
[0046]
(2)本发明根据离轨的轨道要求，提出了平均量机动和修正量机动相结合的方法，可操作性强，便于调整控制策略，确保在满足轨道高度要求的同时满足了偏心率要求；
[0047]
(3)本发明提出了巡航模式下推力器周期性相对喷气的方式消耗推进剂，效率高，对姿态的影响小。
[0048]
同时，本方法要求在卫星整个离轨控制过程中，避免上行测控对邻近geo卫星的干扰，保证巡航可见测控时间。
附图说明
[0049]
图1卫星轨道控制方法流程图。
[0050]
图2卫星钝化方法流程图。
具体实施方式
[0051]
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
[0052]
一种用于地球静止轨道通信卫星的离轨方法，其主要分为3个部分：离轨机动控制方法；推进剂排空；卫星钝化方法。遵循以下原则：安全可控；分批次进行、合理迭代；便于操作。
[0053]
具体步骤如下：
[0054]
步骤1、卫星健康检查及状态设置：a)对卫星控制分系统、电源分系统、测控分系统、推进分系统、转发器分系统等进行全面的健康检查，确认正常工作状态；对地球敏感器、太阳敏感器、星敏感器等敏感测量设备进行健康检查；b)状态设置：对推力器进行标定，确定点火脉冲宽度和周期；测控下行转全向工作方式；取消卫星姿态偏置；关闭转发器接收机和信标机；进行陀螺标定与分析。
[0055]
步骤2、确定轨道机动控制方案，采用四次平均量机动控制+修正量机动控制相结合的控制方案，即四次每次轨道高度抬高70km(轨道高度总抬高280km/4次)的控制批次和1～2次修正量控制批次，按照此方案制定轨道机动策略，对卫星实施机动操作，并根据测轨结果，及时修正完善控制策略，达到离轨的轨道高度和偏心率要求；
[0056]
步骤3、确定推进剂排空的工作方案，采用控制倾角的南北位保方式+巡航模式下推力器周期性相对喷气(对打)的方式消耗推进剂，达到推进剂排空的目的；
[0057]
步骤4、在卫星完成离轨操作后，巡航状态下对整星进行钝化操作：关闭动量轮；转发器断电；关闭所有自控、遥控加热器；关闭气瓶；推进系统断电；蓄电池钝化；控制系统断电；断下行遥测。
[0058]
根据上述方案，对于离轨任务，需要完成轨道高度的提高和整星的钝化。具体实施方法为：
[0059]
第一步：离轨前卫星健康检查及状态设置
[0060]
1)各分系统状态检查；
[0061]
2)太阳敏感器、地球敏感器、星敏感期健康状态检查
[0062]
3)推力器标定，确定脉冲宽度和周期；
[0063]
4)测控下行转全向工作方式；
[0064]
5)取消姿态偏置；
[0065]
6)关闭转发器接收机和信标机
[0066]
7)陀螺标定与分析。
[0067]
第二步：轨道机动控制方法
[0068]
对于机动控制，采用四次平均量东西机动控制来完成抬高轨道280km的离轨任务，使得轨道由原来的圆轨道变为椭圆轨道，卫星轨道控制量分配如表所示：
[0069]
表1半长轴控制量分配策略
[0070]
控制批次1234半长轴控制量
△
a(km)70707070近地点
△
hp(km)0140210280远地点
△
ha(km)140210280280偏心率e要求小于0.003小于0.003小于0.003小于0.003
[0071]
上述控制过程具有如下优点：
[0072]
1)可以使轨道偏心率在任何一次控制过程中推进剂突然耗尽时始终满足小于0.003的轨道控制要求，分批次抬高轨道高度有利于稳步操作，避免推进剂突然不足造成无法继续机动的风险；
[0073]
2)四次轨道机动控制后，进行推力器标定和轨道测定，可进行1～2次修正量控制，继续抬高轨道高度；
[0074]
3)可根据实际轨道的变化分析推力器效率，如果推力器效率明显下降，需要根据轨道的变化和推力器效率情况，反复迭代制定离轨控制策略。
[0075]
第三步：推进剂排空
[0076]
当完成上述机动控制后，如果推进剂还有剩余，需要将推进剂排空，目的是防止剩余推进剂贮箱爆炸，防止推力器工作使卫星轨道不满足离轨要求。
[0077]
1)首先采用控制倾角的南北位保控制方式，即通过机动控制，使得卫星轨道倾角接近为零，机动控制可以达到消耗推进剂的目的。
[0078]
对于倾角控制机动，需要重点关注：a、所用推力器温度显著下降；b、滚动角超出1
°
；一旦超出，要立即发送停止点火指令。
[0079]
2)巡航模式下推力器周期性相对喷气的方式
[0080]
在进行倾角控制后，转入太阳帆板对日定向的巡航模式，在该模式下，采用推力器周期性相对喷气(对打，如方向相反的两组推力器2a/3a和4a/5a同时喷气)的方式完成推进剂的排空。在排空过程中一般会出现“单组元”的工作方式，同时需要重点监视太阳敏感器的输出角度以及推力器温度，及时计算剩余推进剂量。
[0081]
巡航排空的判断依据：a、推力器温度下降明显，出现两个或者多于两个推力器温度在喷气过程中单调下降，则认为推力器钝化工作完成；b、储箱压力显著下降。
[0082]
第四步：整星钝化
[0083]
卫星离轨机动到达geo弃星轨道后，为防止卫星爆炸解体产生空间碎片，必须对卫星采取有效的钝化措施。卫星处于弃星轨道后，进行以下钝化工作：1)蓄电池钝化：防止蓄电池解体或爆炸；2)关闭其他高能部件：关闭动量轮(处于巡航模式下已关闭)、推力器等；3)为避免废弃卫星对其他卫星造成干扰，要求在钝化完成后，关闭卫星下行遥测。
[0084]
按照操作顺序，有如下操作：
[0085]
1、转发器断电操作
[0086]
1)除测控下行使用的转发器外，其余转发器全部断电；
[0087]
2)关闭所有加热器，对于自控加热器首先要将加热器自主功能禁止。
[0088]
2、气瓶关闭处理
[0089]
1)火工品管理器加电；
[0090]
2)起爆电爆阀；
[0091]
3)火工品管理器断电。
[0092]
3、蓄电池放电操作
[0093]
1)断开蓄电池组放电开关；
[0094]
2)断开蓄电池组充电开关；
[0095]
3)接通再处理开关，对蓄电池组进行放电。
[0096]
4、推进系统断电操作
[0097]
1)断开双分支推力器电磁阀线圈；
[0098]
2)关闭双分支母线电源。
[0099]
5、控制分系统断电操作
[0100]
1)关闭sada线路盒；
[0101]
2)关闭太阳敏感器线路盒；
[0102]
3)关闭陀螺线路盒。
[0103]
6、测控下行关闭操作
[0104]
最后，通过关闭测控下行使用的转发器关闭下行遥测。
[0105]
此离轨方法应用于某地球静止轨道通信卫星，采用四次平均量机动控制和两次修正量机动控制，随后通过倾角控制和推力器周期性相对喷气(对打)的方式排空推进剂，离轨后轨道比同步轨道高543km(近地点)～581km(远地点)，偏心率0.0005，实现了前节所述高于同步轨道280km、偏心率小于0.003的要求，且半长轴及偏心率均留有较大裕度，满足了离轨轨道要求；完成了蓄电池钝化、推进系统钝化、断测控下行；证实了此应用于地球静止轨道通信卫星的离轨方法有效、正确、可行。
[0106]
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

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