响应电推进器失效的用于混合燃料系统的有效位置保持设计技术方案

本申请公开响应电推进器失效的用于混合燃料系统的有效位置保持设计。用于在卫星中的位置保持的装置和方法。卫星包括安装在天顶侧面上的北电推进器和南电推进器，安装在东侧面上的东化学推进器，及安装在西侧面上的西化学推进器。轨道控制器检测电推进器中的一个的失效。响应于失效，轨道控制器控制在贴近轨道交点处剩余电推进器的燃烧。轨道控制器控制在距剩余电推进器的燃烧90°±5°处化学推进器中的一个的燃烧，并且控制在距剩余电推进器的燃烧270°±5°处化学推进器中的另一个的燃烧。

【技术实现步骤摘要】

本公开涉及卫星领域，并且更具体地涉及用于卫星的位置保持。
技术介绍
对地同步卫星是绕地球运行并跟随地球旋转方向的卫星。对地同步卫星围绕地球一周耗费约24小时，这与地球绕其轴旋转一次所耗费的时间量相同。这些类型的卫星认为是对地同步的，因为从在地球上的特定位置观察时它们显得是静止的，并且经常用作通信卫星。对地同步卫星具有在地球赤道上的指定轨道，所以它们不彼此冲突或干涉彼此的通信。对地同步卫星以距离地球中心约42,164千米的半径为轨道。由于地球的引力，在该半径的卫星绕地球运行一周约24小时(恒星日)。卫星轨道可受到扰动(perturbation)(诸如来自太阳和月亮的引力，地球的非圆形形状，太阳辐射压力等)的影响。为了消除扰动并保持卫星在其指定轨道中，在卫星上的推进系统执行主动活动，其称为“位置保持”活动(stationkeepingmaneuver)。在从地球上的位置观测时，卫星的位置维持在具有预定尺寸的指定轨道站或“盒子(box)”内。位置保持涉及控制卫星经度、其轨道的偏心率和其轨道平面与地球赤道平面的倾角。位置保持的示例描述在2000年1月18日授权的美国专利No.6,015,116中。在116中描述的推进系统使用对角布置在卫星后(天顶)侧面的四个推进器。推进器的一对具有定向为通过卫星质心的推力线，而另一对推进器具有被来自质心的动量臂隔开的推进力。位置保持的另一个示例描述在2011年4月5日授权的美国专利No.7,918,420中。这两项专利以参考方式全部并入本文。识别有效及燃料消耗低的新的改进的位置保持活动是需要的。
技术实现思路
在此描述的实施例提供一种在电推进器失效时用于卫星的位置保持活动。在此讨论的卫星包括卫星平台，所述卫星平台具有经配置成面向地球的天底侧面和与天底侧面相反的天顶侧面。北电推进器朝向天顶侧面的北区域安装并且向下取向以产生通过卫星的质心的推力。南电推进器朝向天顶侧面的南区域安装并且向上取向以产生通过卫星的质心的推力。卫星也包括化学推进器。东化学推进器安装在卫星平台的东侧面上以产生通过卫星的质心的推力，而西化学推进器安装在卫星平台的西侧面上以产生通过卫星的质心的推力。上面讨论的推进器用于位置保持活动。然而，如果电推进器中的一个电推进器失效，则该电推进器将不可用于活动。在此描述的一个实施例包括轨道控制器，其能够响应于电推进器的失效而控制用于卫星的位置保持活动。一旦检测到失效，轨道控制器控制在轨道交点(如，上升或下降的)处剩余电推进器的燃烧。轨道控制器也控制在距剩余电推进器的燃烧90°±5°处化学推进器中的一个化学推进器的燃烧，并且控制在距剩余电推进器的燃烧270°±5°处化学推进器中的另一个化学推进器的燃烧。在诸如这种的失效情况中，仅有一个电推进器是可用的。在其轨道交点处剩余电推进器的燃烧产生卫星的径向速度变化。由于剩余电推进器的燃烧，径向速度变化产生针对卫星的轨道的Δ-偏心率(Δe)分量。在90°±5°处的一个化学推进器的燃烧产生卫星的第一切向速度变化，由于该化学推进器的燃烧，这进而产生Δe分量。在270°±5°处的另一个化学推进器的燃烧产生卫星的第二切向速度变化，由于该另一个化学推进器的燃烧，这进而产生Δe分量。由于化学推进器的燃烧引起的Δe分量补偿由于剩余电推进器的燃烧引起的Δe分量。例如，如果剩余电推进器的燃烧是在赤经270°或接近赤经270°，则该燃烧产生基本上沿地心坐标系x-轴指向的Δe分量。在赤经0°及赤经180°或接近赤经0°及赤经180°的化学推进器的燃烧可产生基本上沿x-轴指向的Δe分量，其与由剩余电推进器产生的Δe分量的方向相反。化学推进器的活动补偿由在仅一个轨道交点的电学推进器的燃烧产生的残余偏心率。因此，即使电推进器中的一个已经失效，卫星可保持在站内(in-station)。在一个实施例中，轨道控制器经配置检测北电推进器的失效，控制在贴近降交点处南电推进器的燃烧，控制在距南电推进器的燃烧90°±5°处东化学推进器的逆向燃烧，并且控制在距南电推进器270°±5°处西化学推进器的正向燃烧。在另一个实施例中，轨道控制器经配置检测南电推进器的失效，控制在贴近升交点处北电推进器的燃烧，控制在距北电推进器的燃烧90°±5°处东化学推进器的逆向燃烧，并且控制在距北电推进器270°±5°处西化学推进器的正向燃烧。其它位置保持活动可进一步用于补偿在失效情况期间的扰动。在一个实施例中，轨道控制器经配置检测电推进器中的一个电推进器的失效。响应于失效，轨道控制器经配置控制在贴近轨道交点处剩余电推进器的燃烧，这产生卫星的径向速度变化。由于剩余电推进器的燃烧，径向速度变化产生针对卫星轨道的Δe分量。轨道控制器经配置确定由于影响卫星轨道的扰动引起的Δe分量。轨道控制器经配置控制在沿卫星轨道的第一位置处东化学推进器的燃烧，这产生卫星的第一切向速度变化。由于东化学推进器的燃烧，第一切向速度变化产生Δe分量。轨道控制器经配置控制在沿卫星轨道的第二位置处西化学推进器的燃烧，这产生卫星的第二切向速度变化。由于西化学推进器的燃烧，第二切向速度变化产生Δe分量。轨道控制器经配置选择东化学推进器的燃烧的第一位置和西化学推进器的燃烧的第二位置以便由于东化学推进器的燃烧引起的Δe分量和由于西化学推进器的燃烧引起的Δe分量补偿由于剩余电推进器的燃烧引起的Δe分量和由于扰动引起的Δe分量。在一个实施例中，轨道控制器经配置基于一年中的时间确定太阳的位置，并基于太阳的位置确定由于扰动引起的Δe分量。已经讨论的特征、功能和优势可在各种实施例中独立实现或可结合在另一实施例中，实施例的进一步细节参考下面说明和图可以明晰。附图说明现在仅以示例方式参考附图描述本专利技术的一些实施例。在所有图上相同标识号代表相同元件或相同类型元件。图1示出在一个示例性实施例中的卫星。图2示出在一个示例性实施例中的卫星平台的天顶侧面。图3示出在一个示例性实施例中的卫星平台的侧视图。图4示出在一个示例性实施例中的卫星的轨道。图5示出在一个示例性实施例中由推进器燃烧造成的速度向量。图6示出卫星的轨道的偏心率。图7示出由太阳辐射压力造成的偏心率。图8示出在一个示例性实施例中在贴近升交点和降交点的燃烧持续时长的差异。图9示出在一个示例性实施例中贴近升交点燃烧的偏移和贴近降交点燃烧的偏移。图10示出在一个示例性实施例中由位置保持活动产生的目标Δe。图11示出在一个示例性实施例中贴近升交点和/或降交点处化学推进器的燃烧。图12示出在一个示例性实施例中在沿卫星轨道的位置处化学推进器的燃烧。图13-14是示出在一个示例性实施例中用于控制卫星位置保持活动的方法的流程图。图15是示出在一个示例性实施例中用于在失效情况期间控制位置保持活动的方法的流程图。图16示出在一个示例性实施例中在降交点处南电推进器的燃烧。图17示出在一个示例性实施例中在距剩余电推进器的燃烧90°和270°处的活动。图18是示出在一个示例性实施例中用于在失效情况期间控制位置保持活动的方法的流程图。图19示出在一个示例性实施例中的东化学推进器的逆向燃烧和西化学推进器的正向燃烧。图20示出在一个示例性实施例中的用于三次活动的目标Δe。图21示出在一个示例性实施例中的东化学推进器的逆向燃烧本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种装置，其包括：经配置控制卫星的位置保持活动的轨道控制器，其中所述卫星包括：卫星平台，其具有经配置面向地球的天底侧面和与所述天底侧面相反的天顶侧面；北电推进器，其朝向所述天顶侧面的北区域安装并且向下取向以产生通过所述卫星的质心的推力；南电推进器，其朝向所述天顶侧面的南区域安装并且向上取向以产生通过所述卫星的质心的推力；东化学推进器，其安装在所述卫星平台的东侧面上以产生通过所述卫星的质心的推力；以及西化学推进器，其安装在所述卫星平台的西侧面上以产生通过所述卫星的质心的推力；并且所述轨道控制器经配置检测所述电推进器中的一个电推进器的失效，并响应于所述失效，从而：控制在贴近轨道交点处剩余电推进器的燃烧；控制在距所述剩余电推进器的所述燃烧90°±5°处的所述化学推进器中的一个化学推进器的燃烧；以及控制在距所述剩余电推进器的所述燃烧270°±5°处的所述化学推进器中的另一个化学推进器的燃烧。

【技术特征摘要】
2015.06.29 US 14/753,6901.一种装置，其包括：经配置控制卫星的位置保持活动的轨道控制器，其中所述卫星包括：卫星平台，其具有经配置面向地球的天底侧面和与所述天底侧面相反的天顶侧面；北电推进器，其朝向所述天顶侧面的北区域安装并且向下取向以产生通过所述卫星的质心的推力；南电推进器，其朝向所述天顶侧面的南区域安装并且向上取向以产生通过所述卫星的质心的推力；东化学推进器，其安装在所述卫星平台的东侧面上以产生通过所述卫星的质心的推力；以及西化学推进器，其安装在所述卫星平台的西侧面上以产生通过所述卫星的质心的推力；并且所述轨道控制器经配置检测所述电推进器中的一个电推进器的失效，并响应于所述失效，从而：控制在贴近轨道交点处剩余电推进器的燃烧；控制在距所述剩余电推进器的所述燃烧90°±5°处的所述化学推进器中的一个化学推进器的燃烧；以及控制在距所述剩余电推进器的所述燃烧270°±5°处的所述化学推进器中的另一个化学推进器的燃烧。2.根据权利要求1所述的装置，其中：所述剩余电推进器的燃烧产生所述卫星的径向速度变化，其中由于所述剩余电推进器的所述燃烧，所述径向速度变化产生针对所述卫星的所述轨道的Δ-偏心率分量；在90°±5°处的所述一个化学推进器的所述燃烧产生所述卫星的第一切向速度变化，其中由于所述一个化学推进器的所述燃烧，所述第一切向速度变化产生Δ-偏心率分量；以及在270°±5°处的所述另一个化学推进器的所述燃烧产生所述卫星的第二切向速度变化，其中由于所述另一个化学推进器的所述燃烧，所述第二切向速度变化产生Δ-偏心率分量；以及由于所述化学推进器的所述燃烧而引起的所述Δ-偏心率分量补偿由于所述剩余电推进器的所述燃烧而引起的所述Δ-偏心率分量。3.根据权利要求1所述的装置，其中：所述轨道控制器经配置检测所述北电推进器的失效，并控制在贴近降交点处所述南电推进器的燃烧；所述轨道控制器经配置控制在距所述南电推进器的所述燃烧90°±5°处的所述东化学推进器的逆向燃烧，并且控制在距所述南电推进器的所述燃烧270°±5°处的所述西化学推进器的正向燃烧。4.根据权利要求1所述的装置，其中：所述轨道控制器经配置检测所述南电推进器的失效，并控制在贴近升交点处所述北电推进器的燃烧；所述轨道控制器经配置控制在距所述北电推进器的所述燃烧90°±5°处的所述东化学推进器的逆向燃烧，并且控制在距所述北电推进器的所述燃烧270°±5°处的所述西化学推进器的正向燃烧。5.根据权利要求1所述的装置，其中：所述北电推进器在相对所述卫星的北-南轴的第一角度取向，其中所述第一角度是35°±25°；以及所述南电推进器在相对所述卫星的北-南轴的第二角度取向，其中所述第二角度是35°±25°。6.根据权利要求5所述的装置，其中：所述北电推进器装有万向头；所述南电推进器装有万向头；以及所述轨道控制器经配置调整所述北电推进器的所述第一角度，并调整所述南电推进器的所述第二角度。7.根据权利要求5所述的装置，其中：所述北电推进器固定在所述第一角度；以及所述南电推进器固定在所述第二角度。8.一种用于控制针对卫星的位置保持活动的方法，其中所述卫星包括：具有天底侧面和天顶侧面的卫星平台，朝向所述天顶侧面的北区域安装并向下取向以产生通过所述卫星的质心的推力的北电推进器，朝向所述天顶侧面的南区域安装并向上取向以产生通过所述卫星的质心的推力的南电推进器，在所述卫星平台的东侧面上安装以产生通过所述卫星的质心的推力的东化学推进器，在所述卫星平台的西侧面上安装以产生通过所述卫星的质心的推力的西化学推进器，所述方法包括：检测所述电推进器中的一个电推进器的失效；以及响应于所述失效，控制在贴近轨道交点处剩余电推进器的燃烧；控制在距所述剩余电推进器的所述燃烧90°±5°处的所述化学推进器中的一个化学推进器的燃烧；以及控制在距所述剩余电推进器的所述燃烧270°±5°处的所述化学推进器中的另一个化学推进器的燃烧。9.根据权利要求8所述的方法，其中所述剩余电推进器的燃烧产生所述卫星的径向速度变化，其中由于所述剩余电推进器的所述燃烧，所述径向速度变化产生针对所述卫星的所述轨道的Δ-偏心率分量；在90°±5°处的所述一个化学推进器的所述燃烧产生所述卫星的第一切向速度变化，其中由于所述一个化学推进器的所述燃烧，所述第一切向速度变化产生Δ-偏心率分量；以及在270°±5°处的所述另一个化学推进器的所述燃烧产生所述卫星的第二切向速度变化，其中由于所述另一个化学推进器的所述燃烧，所述第二切向速度变化产生Δ-偏心率分量；以及由于所述化学推进器的所述燃烧而引起的所述Δ-偏心率分量补偿由于所述剩余电推进器的所述燃烧而引起的所述Δ-偏心率分量。10.根据权利要求8所述的方法，其中控制所述燃烧包括：检测所述北电推进器的失效；控制在贴近降交点处所述南电推进器的燃烧；控制...

【专利技术属性】
技术研发人员：YH·M·霍，J·S·诺埃尔，A·H·贾科贝，
申请(专利权)人：波音公司，
类型：发明
国别省市：美国;US