全电推进GEO卫星的变轨策略研究

第４４卷　第５期系统工程与电子技术Ｖｏｌ．４４　Ｎｏ．５２０２２年５月ＳｙｓｔｅｍｓＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇａｎｄＥｌｅｃｔｒｏｎｉｃｓＭａｙ ２０２２文章编号：１００１ ５０６Ｘ（２０２２）０５ １６５２ １０　网址：ｗｗｗ．ｓｙｓ ｅｌｅ．ｃｏｍ收稿日期：２０２１０７０９；修回日期：２０２１１１０７；网络优先出版日期：２０２２０１０１。

网络优先出版地址：ｈｔｔｐｓ：∥ｋｎｓ．ｃｎｋｉ．ｎｅｔ／ｋｃｍｓ／ｄｅｔａｉｌ／１１．２４２２．ＴＮ．２０２２０１０１．１７１２．００４．ｈｔｍｌ基金项目：国家自然科学基金（１１５０２０１７）资助课题 通讯作者．引用格式：韩明仁，王玉峰．基于强化学习的全电推进卫星变轨优化方法［Ｊ］．系统工程与电子技术，２０２２，４４（５）：１６５２ １６６１．犚犲犳犲狉犲狀犮犲犳狅狉犿犪狋：ＨＡＮＭＲ，ＷＡＮＧＹＦ．Ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｆｏｒｏｒｂｉｔｔｒａｎｓｆｅｒｏｆａｌｌ ｅｌｅｃｔｒｉｃｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎｓａｔｅｌｌｉｔｅｂａｓｅｄｏｎｒｅｉｎｆｏｒｃｅ ｍｅｎｔｌｅａｒｎｉｎｇ［Ｊ］．ＳｙｓｔｅｍｓＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇａｎｄＥｌｅｃｔｒｏｎｉｃｓ，２０２２，４４（５）：１６５２ １６６１．基于强化学习的全电推进卫星变轨优化方法韩明仁１，２，王玉峰１，２， （１．北京控制工程研究所，北京１０００９４；２．空间智能控制技术重点实验室，北京１０００９４） 摘　要：采用电推力器实现自主轨道转移是全电推进卫星领域的关键技术之一。

针对地球同步轨道（ｇｅｏ ｓｔａｔｉｏｎａｒｙｏｒｂｉｔ，ＧＥＯ）全电推进卫星的轨道提升问题，将广义优势估计（ｇｅｎｅｒａｌｉｚｅｄａｄｖａｎｔａｇｅｅｓｔｉｍａｔｏｒ，ＧＡＥ）和近端策略优化（ｐｒｏｘｉｍａｌｐｏｌｉｃｙｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ，ＰＰＯ）方法相结合，在考虑多种轨道摄动影响以及地球阴影约束的情况下，提出了基于强化学习的时间最优小推力变轨策略优化方法。

㊀V o l ．３２㊀N o ．４㊀１３０㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀航㊀天㊀器㊀工㊀程S P A C E C R A F TE N G I N E E R I N G ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀第３２卷㊀第４期㊀２０２３年８月一种全电推进卫星测控任务仿真分析方法陈杰㊀徐楠㊀王海旭㊀吕原草㊀陈亮亮㊀魏强(中国空间技术研究院通信与导航卫星总体部,北京㊀１０００９４)摘㊀要㊀针对全电推进卫星在轨实际应用问题,提出一种全电推进卫星测控任务仿真分析方法.通过加载实际测控天线方向图,考虑动态条件下的通信链路㊁卫星轨迹及卫星姿态等,对星地测控弧段内的测控链路性能进行精确㊁详细分析.仿真结果表明:采用实际天线方向图的测控任务分析结果能精确反映全电推进卫星通信链路,可为全电推进卫星在轨飞行验证提供重要参考.关键词㊀全电推进卫星;测控任务分析;测控链路中图分类号:T N ９９㊀㊀文献标志码:A ㊀㊀D O I :１０ ３９６９/ji s s n １６７３Ｇ８７４８ ２０２３ ０４ ０１７S i m u l a t i o nA n a l ys i sM e t h o d f o r T T &CT a s ko fA l l Ｇe l e c t r i cP r o pu l s i o nS a t e l l i t e C H E NJ i e ㊀X U N a n ㊀WA N G H a i x u ㊀L Y U Y u a n c a o ㊀C H E N L i a n g l i a n g ㊀W E IQ i a n g(I n s t i t u t e o fT e l e c o mm u n i c a t i o na n dN a v i g a t i o nS a t e l l i t e s ,C h i n aA c a d e m y of S p a c eT e c h n o l og y ,B e i j i n g １０００９４,C h i n a )A b s t r a c t :W i t h r e g a r d i n g t o i n Ｇo r b i t p r a c t i c a l a p p l i c a t i o n i s s u e s o f a l l Ｇe l e c t r i c p r o pu l s i o n s a t e l l i t e ,a s i m u l a t i o na n a l y s i sm e t h o d i s p r o p o s e d f o rT T&C (t r a c k i n g ,t e l e m e t r y a n d c o mm a n d )t a s ko f a l l Ｇe l e c t r i c p r o p u l s i o n s a t e l l i t e ．B y l o a d i n g t h e a c t u a l a n t e n n a p a t t e r n a n d c o n s i d e r i n gt h e c o mm u Ｇn i c a t i o n s l i n k ,s a t e l l i t e t r a j e c t o r y a n d s a t e l l i t e a t t i t u d e u n d e r d y n a m i c c o n d i t i o n s ,t h e p e r f o r m a n c e o f t h e e n t i r e c o v e r a g eT T&C l i n k i s a c c u r a t e l y a n d t h o r o u g h l y a n a l yz e d ．T h e s i m u Ｇl a t i o n r e s u l t s s h o wt h a t t h e a n a l y s i s o f T T&C t a s ku s i n g a c t u a l a n t e n n a p a t t e r n c a n a c c u r a t e l y r e Ｇf l e c t t h e c o mm u n i c a t i o n s l i n k o f a l l Ｇe l e c t r i c p r o p u l s i o n s a t e l l i t e a n d c a n p r o v i d e a s i g n i f i c a n t r e f e r Ｇe n c e f o r t h e i n Ｇo r b i t f l i g h t v e r i f i c a t i o no f a l l Ｇe l e c t r i c p r o pu l s i o n s a t e l l i t e ．K e y wo r d s :a l l Ｇe l e c t r i c p r o p u l s i o n s a t e l l i t e ;T T&Ct a s ka n a l y s i s ;T T&C l i n k 收稿日期:２０２３Ｇ０５Ｇ１９;修回日期:２０２３Ｇ０８Ｇ１１作者简介:陈杰,男,博士,高级工程师,从事星载测控系统设计与仿真工作.㊀㊀全电推进卫星取消了化学推进系统,采用电推进系统完成卫星变轨㊁位保等任务,其最大应用优势是[１Ｇ２]:①减小卫星发射质量,提高承载效率;②降低卫星综合成本,提高市场竞争力;③突破化学推进比冲限制,增加卫星在轨服务寿命;④实施小推力推进,有助于有效载荷的精确控制.目前,国内已在多个卫星任务中完成电推进系统的在轨点火试验,以及完成了地球静止轨道卫星的轨道保持任务,但尚无基于电推进系统的轨道转移应用实践.由于电推进系统提供的推力小,一般为几十毫牛到几百毫牛,全电推进卫星进入目标轨道的时间长达数月,其变轨控制策略也不同于采用化学推进系统的卫星;同时,为保证电推进变轨推力指向和能源需求,卫星的姿态会不断调整,并且在转移轨道初期轨道高度较低时,地面测控站交替可见,可视弧段少且短.因此,如何保证轨道转移过程中测控任务设计对任务成败起着决定性的影响,也是工程应用亟需解决的问题[３].对于化学推进卫星,其变轨策略相对成熟,在整Copyright ©博看网. All Rights Reserved.个变轨过程中卫星姿态也相对固定且单一,在其任务设计时,变轨策略一般都采用５次点火方案,并且可以在每次关键事件前数小时开始,卫星测控天线能覆盖地面测控站,即有足够长的测控弧段安排测控任务[４].在测控任务分析时,由于化学推进卫星星载测控系统的设计基本可实现近全空间覆盖,因此在实际工程应用中通过卫星与地面测控站视距可见即确定为测控弧段.而对于测控弧段内测控链路的可用性复核,则通常使用编制专用计算表格的方式,由测控弧段内的最远星地距离㊁测控天线增益的技术指标进行复核计算.但是,这种方式无法体现测控弧段内卫星姿态变化及测控天线方向图实际状态(特别是在测控天线方向图的干涉区)对测控链路的影响.因此,在工程应用中,通常会在标称的测控弧段开始后通过不断尝试接收卫星遥测数据㊁发送空闲数据,以判断卫星在当下是否具备执行测控任务的状态.文献[５]中以星地通信为例阐述了通信链路余量计算的方法.文献[６]中以中继通信系统为例对中继链路进行了动态分析和计算.文献[７]中以敏捷卫星为例对卫星测控链路性能进行了仿真分析.目前,尚未查到与全电推进卫星测控任务分析相关的公开文献.为解决我国全电推进卫星在轨工程应用问题,本文提出了一种全电推进卫星测控任务分析方法,针对测控任务设计的不同需求可实现测控任务的仿真分析,可为全电推进卫星在轨工程应用提供支持.１㊀测控任务分析方法卫星测控任务分析流程如图１所示.①根据卫星总体输入,创建一个测控任务分析场景,后续可在场景中加入参加任务的卫星和地面测控站等对象.在创建场景时需要根据卫星总体任务确定起始时间㊁结束时间及星历时刻等.②根据卫星总体输入,确定测控任务场景中卫星姿态㊁卫星轨迹㊁测控天线射频特性,以及可用地面测控站特性(包括最低可用跟踪仰角㊁等效全向辐射功率㊁接收系统品质因数G/T等).③确定测控任务分析的各项约束条件,主要为测控链路余量.④开展系统分析,通常可采用仿真软件进行系统分析.⑤生成分析结果,将任务分析的结果进行处理,可采用图表甚至动画的形式直观展示系统分析的结果.⑥重复步骤③~⑤,直至分析结果满足工程应用的要求.㊀㊀对于测控任务分析方法中的②,在传统测控任务分析中通常使用编制专用计算表格,而受限于表格计算的方法,在任务分析中需要简化测控天线的射频特性,仅考虑测控天线技术指标提出的最低增益及对应的测控覆盖区,这种简化不能全面反映测控天线实际方向图对测控链路性能的影响,通常仅适用于在轨无大角度姿态机动卫星的测控链路分析.为解决上述问题,本文将测控天线方向图导入仿真软件,在测控任务分析中考虑实际测控天线方向图对测控链路性能的影响.测控任务分析方法中的④,同样受限于专用计算表格的方法,在传统测控任务分析中通常给出整个任务过程中最远的星地距离,然后将该距离代入专用计算表格,复核测控链路余量,而这种简化不能全面反映卫星轨道及姿态动态变化对测控链路性能的影响,同样仅适用于在轨无大角度姿态机动卫星的测控链路分析.图１㊀测控任务分析流程F i g １㊀A n a l y s i s f l o wo fT T&Ct a s k对于测控上行链路,星载应答机接收的功率如式(１)所示[８].[P R]＝[E G]－[L F]－[L A]－[L T r]－[L P]＋[G R]－[L R](１)式中:E G为地面站发射的等效全向辐射功率;L F为自由空间损耗;L A为大气损耗;L T r为指向损耗;L P 为极化损耗;G R为测控天线的接收增益;L R为测控天线至星载应答机的馈线损耗.对于测控下行链路,地面站总的接收信噪谱密度比如式(２)所示[８].[C/N０]＝[E S]－[L F]－[L A]－[L T r]－１３１㊀㊀第４期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀陈杰等:一种全电推进卫星测控任务仿真分析方法Copyright©博看网. All Rights Reserved.[L P]－[κ]＋[G/T](２)式中:卫星发射的等效全向辐射功率[E S]＝[P T]－[L T]＋[G T],其中,P T为星载应答机发射功率,L T 为星载应答机至测控天线的馈线损耗,G T为测控天线的发射增益;κ为玻尔兹曼常数.在上述参数中,除E G,L R,P T,L T,κ,G/T外,其余所有参数均与卫星和地面站距离㊁卫星和地面站的角度息息相关,采用传统编制专用计算表格的方式实时计算卫星与地面站距离的变化及卫星姿态的变化引起的测控链路性能变化是不现实的.本文通过动力学和电磁学等多学科耦合仿真实现全电推进卫星的数字孪生,做到全电推进卫星轨道转移数字模型实时伴飞.２㊀仿真分析及结果为验证本文的方法,仿真分析某全电推进卫星的测控任务.该全电推进卫星的变轨策略采用文献[９]中提出的推力矢量分段固定法简化策略,其变轨过程分为以下３个阶段.①推力矢量沿轨道切向,作用是提高半长轴,尽快将近地点高度抬高至１０００k m以上,离开稠密大气,以减小大气阻力摄动影响.②推力矢量在轨道平面内分量沿轨道切向,作用是提高半长轴,同时推力矢量与轨道平面有一固定夹角ψ１,作用是压低倾角.ψ１在轨道辐角９０ʎ和２７０ʎ的２个点前后改变正负.此阶段半长轴增大至４２１６４k m附近,轨道周期接近２４h.与①相比,推力增加了轨道平面外的分量.③推力矢量在轨道平面内分量垂直于轨道拱轴,作用是减小偏心率,同时推力矢量与轨道平面有一固定夹角ψ２,作用是继续压低倾角.ψ２同样需要在轨道辐角９０ʎ和２７０ʎ的２个点前后改变正负.此阶段完成偏心率最终修正,卫星进入倾角为０ʎ的圆形地球静止轨道.相应地给出上述全电推进卫星星载测控系统设计.由于卫星背地面布局限制,卫星背地面无法放置测控天线,因此必须根据上述限制和总体任务需求对星载测控系统设计进行优化调整.图２给出了星载测控系统方案,其由２台应答机㊁２组测控天线㊁２台测控放大器及相关无源设备组成.２组测控天线布置在卫星对地面,同时为兼顾卫星背地面的测控覆盖,安装在卫星本体坐标系X O Z面内,１组与＋X和＋Z的夹角为４５ʎ,另外１组与－X和＋Z 的夹角为４５ʎ,单副测控天线覆盖指标为９０ʎ半锥角.理论测控天线覆盖如图３所示.从图３中可以看到:由于卫星背地面未布置测控天线,在背地面(－１８０ʎ~－１３５ʎ)及(＋１３５ʎ~＋１８０ʎ)范围内为理论测控覆盖盲区.图２㊀测控系统设计框图F i g ２㊀D e s i g nb l o c kd i a g r a mo fT T&Cs y s t em图３㊀理论测控天线覆盖F i g ３㊀T h e o r e t i c a lT T&Ca n t e n n a c o v e r a g e由于卫星外部设备及卫星本体引起的遮挡等原因,全向天线方向图成不规则形状,在工程中一般通过电磁场仿真软件计算全向测控天线在整星条件下的仿真数据,同时考虑飞行事件,将太阳翼收拢展开㊁反射面天线收拢展开的状态计算在内,并以此作为实际测控链路性能分析的依据.仿真软件支持将外部天线方向图应用于链路性能仿真分析,要求文件格式必须按照仿真软件规定的格式生成文件.另外,由于原来的电磁场仿真软件所定义的天线方向图的格式及坐标系较为特殊,与仿真软件中的定义存在差异,因此需要进行数据格式转换,之后才能用于仿真软件测控链路性能仿真分析[１０].图４为实际测控天线方向图.通过与图３对比可以看到:理论测控覆盖基本与实际测控覆盖一致,而理论测控覆盖盲区在实际测控覆盖中也并非完全不可见,只是此处天线增益小.但是,当全电推进卫星轨道高度较低时,其可视弧段短且少,此时需要充分利用测控天线旁瓣覆盖区,通过采用实际天线方向图并经测控链路性能分析,才能开展更为精细的任务分析,支持测控任务的实施.２３１㊀航㊀天㊀器㊀工㊀程㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀３２卷㊀Copyright©博看网. All Rights Reserved.图４㊀实际测控天线方向图F i g４㊀A c t u a lT T&Ca n t e n n a p a t t e r n 在仿真分析中,为尽可能跟踪全电推进卫星,并考虑技术经济一体化,分别在亚洲㊁欧洲和南美洲选择３个典型地面测控站.图５给出了地面测控站某测控弧段内下行性能实测与本文仿真分析方法结果比对.可以看到:本文仿真分析方法与地面测控站实测结果吻合较好,也证明了该方法在实际应用中的可行性,说明对测控任务分析是具有指导意义的,而两者的差异主要是由测控天线仿真方向图与实测方向图的差异造成的.图５㊀实测数据与本文仿真分析方法结果比对F i g ５㊀C o m pa r i s o nb e t w e e nac t u a ld a t a a n d re s u l t s of s i m u l a t i o na n a l ys i sm e t h o d p r e s e n t e d i n t h i s p a pe r 图６给出了典型仿真结果,横坐标为以卫星发射为０时刻的飞行时长,纵坐标为C /N ０.其中:白色色块为利用理论天线视场时地面测控站的可视弧段,黑色色块为利用外部天线方向图时地面测控站的可视弧段,实线为可视弧段内地面测控站接收的C /N ０,虚线为地面测控站解调余量为３d B 时的C /N ０阈值.从仿真结果可以看到:利用外部天线方向图时,地面测控站的可视弧段远大于利用理论天线视场时地面测控站的可视弧段,这对于全电推进卫星这样测控任务复杂的航天器非常有利,因为这样就能留出更多的测控弧段进行测控任务的设计与实施.但是,从图６(b )看到,某些测控弧段虽然地面测控站视距可见卫星,但是通过测控链路计算分析,测控弧段中某些时段链路不可用.因此,在测控任务分析时,这些时段内不设计测控任务,而在实际测控任务执行中,地面测控站也可避免不必要的尝试,从正向设计的角度出发,可以更为科学合理地安排测控任务.图６㊀全电推进卫星的典型仿真结果F i g ６㊀T y pi c a l s i m u l a t i o n r e s u l t s o f a l l Ｇe l e c t r i c p r o pu l s i o n s a t e l l i t e 表１给出了利用理论天线视场和利用外部天线方向图时地面测控站的可视弧段时长统计,在统计过程中已将地面测控站接收C /N ０低于阈值的弧段剔除.从表１中可以看到:利用外部天线方向图所得到可视弧段约为利用理论天线视场所得到可视弧段的１ ９２倍.由图５的结果可知:测控天线仿真方向图与实测方向图的差异会对实际任务的弧段有一定影响,但不会影响本文仿真方法在实际应用中的效果和对测控任务分析的指导意义.因此,采用本文仿真分析方法可以更为科学有效地利用测控弧段,更为真实地预计实际测控覆盖及卫星姿态变化对测控任务分析造成的影响.３３１㊀㊀第４期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀陈杰等:一种全电推进卫星测控任务仿真分析方法Copyright ©博看网. All Rights Reserved.表１㊀可视弧段时长统计T a b l e１㊀V i s u a l r a d i a nd u r a t i o n s t a t i s t i c s m i n项目亚洲站欧洲站南美洲站频率１频率２频率１频率２频率１频率２地面测控站的可视弧段时长利用理论天线视场８３０１５８５３５２５２０５３５６５７３７０２２３６５０２６利用外部天线方向图１７６４２０１２９９００１２１７６０１０２０４０１３５９３０１２８４３０３㊀结束语全电推进卫星以其高承载比㊁高性价比在空间技术领域,尤其是在通信卫星上成为发展热点方向.本文提出了一种全电推进卫星测控任务分析方法,在建立测控任务分析场景的基础上,综合考虑卫星姿态㊁卫星轨迹㊁实际天线方向图㊁地面测控站等多重因素,通过动力学和电磁学等多学科耦合仿真手段,能更为真实地预计实际测控覆盖及卫星姿态㊁实际测控天线方向图变化对测控任务分析造成的影响.在实际工程应用中,本文方法可以较为准确地预测卫星测控可用弧段,为卫星测控任务的有效实施提供重要支撑.参考文献(R e f e r e n c e s)[１]周志成,高军．全电推进G E O卫星平台发展研究[J]．航天器工程,２０１５,２４(２):１Ｇ６．Z HO UZ h i c h e n g,G A OJ u n．D e v e l o p m e n ta p p r o a c ht o a l lＧe l e c t r i c p r o p u l s i o nG E Os a t e l l i t e p l a t f o r m[J]．S p a c eＧc r a f tE n g i n e e r i n g,２０１５,２４(２):１Ｇ６(i nC h i n e s e)．[２]胡照,王敏,袁俊刚．国外全电推进卫星平台的发展及启示[J]．航天器环境工程,２０１５,３２(５):５６６Ｇ５７０．HUZ h a o,WA N G M i n,Y U A NJ u n g a n g．Ar e v i e wo f t h ed e v e l o p m e n to fa l lＧe l e c t r i c p r o p u l s i o n p l a t f o r m i n t h e w o r l d[J]．S p a c e c r a f t E n v i r o n m e n t E n g i n e e r i n g,２０１５,３２(５):５６６Ｇ５７０(i nC h i n e s e)．[３]卢元申,朱峪,王昊光,等．基于电推系统的G E O卫星转移轨道段可测控性优化设计[J]．测控技术,２０２２,４１(７):９８Ｇ１０４．L U Y u a n s h e n,Z HU Y u,WA N G H a o g u a n g,e ta l．D e s i g n a n d o p t i m i z a t i o no fm e a s u r e m e n t a n d c o n t r o l l a b i l i t y f o r g e o s t a t i o n a r y e a r t ho r b i t t r a n s f e rb a s e do ne l e c t r i c p r o p u l s i o n s y s t e m[J]．M e a s u r e m e n t&C o n t r o lT e c h n oＧl o g y,２０２２,４１(７):９８Ｇ１０４(i nC h i n e s e)．[４]周志成．通信卫星工程[M]．北京:中国宇航出版社,２０１４．Z HO U Z h i c h e n g．C o mm u n i c a t i o ns a t e l l i t ee n g i n e e r i n g [M]．B e i j i n g:C h i n a A s t r o n a u t i c P u b l i s h i n g H o u s e,２０１４(i nC h i n e s e)．[５]李国军,霍德聪．利用S T K计算卫星通信链路余量[J]．空间电子技术,２０１２(１):６８Ｇ７２．L IG u o j u n,HU O D e c o n g．S a t e l l i t e c o mm u n i c a t i o n l i n k b u d g e t c o m p u t a t i o n u s i n g S T K[J]．S p a c e E l e c t r o n i c T e c h n o l o g y,２０１２(１):６８Ｇ７２(i nC h i n e s e)．[６]康国栋,宁金枝,李琪,等．中继测控链路动态分析与计算方法研究[J]．航天器工程,２０１５,２４(３):９Ｇ１６．K A N G G u o d o n g,N I N GJ i n z h i,L IQ i,e t a l．R e s e a r c h o nd y n a m i c a n a l y s i s a n d c a l c u l a t i o nm e t h o d o f d a t a r e l a y t e r m i n a l T T&Cl i n k[J]．S p a c e c r a f tE n g i n e e r i n g,２０１５,２４(３):９Ｇ１６(i nC h i n e s e)．[７]牛朝,韩孟飞,王雪宾,等．一种敏捷卫星测控链路性能仿真分析方法[J]．遥测遥控,２０１９,４０(４):５４Ｇ６０．N I UZ h a o,HA N M e n g f e i,WA N G X u e b i n,e ta l．S iＧm u l a t i o n m e t h o da n a l y s i so n T T&Cl i n k p e r f o r m a n c e f o r a g i l es a t e l l i t e[J]．J o u r n a lo fT e l e m e t r y,T r a c k i n g a n dC o mm a n d,２０１９,４０(４):５４Ｇ６０(i nC h i n e s e)．[８]陈宜元．卫星无线电测控技术[M]．北京:中国宇航出版社,２００７．C H E N Y i y u a n．S a t e l l i t e r a d i oT T&Ct e c h n o l o g y[M]．B e i j i n g:C h i n aA s t r o n a u t i cP u b l i s h i n g H o u s e,２００７(i nC h i n e s e)．[９]王敏,李强,梁新刚,等．全电推进卫星小推力变轨策略星上计算方法研究[J]．推进技术,２０２０,４１(１):１８０Ｇ１８６．WA N G M i n,L IQ i a n g,L I A N G X i n g a n g,e t a l．L o wＧt h r u s t o r b i t t r a n s f e rs t r a t e g y o nＧb o a r dc o m p u t a t i o nf o r a l l e l e c t r i c p r o p u l s i o n s a t e l l i t e[J]．J o u r n a l o f P r o p u l s i o n T e c h n o l o g y,２０２０,４１(１):１８０Ｇ１８６(i nC h i n e s e)．[１０]丁溯泉,张波,刘世勇．S T K在航天任务仿真分析中的应用[M]．北京:国防工业出版社,２０１１．D I N GS u q u a n,Z HA N G B o,L I U S h i y o n g．A p p l i c a t i o no f S T K i n s p a c em i s s i o n s i m u l a t i o n a n a l y s i s[M]．B e i j i n g: N a t i o n a l D e f e n s e I n d u s t r y P r e s s,２０１１(i nC h i n e s e)．(编辑:夏光)４３１㊀航㊀天㊀器㊀工㊀程㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀３２卷㊀Copyright©博看网. 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电推进技术在卫星轨道控制中的应用研究在当今的航天领域，卫星发挥着至关重要的作用，从通信、导航到气象观测和地球监测，卫星的应用涵盖了众多关键领域。

而确保卫星在其预定轨道上稳定运行，并实现精确的轨道控制，是卫星能够有效执行任务的关键。

电推进技术作为一种新兴的推进方式，正逐渐在卫星轨道控制中展现出独特的优势和巨大的应用潜力。

电推进技术，顾名思义，是利用电能来产生推力的技术。

与传统的化学推进方式相比，电推进具有许多显著的特点。

首先，电推进的比冲非常高。

比冲是衡量推进系统效率的关键指标，高比冲意味着在消耗相同质量推进剂的情况下，电推进系统能够产生更大的速度增量，从而大大延长卫星的在轨工作寿命。

其次，电推进系统的推力相对较小但精度高，这使得它能够实现非常精细的轨道调整和姿态控制，对于卫星的高精度任务需求极为有利。

在卫星轨道控制中，电推进技术的应用场景丰富多样。

其中一个重要的应用是轨道提升。

当卫星发射到初始轨道后，为了到达预定的工作轨道，往往需要进行轨道提升操作。

传统的化学推进方式虽然能够提供较大的推力，但由于推进剂消耗快，限制了卫星的工作寿命。

而电推进技术则可以通过持续、稳定的小推力作用，逐步将卫星提升到目标轨道，同时极大地减少推进剂的消耗。

另一个重要应用是轨道维持。

卫星在太空中会受到各种摄动力的影响，如地球非球形引力、大气阻力、太阳辐射压力等，导致其轨道逐渐偏离预定位置。

电推进系统可以及时、精确地施加推力，抵消这些摄动力的影响，保持卫星在轨道上的稳定运行。

此外，电推进技术还可以用于卫星的姿态控制，通过调整推力的方向和大小，实现卫星姿态的精确调整和稳定控制。

电推进技术的实现方式有多种，常见的有电喷雾推进、离子推进和霍尔推进等。

电喷雾推进是通过将液体推进剂电离并加速喷出产生推力；离子推进则是利用电场将离子加速后喷出；霍尔推进则是利用磁场和电场的相互作用来加速离子产生推力。

不同的电推进方式具有各自的特点和适用范围，在实际应用中需要根据卫星的任务需求和工作环境进行选择。

书山有路勤为径，学海无涯苦作舟
电推进技术在全电推进卫星平台的应用研究
全电推进卫星平台能够大幅度降低卫星平台的推进剂需求量，并带来
包括减轻卫星发射重量、提高卫星有效载荷能力、延长卫星服役寿命等方面的
经济效益。

通过调研全电推进卫星平台的进展情况，梳理了全电推进卫星平台
对电推进的任务需求，设计了全电推进系统方案及应用模式，经过分析计算，
卫星发射重量在2 000 ～3 000 kg 之间，在半年之内完成卫星轨道转移，需要单台推力器推力达到200～300 mN，选择适当的轨道策略，全电推进系统是可以满足任务需求的。

引言
电推进相对于化学推进具有高比冲的突出优势，可大幅降低卫星推进剂
携带量，从而提高卫星有效载荷比、延长在轨寿命和降低发射重量。

美国波音
公司研制了采用氙离子电推进代替化学推进将卫星从转移轨道推进到静止轨道
位置，并完成位置保持等推进任务的全电推进卫星平台BSS-702SP，全电推进通信卫星消耗的推进剂仅为化学推进消耗推进剂的十分之一，原本发射质量为4 000 kg 的卫星，发射质量将降低到2 000 kg 以下，这将能够实现一箭双星发射，在不影响卫星通信能力和性能的前提下，发射费用减少5 000～6 000 万美元。

凭借显著的经济效益和社会效益，该平台成为目前世界上具有最高性价比
和竞争力的通信卫星平台。

世界各国纷纷将目光转向全电推进卫星平台，拟定
全电推进卫星平台研制计划，以占据未来商用通信卫星市场。

文章介绍了全电推进卫星平台的进展情况析了全电推进卫星平台的任务
需求，介绍了全电推进系统方案及应用模式，最后分析了全电推进平台对电推
进的主要性能需求。

基于LIPS-200电推进系统在GEO卫星平台上的布局研究刘坤;邹爽;王江永;许宏岩【摘要】根据基于LIPS-200电推进系统组成和主要技术指标，结合平台构型和约束条件，通过分析研究确定了一种用于南北位置保持、可根据有效载荷承载需求进行选配的布局方案。

该方案满足设备安装、管路焊接、热控实施、系统检漏、地面测试等方面的要求，并在平台初样电性星和结构星上进行了验证。

理论计算表明，在卫星起飞质量、服务寿命不变的情况下，配置电推进系统时平台的有效载荷承载质量可提高约42.8%，因此具有良好的经济效益。

%A configuration solution of electric propulsion system based on LIPS-200 thruster is put forward on GEO sat-ellite bus, which could be applied to NSSK mission for GEO satellites if payloads need. The solution can meet all the AIT re-quirements such as units mounting, pipes welding, thermal implementation, system leak detection and ground tests, etc. It had been verified on bus’s electrical model and structural model. In addition, with the same launch mass and serving life, satellites assembled with the LIPS-200 electric propulsion system can load about 42. 8% more payloads in mass than the sat-ellites that with only chemical propulsion system. Then, it is more economical.【期刊名称】《真空与低温》【年(卷),期】2014(000)001【总页数】6页(P23-28)【关键词】电推进;卫星平台;布局;LIPS-200【作者】刘坤;邹爽;王江永;许宏岩【作者单位】中国空间技术研究院，北京 100094;中国空间技术研究院，北京100094;中国空间技术研究院，北京 100094;中国空间技术研究院，北京 100094【正文语种】中文【中图分类】V476.50 引言自1906年电推进概念的提出［1］至上世纪90年代成功应用于地球同步轨道(GEO)卫星的南北位置保持以来［2］，电推进技术已成为提高长寿命GEO卫星有效载荷承载能力最有效的手段之一。

GEO电推进卫星轨道漂移策略研究
赵义平;李峰;经姚翔;李大伟
【期刊名称】《航天器工程》
【年(卷),期】2016(025)004
【摘要】为满足GEO卫星定点位置调整的需求,利用电推力器在GEO上的控制方法,以轨道倾角、漂移经度和漂移率为目标,提出了一套结合南北位置保持的GEO 卫星电推进轨道漂移策略.通过分析电推进平台在进行位置保持时的电推力器控制方法,设计电推力器点火策略,得出了漂移阶段推力器点火时刻及时长的计算方法,并分析出漂移各个阶段时间的估算公式.利用龙格库塔法对该策略进行了数值仿真验证,结果表明:文章中提出的电推进平台轨道漂移策略能够在无须姿态大幅调整并不增加额外燃料消耗的基础上完成对目标经度的轨道转移,满足漂移任务要求,并保证轨道倾角在漂移过程中稳定在0.01°以内.
【总页数】7页(P20-26)
【作者】赵义平;李峰;经姚翔;李大伟
【作者单位】中国空间技术研究院通信卫星事业部,北京 100094;中国空间技术研究院通信卫星事业部,北京 100094;中国空间技术研究院通信卫星事业部,北京100094;中国空间技术研究院通信卫星事业部,北京 100094
【正文语种】中文
【中图分类】V474.2
【相关文献】
1.全电推进GEO卫星的变轨策略研究 [J], 田百义;雪丹;黄美丽
2.地球静止轨道卫星电推进位保策略研究 [J], 刘宇鑫;尚海滨;王帅
3.地球静止轨道卫星电推进位保策略研究 [J], 刘宇鑫;尚海滨;王帅;
4.一种GEO卫星平台电推进轨道转移技术 [J], 王韵臣;陈昌亚
5.GEO卫星轨道倾角漂移对天线指向的影响分析及调整策略 [J], 黄霄腾;贾潇;李峰;何伟平
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地球轨道卫星电推进变轨控制方法
杨大林;徐波;高有涛
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2015(036)009
【摘要】针对地球同步轨道(GEO)卫星,采用电推进系统完成转移轨道变轨.采用基于Lyapunov函数的反馈控制方法确定时间最短变轨策略.首先在开普勒模型下研究变轨过程,然后在开普勒模型的基础上考虑地球J2项摄动和地球阴影,最后在全引力模型下研究变轨过程,即在开普勒模型的基础上考虑地球非球形引力摄动、日月第三体引力摄动、太阳光压摄动和地球阴影.仿真结果显示在变轨过程中摄动项不可忽略,除地球J2项摄动外还应该考虑日月第三体引力摄动和太阳光压摄动.对比上述三组仿真结果,发现考虑摄动后轨道转移时间的增加比燃料消耗的增加更为明显.数值仿真结果表明本文研究对未来的全电推进任务具有良好的通用性和应用参考价值.
【总页数】8页(P1010-1017)
【作者】杨大林;徐波;高有涛
【作者单位】南京航空航天大学航天学院,南京210016;南京大学天文与空间科学技术学院,南京210093;南京航空航天大学航天学院,南京210016
【正文语种】中文
【中图分类】V412
【相关文献】
1.电推进技术在全电推进卫星平台的应用研究 [J], 孙小菁;张天平;王小永;王亮;刘明正
2.全电推进GEO卫星的变轨策略研究 [J], 田百义;雪丹;黄美丽
3.GEO卫星电推进与化学推进组合变轨方案研究 [J], 田百义;黄美丽;冯昊;赵峭
4.GEO 卫星基于电推进系统的倾角与偏心率联合控制方法 [J], 李强;周志成;袁俊刚;王敏
5.电推进技术在低地球轨道航天器上的应用 [J], Mart.,AR;孔力
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基于联合供电的GEO卫星电推进工作策略陈晓杰;李鉴;朱振华;周徐斌;沈毅力【期刊名称】《空间控制技术与应用》【年(卷),期】2017(043)003【摘要】针对电推进系统高功率需求,以整星能源的高效利用为目标,以电推力器的复杂工程参数和整星能源为约束,提出基于太阳电池阵和蓄电池组联合供电的静止轨道卫星电推进在轨工作策略,定量分析不同电推进类型、太阳翼构型、电源系统配置等对工作策略的影响,得到复杂工程约束条件下的南北位保、东西位保和角动量卸载控制周期的优选方法.仿真算例表明,在留有工程设计余量的情况下,根据该方法优选得到的电推进工作策略可以满足电推进系统的使用要求和整星能源平衡要求,与采用增大太阳帆板面积的方法相比,可避免卫星平台承重能力降低(约60 kg),并提高整星能源利用率.【总页数】7页(P41-47)【作者】陈晓杰;李鉴;朱振华;周徐斌;沈毅力【作者单位】上海卫星工程研究所,上海 201100;上海卫星工程研究所,上海201100;上海卫星工程研究所,上海 201100;上海卫星工程研究所,上海 201100;上海卫星工程研究所,上海 201100【正文语种】中文【中图分类】V19【相关文献】1.基于LIPS-200电推进系统在GEO卫星平台上的布局研究 [J], 刘坤;邹爽;王江永;许宏岩2.全电推进GEO卫星的变轨策略研究 [J], 田百义;雪丹;黄美丽3.基于GNSS的全电推进SmallGEO卫星自主入轨方法 [J], 王昊光;李国通;石碧舟;张军;蒋桂忠;沈苑;武国强4.基于分段常值的全电推进GEO卫星制导策略 [J], 张冉;李小娟;韩潮;张亚航;于俊慧5.基于分段常值的全电推进GEO卫星制导策略 [J], 张冉;李小娟;韩潮;张亚航;于俊慧因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

大功率轨道转移航天器全电推进系统研究汤章阳;周成;韩冬;马雪;陈涛【摘要】采用基于电推进的空间运输系统(转移级)完成使命,相对于采用化学推进可节省大量的推进剂,能够显著降低航天器的发射重量或者把更多的有效载荷送达探测目标地。

调研了国外大功率电推力器的研究情况,针对近地空间的大功率轨道转移航天器任务需求,给出了电推进系统方案设计,并对采用不同性能指标推力器的多种方案进行对比,得到综合最优的方案。

最后针对我国电推进技术发展现状,给出了我国大功率电推力器的关键技术和发展建议。

【期刊名称】《深空探测学报》【年(卷),期】2018(005)004【总页数】7页(P367-373)【关键词】大功率;电推进系统;轨道转移【作者】汤章阳;周成;韩冬;马雪;陈涛【作者单位】[1]北京控制工程研究所,北京100190;[2]北京市绿色高效能空间推进工程中心,北京100190;[1]北京控制工程研究所,北京100190;[2]北京市绿色高效能空间推进工程中心,北京100190;[1]北京控制工程研究所,北京100190;[2]北京市绿色高效能空间推进工程中心,北京100190;[1]北京控制工程研究所,北京100190;[2]北京市绿色高效能空间推进工程中心,北京100190;[1]北京控制工程研究所,北京100190;[2]北京市绿色高效能空间推进工程中心,北京100190;【正文语种】中文【中图分类】V439.40 引言电推进相对于化学推进具有比冲高的显著优势。

采用基于电推进的空间运输系统（转移级）完成使命，相对于采用化学推进可节省大量的推进剂，能够显著降低航天器的发射重量或者把更多的有效载荷送达探测目标地，并有效降低使命对发射窗口和总体重量的依赖程度。

随着我国航天技术的发展，未来涉及到大功率电推进需求的航天任务主要包括以下几个方面：1）近地任务：大型卫星平台的轨道转移、机动和位置保持；2）中近距离深空探测：载人和机器人月球探测、载人和载物火星探测；3）远距离深空探测：机器人带外行星探测，彗星采样返回任务和小行星探测等。