太空飛行器推進系統在軌自主關機控制方法

2023-04-30 03:45:31

專利名稱：：太空飛行器推進系統在軌自主關機控制方法
技術領域：
：本發明屬於宇航推進理論與工程研究領域，涉及一種關機控制方法，尤其涉及一種太空飛行器推進系統在軌自主關機控制方法。
背景技術：
：航天領域的發展趨勢要求未來太空飛行器必須具有較強姿態、軌道機動能力和較高安全性，新型自增壓液化氣推進系統隸屬於冷氣推進，具有簡單、可靠、安全性高等優點，備受航天領域關注，在未來太空飛行器，特別是微小衛星平臺上將具有廣泛應用前景。開關機控制方法是新型自增壓液化氣推進系統應用於實際航天工程的核心技術，它的主要任務是以預定控制策略及推進系統狀態為輸入，準確控制推進系統開關機時刻，保證航天任務期間，推進系統能夠按控制策略提供預定速度增量，為航天任務的圓滿成功提供重要保障。推進系統開關機控制是否準確將直接影響姿態及軌道控制精度，影響航天任務的成敗，進而影響新型自增壓液化氣推進系統的實際工程應用，成為新型自增壓液化氣推進系統領域研究的焦點問題。我國在自增壓液化氣推進
技術領域：
的研究起步較晚，鮮見在太空飛行器上的應用實例，與國際先進水平存在較大差距。為了加快航天新技術發展、跟蹤世界航天先進水平，2005年4月，我國正式將微小伴隨衛星試驗列為神舟七號任務的應用試驗項目，並確定在伴星上安裝自增壓液氨推進系統實施軌道接近及伴隨飛行；本發明來源於神舟七號任務。本發明是在"SZ-7"伴星軌道接近及繞飛試驗獲得圓滿成功的基礎上取得的，其設計完成的針對新型自增壓液化氣推進系統的控制方法有效保證了軌道控制精度，確保繞飛試驗任務圓滿成功，此項技術填補了國內新型自增壓液化氣推進系統在太空飛行器軌道控制領域應用的空白。國內目前尚未有採用新型液化氣推進系統成功實施軌道控制的太空飛行器，國外僅有德國的Inspector衛星採用同類推進系統，但在公開發表的文獻中未見對其關機方式的報導。國內外推進系統的傳統關機方式是速度關機控制，但它與本發明提出的"壓強-速度"關機控制方式實現方法完全不同。傳統的方式是通過在太空飛行器上安裝加速度計對軌控過程中加速度進^f亍測量，並對其進4亍積分獲得速度變化，與地面給出的預定變軌速度進行比對，實施關機。
發明內容本發明所要解決的技術問題是提供一種太空飛行器推進系統在軌自主關機控制方法，創新性設計了"溫度-時間"和"壓強-速度，，二種關機控制方式，解決了新型自增壓液化氣推進系統準確實施開關機的關鍵問題。為解決上述技術問題，本發明採用如下技術方案一種太空飛行器推進系統在軌自主關機控制方法，所述自增壓液化氣推進系統作為衛星的推進系統；該方法包括如下步驟Bl、飛行任務期間，實施軌控前，地面控制中心根據測軌數據計算得到變軌速度，相應設置軌控指令中速度增量v,並通過地面測控系統將軌控指令注入衛星；B2、實施軌控過程中，通過壓力傳感器測量貯箱壓強屍；B3、地面通過在軌標定確定推力係數、衛星接收到地面發送軌控指令後，獲取推進系統在每個軟體周期Ar內產生的速度增量Av:B4、從軌控開機後，星上處理器對計算得到的速度增量進行累加；B5、每個軟體周期，星上處理器將速度增量累加結果與地面軌控指令中的"速度增量，，v進行比較；如^累加結果大於等於軌控指令中的速度增量v，則控制推進系統執行關機。作為本發明的一種優選方案，步驟B2、步驟B3之間還包括星上處理器每軟體周期對壓傳信息進行採集並對採集信息有效性進行判斷，剔除野值。作為本發明的一種優選方案，所述方法還包括根據溫度-時間來控制關機的步驟Al、飛行任務開始前，通過推進系統地面試車，獲得推進系統衝量係數計算表；該計算表以貯箱溫度、開機時長為輸入，以衝量係數為輸出；A2、實際任務期間，獲耳又得到沖量係數J>""mAv/、其中，衛星質量m已知，預定變軌速度Av由地面指控中心給出，標定係數A通過在軌標定獲得；A3、貯箱表面安裝有溫度傳感器，對貯箱內的推進劑溫度進行測量；地面控制中心通過遙控方式對貯箱工作溫度範圍進行設置；A4、星上處理器按照設定周期判斷貯箱實際溫度是否超出預定溫度範圍，根據判斷結果控制纏繞在貯箱表面的加熱帶的自主工作；A5、貯箱溫度得到準確自主控制，沖量係數已計算獲得，反查沖量係數計算表得到開機時長；A6、將軌控指令中開機時長參數設置按照步驟A5得到的計算結果，衛星入境時，地面上傳變軌參數包；衛星接收後，按照參數包中開機時長關機，實現關機控制。作為本發明的一種優選方案，步驟A3中，貯箱溫控採用星上自主閉環控制方式實現。作為本發明的一種優選方案，步驟A4中，所述星上處理器每個軟體周期判斷貯箱實際溫度是否超出預定溫度範圍。作為本發明的一種優選方案，步驟A4中，所述星上處理器採用10取7方式採納判斷結果。作為本發明的一種優選方案，步驟A4中，對貯箱溫度實現自主高精度閉環控制。本發明的有益效果在於本發明提出的"壓強-速度"關機控制方式，充分考慮到小衛星"體積小、重量輕、簡單可靠，，的設計要求，創新性實現無需在推進系統上安裝加速度計，僅依據新型自增壓液化氣推進系統的物理特性實現準確關機。同時，考慮到航天任務安全性要求高的特點，本發明還創新性地提出"溫度-時間"關機控制方式，以推進系統高空試車結果為基礎，實現推進系統的準確關機。"溫度-時間"與"壓6強-速度"二種關坤幾控制方式互為備份，在SZ-7任務中得到成功應用，其性能指標達到並超過國內外同類衛星水平，有效提高系統工作的可靠性與安全性。圖1為自增壓液化氣推進系統的控制原理圖。圖2為利用溫度時間進行關機控制方法的流程圖。圖3為利用壓強速度進行關機控制方法的流程圖。圖4為軌控指令示意圖。具體實施例方式下面結合附圖詳細說明本發明的優選實施例。實施例一本發明揭示的關機控制方法所利用的系統的組成請參閱圖1,其釆用天地閉環控制方式。地面根據測軌數據計算軌控策略，繼而再才艮據軌控策略制定相應軌控指令，衛星入境，將軌控指令注入給衛星。星上按照軌控指令協調各功能模塊工作，包括完成上注變軌指令的接收、控制推進系統按預定策略執行開關機、控制變軌姿態指向和姿態穩定度、控制貯箱溫度環境等，其中推進系統開關機的準確控制是關鍵問題。針對新型自增壓液化氣推進系統，本實施例中，關機控制方法可採用"溫度-時間"及"壓強-速度"二種關機控制方式，實際工程應用時，地面可通過對軌控指令中相應參數進行設置靈活選擇推進系統關機控制方式。軌控指令包括注入變軌次數+注入點參數列表，如圖4所示。壓強-速度控制如選擇"壓強-速度"關機控制方式，則將圖4中軌控指令的"速度增量"參數設置為地面控制中心計算得到的預定變軌速度，將軌控指令的"開機時長"參數設置為指令允許最大值。"壓強-速度"關機控制方式的基本原理如下U)新型自增壓液化氣推進系統的顯著特點是推力F與貯箱壓力f成正比，即F=^。(2)飛行任務期間，實施軌控前，地面控制中心根據測軌數據計算得到變軌速度，相應設置軌控指令中"速度增量"，並通過地面測控系統將軌控指令注入衛星。(3)實施軌控過程中，由壓力傳感器測量貯箱壓強屍，地面通過在軌標定確定推力係數、星上接收到地面發送軌控指令後，計算推進系統在每個軟體周期A:r內產生的速度增量Av,AV=:^UP.A7\對Av進行累加，與地面軌控指附w令中的"速度增量"v進行比較，如h累加結果大於等於軌控指令中的"速度增量"v，則控制推進系統執行關機。具體步驟請參閱圖3，本發明利用壓強-速度進行關機控制方法包括如下步驟Bl、飛行任務期間，實施軌控前，地面控制中心根據測軌數據計算得到變軌速度，相應設置軌控指令中速度增量v,並通過地面測控系統將軌控指令注入衛星；B2、實施軌控過程中，通過壓力傳感器測量貯箱壓強？；B3、星上處理器每軟體周期對壓傳信息進行採集並對採集信息有效性進行判斷，剔除野值。B4、地面通過在軌標定確定推力係數、衛星接收到地面發送軌控指令後，獲取推進系統在每個軟體周期Ar內產生的速度增量Av:△V=-=-B5、從軌控開機後，星上處理器對計算得到的速度增量進行累加；B6、在每個軟體周期，星上處理器將速度增量累加結果與地面軌控指令中的"速度增量"v進行比較；如每個軟體周期，Av累加結果大於等於軌控指令中的速度增量v，則控制推進系統執行關機。8"壓強-速度，，關機方式的控制效果請參閱表1。伴星長期管理試驗階段採用速度關機方式，得到的推進器控制精度統計，如表1所示。可見，相對預期速度增量的軌道控制精度，採用"壓強-速度"關機控制方式精度優於4.34%。tableseeoriginaldocumentpage9表l"壓強-速度"關機控制方式的效果表溫度-時間控制如選擇"溫度-時間"關機控制方式，則將圖4中軌控指令的"開機時長"參數設置為地面控制中心計算得到的開機時長，將軌控指令的"速度增量"參數設置為指令允許最大值。"溫度-時間"關機控制方式的基本原理如下(1)飛行任務開始前，由地面試車獲得推進系統衝量係數(J"p^)計算表,表中給出不同溫度，不同開機時長，對應的衝量係數。(2)飛行任務期間，地面控制中心給出變軌速度v、在軌標定推力係數"衛星質量m已知，以m,v及A為輸入，可計算出衝量係數^&，星上對推進系統貯箱進行自主熱控，因此貯箱溫度可預知，以貯箱溫度、沖量係數為輸入反查衝量係數計算表，即可確定開機時長。(3)地面控制中心實施軌控前，根據計算得到的開機時長，相應設置軌控指令中"開機時長"，並通過地面測控系統將軌控指令注入衛星，星上軟體自主按照軌控指令中"開機時長"控制推進系統完成開關機。具體步驟請參閱圖2,本發明利用溫度-時間進行關機控制方法包括如下步驟Al、飛行任務開始前，通過推進系統地面試車，獲得推進系統沖量係數計算表；該計算表以貯箱溫度、開機時長為輸入，以衝量係數為輸出；A2、實際任務期間，獲取得到衝量係數J>^=wAv";其中，衛星質量/n已知，預定變軌速度Av由地面指控中心給出，標定係數^通過在軌標定獲得；A3、貯箱表面安裝有溫度傳感器，對貯箱內的推進劑溫度進行測量；地面控制中心通過遙控方式對貯箱工作溫度範圍進行設置；貯箱溫控採用星上自主閉環控制方式實現；A4、星上處理器按照設定周期(如每個軟體周期)判斷貯箱實際溫度是否超出預定溫度範圍，可採用10取7方式(取多數)採納判斷結果，根據判斷結果控制纏繞在貯箱表面的加熱帶的自主工作；對貯箱溫度實現自主高精度閉環控制，控制姊青度可達到土O^C;A5、貯箱溫度得到準確自主控制，衝量係數已計算獲得，反查沖量係數計算表得到開機時長；A6、將軌控指令中開機時長參數設置按照步驟A5得到的計算結果，衛星入境時，地面上傳變軌參數包；衛星接收後，按照參數包中開機時長關機，實現"溫度-時間"關機控制。"溫度-時間"關機方式的控制效果請參閱表2。繞飛試驗階段採用時間關機方式，得到的推進器控制精度統計，如表2所示。可見，相對預期速度增量的軌道控制精度，採用"溫度-時間"關機控制方式精度優於10%。tableseeoriginaldocumentpage1040.13480.1281-5.11%50.28950.31686+9.64%60.20360.1898-6.96%70.10640.09489-10%表2"溫度-時間"關機控制方式的效果表通過以上改進，本發明具有廣泛的應用價值、推廣意義我國從90年代初開始新型自增壓液化氣推進系統的研究，雖已攻克大量技術難關，但在SZ-7伴星任務前無任何在軌飛行經驗。本發明在國內首次提出二種適用於新型自增壓液化氣推進系統的關機方式，巧妙利用推進系統自身的特性，實現高精度關機，填補了國內空白。將在未來新型自增壓液化氣推進系統實際應用中具有非常廣闊前景。本發明提出的二種關機方式在SZ-7伴隨衛星軌道接近及繞飛試驗中得到成功應用，為今後利用新型自增壓液化氣推進系統實現軌道機動的太空飛行器提供極其重要的參考和在軌飛行經驗。本發明中得到成功運用的創新設計方法均能推廣到未來採用新型自增壓液化氣推進系統的多種空間飛行器中，對新型推進系統的工程應用具有重要的借鑑意義，積極推進了我國未來航天技術的發展。實施例二本實施例與實施例一的區別在於，本實施例中，本發明關機控制方法僅包括"壓強-速度"控制方式，具體過程同實施例一。實施例三本實施例與實施例一的區別在於，本實施例中，本發明關機控制方法僅包括"溫度-時間"控制方式，具體過程同實施例一。這裡本發明的描述和應用是i兌明性的，並非想將本發明的範圍限制在上述實11施例中。這裡所披露的實施例的變形和改變是可能的，對於那些本領域的普通技術人員來說實施例的替換和等效的各種部件是公知的。本領域技術人員應該清楚的是，在不脫離本發明的精神或本質特徵的情況下，本發明可以以其他形式、結構、布置、比例，以及用其他元件、材料和部件來實現。在不脫離本發明範圍和精神的情況下，可以對這裡所披露的實施例進行其他變形和改變。權利要求1、一種太空飛行器推進系統在軌自主關機控制方法，所述自增壓液化氣推進系統作為衛星的推進系統；其特徵在於，該方法包括如下步驟B1、飛行任務期間，實施軌控前，地面控制中心根據測軌數據計算得到變軌速度，相應設置軌控指令中速度增量v，並通過地面測控系統將軌控指令注入衛星；B2、實施軌控過程中，通過壓力傳感器測量貯箱壓強P；B3、地面通過在軌標定確定推力係數k，衛星接收到地面發送軌控指令後，獲取推進系統在每個軟體周期ΔT內產生的速度增量ΔvB4、從軌控開機後，星上處理器對計算得到的速度增量進行累加；B5、每個軟體周期，星上處理器將速度增量累加結果與地面軌控指令中的「速度增量」v進行比較；如Δv累加結果大於等於軌控指令中的速度增量v，則控制推進系統執行關機。2、根據權利要求1所迷的太空飛行器推進系統在軌自主關機控制方法，其特徵在於步驟B2、步驟B3之間還包括星上處理器每軟體周期對壓傳信息進行採集並對採集信息有效性進行判斷，剔除野值。3、根據權利要求1所述的太空飛行器推進系統在軌自主關機控制方法，其特徵在於所述方法還包括根據溫度-時間來控制關機的步驟Al、飛行任務開始前，通過推進系統地面試車，獲得推進系統沖量係數計算表；該計算表以貯箱溫度、開機時長為輸入，以衝量係數為輸出；A2、實際任務期間，獲耳又得到沖量係數^^-wAv";其中，衛星質量w已知，預定變軌速度Av由地面指控中心給出，標定係數《通過在軌標定獲<曰付；A3、貯箱表面安裝有溫度傳感器，對貯箱內的推進劑溫度進行測量；地面控制中心通過遙控方式對貯箱工作溫度範圍進行設置；A4、星上處理器按照設定周期判斷貯箱實際溫度是否超出預定溫度範圍，根據判斷結果控制纏繞在貯箱表面的加熱帶的自主工作；A5、貯箱溫度得到準確自主控制，衝量係數已計算獲得，反查沖量係數計算表得到開機時長；A6、將就控指令中開機時長參數設置按照步驟A5得到的計算結果，衛星入境時，地面上傳變軌參數包；衛星接收後，按照參數包中開機時長關機，實現關機控制。4、根據權利要求3所述的太空飛行器推進系統在軌自主關機控制方法，其特徵在於步驟A3中，貯箱溫控採用星上自主閉環控制方式實現。5、根據權利要求3所述的太空飛行器推進系統在軌自主關機控制方法，其特徵在於步驟A4中，所述星上處理器每個軟體周期判斷貯箱實際溫度是否超出預定溫度範圍。6、根據權利要求3所述的太空飛行器推進系統在軌自主關機控制方法，其特徵在於步驟A4中，所述星上處理器採用10取7方式採納判斷結果。7、根據權利要求3所述的太空飛行器推進系統在軌自主關機控制方法，其特徵在於步驟A4中，對貯箱溫度實現自主高精度閉環控制。全文摘要本發明揭示一種太空飛行器推進系統在軌自主關機控制方法，包括壓強-速度關機控制方式實施軌控過程中，由壓力傳感器測量貯箱壓強P，地面通過在軌標定確定推力係數k，星上接收到地面發送軌控指令後，計算推進系統在每個軟體周期ΔT內產生的速度增量Δv，Δv＝(F·ΔT)/m＝(k·P·ΔT)/m；對Δv進行累加，與地面軌控指令中的「速度增量」v進行比較，如Δv累加結果大於等於軌控指令中的「速度增量」v，則控制推進系統執行關機。本發明通過溫度-時間和壓強-速度二種關機控制方式，解決了新型自增壓液化氣推進系統準確實施開關機的關鍵問題。文檔編號B64G1/24GK101508347SQ200910047209公開日2009年8月19日申請日期2009年3月6日優先權日2009年3月6日發明者勇餘,吳會英,霖左,銳張,徐文明,朱振才,李永策,陳宏宇,青魏申請人:上海微小衛星工程中心