CN101508347A - 航天器推进系统在轨自主关机控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明揭示一种航天器推进系统在轨自主关机控制方法，包括压强－速度关机控制方式：实施轨控过程中，由压力传感器测量贮箱压强P，地面通过在轨标定确定推力系数k，星上接收到地面发送轨控指令后，计算推进系统在每个软件周期ΔT内产生的速度增量Δv，Δv＝(F·ΔT)/m＝(k·P·ΔT)/m；对Δv进行累加，与地面轨控指令中的“速度增量”v进行比较，如Δv累加结果大于等于轨控指令中的“速度增量”v，则控制推进系统执行关机。本发明通过温度－时间和压强－速度二种关机控制方式，解决了新型自增压液化气推进系统准确实施开关机的关键问题。

Description

航天器推进系统在轨自主关机控制方法

技术领域

本发明属于宇航推进理论与工程研究领域，涉及一种关机控制方法，尤其涉及一种航天器推进系统在轨自主关机控制方法。

背景技术

航天领域的发展趋势要求未来航天器必须具有较强姿态、轨道机动能力和较高安全性，新型自增压液化气推进系统隶属于冷气推进，具有简单、可靠、安全性高等优点，备受航天领域关注，在未来航天器，特别是微小卫星平台上将具有广泛应用前景。开关机控制方法是新型自增压液化气推进系统应用于实际航天工程的核心技术，它的主要任务是以预定控制策略及推进系统状态为输入，准确控制推进系统开关机时刻，保证航天任务期间，推进系统能够按控制策略提供预定速度增量，为航天任务的圆满成功提供重要保障。推进系统开关机控制是否准确将直接影响姿态及轨道控制精度，影响航天任务的成败，进而影响新型自增压液化气推进系统的实际工程应用，成为新型自增压液化气推进系统领域研究的焦点问题。

我国在自增压液化气推进技术领域的研究起步较晚，鲜见在航天器上的应用实例，与国际先进水平存在较大差距。为了加快航天新技术发展、跟踪世界航天先进水平，2005年4月，我国正式将微小伴随卫星试验列为神舟七号任务的应用试验项目，并确定在伴星上安装自增压液氨推进系统实施轨道接近及伴随飞行；本发明来源于神舟七号任务。本发明是在“SZ-7”伴星轨道接近及绕飞试验获得圆满成功的基础上取得的，其设计完成的针对新型自增压液化气推进系统的控制方法有效保证了轨道控制精度，确保绕飞试验任务圆满成功，此项技术填补了国内新型自增压液化气推进系统在航天器轨道控制领域应用的空白。

国内目前尚未有采用新型液化气推进系统成功实施轨道控制的航天器，国外仅有德国的Inspector卫星采用同类推进系统，但在公开发表的文献中未见对其关机方式的报道。

国内外推进系统的传统关机方式是速度关机控制，但它与本发明提出的“压强-速度”关机控制方式实现方法完全不同。传统的方式是通过在航天器上安装加速度计对轨控过程中加速度进行测量，并对其进行积分获得速度变化，与地面给出的预定变轨速度进行比对，实施关机。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：提供一种航天器推进系统在轨自主关机控制方法，创新性设计了“温度-时间”和“压强-速度”二种关机控制方式，解决了新型自增压液化气推进系统准确实施开关机的关键问题。

为解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案：

一种航天器推进系统在轨自主关机控制方法，所述自增压液化气推进系统作为卫星的推进系统；该方法包括如下步骤：

B1、飞行任务期间，实施轨控前，地面控制中心根据测轨数据计算得到变轨速度，相应设置轨控指令中速度增量v，并通过地面测控系统将轨控指令注入卫星；

B2、实施轨控过程中，通过压力传感器测量贮箱压强P；

B3、地面通过在轨标定确定推力系数k，卫星接收到地面发送轨控指令后，获取推进系统在每个软件周期ΔT内产生的速度增量Δv：

$\mathrm{\Δv}=\frac{F\·\mathrm{\ΔT}}{m}=\frac{k\·P\·\mathrm{\ΔT}}{m};$

B4、从轨控开机后，星上处理器对计算得到的速度增量进行累加；

B5、每个软件周期，星上处理器将速度增量累加结果与地面轨控指令中的“速度增量”v进行比较；如Δv累加结果大于等于轨控指令中的速度增量v，则控制推进系统执行关机。

作为本发明的一种优选方案，步骤B2、步骤B3之间还包括：星上处理器每软件周期对压传信息进行采集并对采集信息有效性进行判断，剔除野值。

作为本发明的一种优选方案，所述方法还包括根据温度-时间来控制关机的步骤：

A1、飞行任务开始前，通过推进系统地面试车，获得推进系统冲量系数计算表；该计算表以贮箱温度、开机时长为输入，以冲量系数为输出；

A2、实际任务期间，获取得到冲量系数：∫pdt＝mΔv/k；其中，卫星质量m已知，预定变轨速度Δv由地面指控中心给出，标定系数k通过在轨标定获得；

A3、贮箱表面安装有温度传感器，对贮箱内的推进剂温度进行测量；地面控制中心通过遥控方式对贮箱工作温度范围进行设置；

A4、星上处理器按照设定周期判断贮箱实际温度是否超出预定温度范围，根据判断结果控制缠绕在贮箱表面的加热带的自主工作；

A5、贮箱温度得到准确自主控制，冲量系数已计算获得，反查冲量系数计算表得到开机时长；

A6、将轨控指令中开机时长参数设置按照步骤A5得到的计算结果，卫星入境时，地面上传变轨参数包；卫星接收后，按照参数包中开机时长关机，实现关机控制。

作为本发明的一种优选方案，步骤A3中，贮箱温控采用星上自主闭环控制方式实现。

作为本发明的一种优选方案，步骤A4中，所述星上处理器每个软件周期判断贮箱实际温度是否超出预定温度范围。

作为本发明的一种优选方案，步骤A4中，所述星上处理器采用10取7方式采纳判断结果。

作为本发明的一种优选方案，步骤A4中，对贮箱温度实现自主高精度闭环控制。

本发明的有益效果在于：

本发明提出的“压强-速度”关机控制方式，充分考虑到小卫星“体积小、重量轻、简单可靠”的设计要求，创新性实现无需在推进系统上安装加速度计，仅依据新型自增压液化气推进系统的物理特性实现准确关机。同时，考虑到航天任务安全性要求高的特点，本发明还创新性地提出“温度-时间”关机控制方式，以推进系统高空试车结果为基础，实现推进系统的准确关机。“温度-时间”与“压强-速度”二种关机控制方式互为备份，在SZ-7任务中得到成功应用，其性能指标达到并超过国内外同类卫星水平，有效提高系统工作的可靠性与安全性。

附图说明

图1为自增压液化气推进系统的控制原理图。

图2为利用温度时间进行关机控制方法的流程图。

图3为利用压强速度进行关机控制方法的流程图。

图4为轨控指令示意图。

具体实施方式

下面结合附图详细说明本发明的优选实施例。

实施例一

本发明揭示的关机控制方法所利用的系统的组成请参阅图1，其采用天地闭环控制方式。地面根据测轨数据计算轨控策略，继而再根据轨控策略制定相应轨控指令，卫星入境，将轨控指令注入给卫星。星上按照轨控指令协调各功能模块工作，包括完成上注变轨指令的接收、控制推进系统按预定策略执行开关机、控制变轨姿态指向和姿态稳定度、控制贮箱温度环境等，其中推进系统开关机的准确控制是关键问题。

针对新型自增压液化气推进系统，本实施例中，关机控制方法可采用“温度-时间”及“压强-速度”二种关机控制方式，实际工程应用时，地面可通过对轨控指令中相应参数进行设置灵活选择推进系统关机控制方式。轨控指令包括：注入变轨次数+注入点参数列表，如图4所示。

【压强-速度控制】

如选择“压强-速度”关机控制方式，则将图4中轨控指令的“速度增量”参数设置为地面控制中心计算得到的预定变轨速度，将轨控指令的“开机时长”参数设置为指令允许最大值。

“压强-速度”关机控制方式的基本原理如下：

(1)新型自增压液化气推进系统的显著特点是：推力F与贮箱压力P成正比，即：F＝kP。

(2)飞行任务期间，实施轨控前，地面控制中心根据测轨数据计算得到变轨速度，相应设置轨控指令中“速度增量”，并通过地面测控系统将轨控指令注入卫星。

(3)实施轨控过程中，由压力传感器测量贮箱压强P，地面通过在轨标定确定推力系数k，星上接收到地面发送轨控指令后，计算推进系统在每个软件周期ΔT内产生的速度增量Δv， $\mathrm{\Δv}=\frac{F\·\mathrm{\ΔT}}{m}=\frac{k\·P\·\mathrm{\ΔT}}{m};$ 对Δv进行累加，与地面轨控指令中的“速度增量”v进行比较，如Δv累加结果大于等于轨控指令中的“速度增量”v，则控制推进系统执行关机。

具体步骤请参阅图3，本发明利用压强-速度进行关机控制方法包括如下步骤：

B1、飞行任务期间，实施轨控前，地面控制中心根据测轨数据计算得到变轨速度，相应设置轨控指令中速度增量v，并通过地面测控系统将轨控指令注入卫星；

B2、实施轨控过程中，通过压力传感器测量贮箱压强P；

B3、星上处理器每软件周期对压传信息进行采集并对采集信息有效性进行判断，剔除野值。

B4、地面通过在轨标定确定推力系数k，卫星接收到地面发送轨控指令后，获取推进系统在每个软件周期ΔT内产生的速度增量Δv：

$\mathrm{\Δv}=\frac{F\·\mathrm{\ΔT}}{m}=\frac{k\·P\·\mathrm{\ΔT}}{m};$

B5、从轨控开机后，星上处理器对计算得到的速度增量进行累加；

B6、在每个软件周期，星上处理器将速度增量累加结果与地面轨控指令中的“速度增量”v进行比较；如每个软件周期，Δv累加结果大于等于轨控指令中的速度增量v，则控制推进系统执行关机。

“压强-速度”关机方式的控制效果请参阅表1。伴星长期管理试验阶段采用速度关机方式，得到的推进器控制精度统计，如表1所示。可见，相对预期速度增量的轨道控制精度，采用“压强-速度”关机控制方式精度优于4.34％。

 

轨控次数	设计速度增量(m/s)	实际速度增量(m/s)	控制精度
				1	0.5	0.522	+4.34％
2	0.5	0.511	+2.30％
				3	0.5	0.513	+2.62％
4	0.5	0.517	+3.40％
				5	0.5	0.508	+1.36％
6	0.5	0.494	-1.18％
				7	0.5	0.5002	+0.04％
8	0.5	0.498	-0.44％

表1“压强-速度”关机控制方式的效果表

【温度-时间控制】

如选择“温度-时间”关机控制方式，则将图4中轨控指令的“开机时长”参数设置为地面控制中心计算得到的开机时长，将轨控指令的“速度增量”参数设置为指令允许最大值。

“温度-时间”关机控制方式的基本原理如下：

(1)飞行任务开始前，由地面试车获得推进系统冲量系数(∫pdt)计算表，表中给出不同温度，不同开机时长，对应的冲量系数。

(2)飞行任务期间，地面控制中心给出变轨速度v、在轨标定推力系数k、卫星质量m已知，以m，v及k为输入，可计算出冲量系数∫pdt，星上对推进系统贮箱进行自主热控，因此贮箱温度可预知，以贮箱温度、冲量系数为输入反查冲量系数计算表，即可确定开机时长。

(3)地面控制中心实施轨控前，根据计算得到的开机时长，相应设置轨控指令中“开机时长”，并通过地面测控系统将轨控指令注入卫星，星上软件自主按照轨控指令中“开机时长”控制推进系统完成开关机。

具体步骤请参阅图2，本发明利用温度-时间进行关机控制方法包括如下步骤：

A1、飞行任务开始前，通过推进系统地面试车，获得推进系统冲量系数计算表；该计算表以贮箱温度、开机时长为输入，以冲量系数为输出；

A2、实际任务期间，获取得到冲量系数：∫pdt＝mΔv/k；其中，卫星质量m已知，预定变轨速度Δv由地面指控中心给出，标定系数k通过在轨标定获得；

A3、贮箱表面安装有温度传感器，对贮箱内的推进剂温度进行测量；地面控制中心通过遥控方式对贮箱工作温度范围进行设置；贮箱温控采用星上自主闭环控制方式实现；

A4、星上处理器按照设定周期(如每个软件周期)判断贮箱实际温度是否超出预定温度范围，可采用10取7方式(取多数)采纳判断结果，根据判断结果控制缠绕在贮箱表面的加热带的自主工作；对贮箱温度实现自主高精度闭环控制，控制精度可达到±0.5℃；

A5、贮箱温度得到准确自主控制，冲量系数已计算获得，反查冲量系数计算表得到开机时长；

A6、将轨控指令中开机时长参数设置按照步骤A5得到的计算结果，卫星入境时，地面上传变轨参数包；卫星接收后，按照参数包中开机时长关机，实现“温度-时间”关机控制。

“温度-时间”关机方式的控制效果请参阅表2。绕飞试验阶段采用时间关机方式，得到的推进器控制精度统计，如表2所示。可见，相对预期速度增量的轨道控制精度，采用“温度-时间”关机控制方式精度优于10％。

 

轨控次数	设计速度增量(m/s)	实际速度增量(m/s)	控制精度
				1	-0.5	-0.4624	-7.52％
2	-0.5	-0.5092	+1.84％
				3	-0.10027	-0.10006	-0.23％

 

4	0.1348	0.1281	-5.11％
				5	0.2895	0.31686	+9.64％
6	0.2036	0.1898	-6.96％
				7	0.1064	0.09489	-10％

表2“温度-时间”关机控制方式的效果表

通过以上改进，本发明具有广泛的应用价值、推广意义：

我国从90年代初开始新型自增压液化气推进系统的研究，虽已攻克大量技术难关，但在SZ-7伴星任务前无任何在轨飞行经验。本发明在国内首次提出二种适用于新型自增压液化气推进系统的关机方式，巧妙利用推进系统自身的特性，实现高精度关机，填补了国内空白。将在未来新型自增压液化气推进系统实际应用中具有非常广阔前景。

本发明提出的二种关机方式在SZ-7伴随卫星轨道接近及绕飞试验中得到成功应用，为今后利用新型自增压液化气推进系统实现轨道机动的航天器提供极其重要的参考和在轨飞行经验。

本发明中得到成功运用的创新设计方法均能推广到未来采用新型自增压液化气推进系统的多种空间飞行器中，对新型推进系统的工程应用具有重要的借鉴意义，积极推进了我国未来航天技术的发展。

实施例二

本实施例与实施例一的区别在于，本实施例中，本发明关机控制方法仅包括“压强-速度”控制方式，具体过程同实施例一。

实施例三

本实施例与实施例一的区别在于，本实施例中，本发明关机控制方法仅包括“温度-时间”控制方式，具体过程同实施例一。

这里本发明的描述和应用是说明性的，并非想将本发明的范围限制在上述实施例中。这里所披露的实施例的变形和改变是可能的，对于那些本领域的普通技术人员来说实施例的替换和等效的各种部件是公知的。本领域技术人员应该清楚的是，在不脱离本发明的精神或本质特征的情况下，本发明可以以其他形式、结构、布置、比例，以及用其他元件、材料和部件来实现。在不脱离本发明范围和精神的情况下，可以对这里所披露的实施例进行其他变形和改变。

Claims (7)

1、一种航天器推进系统在轨自主关机控制方法，所述自增压液化气推进系统作为卫星的推进系统；其特征在于，该方法包括如下步骤：

B1、飞行任务期间，实施轨控前，地面控制中心根据测轨数据计算得到变轨速度，相应设置轨控指令中速度增量v，并通过地面测控系统将轨控指令注入卫星；

B2、实施轨控过程中，通过压力传感器测量贮箱压强P；

B3、地面通过在轨标定确定推力系数k，卫星接收到地面发送轨控指令后，获取推进系统在每个软件周期ΔT内产生的速度增量Δv：

$\mathrm{\Δv}=\frac{F\·\mathrm{\ΔT}}{m}=\frac{k\·P\·\mathrm{\ΔT}}{m};$

B4、从轨控开机后，星上处理器对计算得到的速度增量进行累加；

B5、每个软件周期，星上处理器将速度增量累加结果与地面轨控指令中的“速度增量”v进行比较；如Δv累加结果大于等于轨控指令中的速度增量v，则控制推进系统执行关机。

2、根据权利要求1所述的航天器推进系统在轨自主关机控制方法，其特征在于：

步骤B2、步骤B3之间还包括：星上处理器每软件周期对压传信息进行采集并对采集信息有效性进行判断，剔除野值。

3、根据权利要求1所述的航天器推进系统在轨自主关机控制方法，其特征在于：

所述方法还包括根据温度-时间来控制关机的步骤：

A1、飞行任务开始前，通过推进系统地面试车，获得推进系统冲量系数计算表；该计算表以贮箱温度、开机时长为输入，以冲量系数为输出；

A2、实际任务期间，获取得到冲量系数：∫pdt＝mΔv/k；其中，卫星质量m已知，预定变轨速度Δv由地面指控中心给出，标定系数k通过在轨标定获得；

A3、贮箱表面安装有温度传感器，对贮箱内的推进剂温度进行测量；地面控制中心通过遥控方式对贮箱工作温度范围进行设置；

A4、星上处理器按照设定周期判断贮箱实际温度是否超出预定温度范围，根据判断结果控制缠绕在贮箱表面的加热带的自主工作；

A5、贮箱温度得到准确自主控制，冲量系数已计算获得，反查冲量系数计算表得到开机时长；

A6、将轨控指令中开机时长参数设置按照步骤A5得到的计算结果，卫星入境时，地面上传变轨参数包；卫星接收后，按照参数包中开机时长关机，实现关机控制。

4、根据权利要求3所述的航天器推进系统在轨自主关机控制方法，其特征在于：

步骤A3中，贮箱温控采用星上自主闭环控制方式实现。

5、根据权利要求3所述的航天器推进系统在轨自主关机控制方法，其特征在于：

步骤A4中，所述星上处理器每个软件周期判断贮箱实际温度是否超出预定温度范围。

6、根据权利要求3所述的航天器推进系统在轨自主关机控制方法，其特征在于：

步骤A4中，所述星上处理器采用10取7方式采纳判断结果。

7、根据权利要求3所述的航天器推进系统在轨自主关机控制方法，其特征在于：

步骤A4中，对贮箱温度实现自主高精度闭环控制。

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