CN109740186B - 一种针对航天器大型附件在轨未展开的故障处置方法 - Google Patents

Abstract

一种针对航天器大型附件在轨未展开的故障处置方法，包括步骤如下：(1)设大型附件未展开时，对敏感器遮挡后，有i个星敏感器、j个模拟太阳敏感器、k个红外地球敏感器处于正常工作状态时对应的控制工作模式为M_ijk；(2)建立航天器故障模式矩阵，当发生大型附件未展开故障时，根据航天器故障模式矩阵对航天器质心、惯量、控制模式M_αβ进行调整，得到正确的航天器的状态；(3)对于可重复收拢和展开的太阳翼或载荷附件先尝试重复展开动作；对于重复展开仍未成功或者不具有重复展开功能的太阳翼或载荷附件，采用航天器姿态抖动的方式解决部分展开机构卡死问题。

Description

一种针对航天器大型附件在轨未展开的故障处置方法

技术领域

本发明涉及一种故障处置方法。

背景技术

安全性是航天器在轨运行时需要考虑的重要问题，航天器入轨初期，星上各个需要展开的附件如太阳翼、大型微波载荷天线、数传天线等完成展开和锁定的操作。展开过程涉及环节多，需要产品可靠性很高，一旦展开过程失败，轻则对航天器的功能性能产生比较大的影响，重则整个飞行任务失败。传统方法一般采用直接根据在轨情况进行处理，不为展开故障的单独做针对性设计。随着航天技术的发展，对航天器的要求越来越高，载荷天线和太阳翼等附件的尺寸也不断增大，大型附件展开过程更为复杂，卫星在轨处置有较高的实时性要求，而且处置手段有限，对控制系统等裕度要求较高，如果航天器故障时的状态如惯量等与设计状态相差较远，很难有较好的故障恢复效果，甚至会导致航天器姿态的不稳定，完全靠在轨处理附件已经不能满足实际需要。

航天器大型附件未展开或部分未展开时，整器质心、惯量会有比较大的变化，能源、热控、控制、推进等重要的分系统会受到比较大的影响，甚至可导致航天器失效。航天器的研制成本高，研制周期长，在航天器附件在轨未按预定流程展开或锁定时，不能简单认定航天器失效或功能减退，需要通过地面处理的方式对故障进行全面分析并进行处置。传统的方法是从地面分析器上软件，再上注一系列设置和使能标志使得不工作的敏感器信息不引入闭环，但补丁的方式往往受限制较大，部分标志可能与其他正常设计功能耦合，禁用会对航天器部分功能和性能产生影响，且费时较多。

对于装载大型附件的航天器，在轨处置方式限制多，步骤复杂，需要分析的事项多。比如大型天线未展开时，航天器的质心、惯量会有比较大的变化，而且附件未展开可能会引起部分器上设备的视场的干涉。目前多数航天器具有在轨不可维修性，使得故障处置变得难度更大，处置方法的有效性和安全性变得更为重要。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：充分利用现有的技术能力，提出一种适用于航天器大型附件在轨未展开时的故障处置方法，相比传统在轨处理方法对控制等分系统的鲁棒性要求更低，使得航天器系统更为有效和安全，且在轨操作简单，在大型附件发生展开故障时直接切换到相应的故障模式即可用精确的故障状态下的航天器状态开展故障恢复工作，相比传统方法缩短了在轨处理时间。

本发明所采用的技术方案是：一种针对航天器大型附件在轨未展开的故障处置方法，包括步骤如下：

(1)设航天器上装有m个星敏感器、λ个模拟太阳敏感器、q个红外地球敏感器，设大型附件未展开时，对敏感器遮挡后，有i个星敏感器、j 个模拟太阳敏感器、k个红外地球敏感器处于正常工作状态时对应的控制工作模式为M_ijk，其中，i＝1,2...m，j＝1,2,...,λ，k＝1,2...q；

(2)建立航天器故障模式矩阵，当发生大型附件未展开故障时，根据航天器故障模式矩阵对航天器质心、惯量、控制模式M_αβ进行调整，得到正确的航天器的状态；

(3)对于可重复收拢和展开的太阳翼或载荷附件先尝试重复展开动作；对于重复展开仍未成功或者不具有重复展开功能的太阳翼或载荷附件，采用航天器姿态抖动的方式解决部分展开机构卡死问题。

所述大型附件指单翼展开长度超过5m的航天器上装置，包括太阳翼和载荷附件。

所述航天器故障模式矩阵为：

其中，J_αβ为附件故障后的航天器三轴转动惯量矩阵,α表示太阳翼发生故障时的故障模式代码，β表示载荷附件发生故障时的故障模式代码，α、β的取值为正整数，用不同的数值代表不同的故障模式；r_αβ为航天器质心， M_αβ为不同故障时对应的控制工作模式，其中，M_αβ∈{M_ijk}，M₁₁为无故障状态。

所述步骤(3)的具体方法如下：

3.1)在航天器本体坐标系下，确定推力器喷气时间的取值范围；

航天器本体坐标系：原点位于航天器质心O，OX指向航天器飞行方向， OZ指向地心，OX、OY与OZ构成右手直角坐标系；

推力器喷气时间和三轴姿态角满足如下公式：

其中，ω_max为设定的姿态角速度上限；J为航天器绕旋转轴的惯量；F 为单推力器推力大小；θ_max为设定的姿态角度上限；θ_x,θ_y,θ_z为航天器的三轴姿态角；η为附件加权系数，取值范围为0～1。

3.2)建立指令序列，指令序列包括X轴旋转序列、Y轴旋转序列、Z 轴旋转序列；

3.3)从X轴旋转序列、Y轴旋转序列、Z轴旋转序列中任意选取一个或多个建立旋转顺序，按照制定的旋转顺序，进行航天器抖动，观察未展开附件的展开状态；

如果展开则执行正常飞行程序，方法结束，如果未展开，则重新建立旋转顺序或等待地面人工处理。

所述X轴旋转序列为：

地面向航天器发送指令T_cX(2n-1)，使航天器绕+X轴旋转，推力器的喷气时长为T_X(2n-1)秒；n为正整数；

间隔时间T’_X(2n-1)秒后，航天器自主执行指令T_cX(2n)，使航天器绕-X 轴旋转，推力器的喷气时长为T_X(2n)秒；

间隔时间T’_X(2n)秒后，地面向航天器发送指令T_cX(2n)，使航天器绕-X 轴旋转，推力器的喷气时长为T_X(2n)秒；

间隔时间T’_X(2n-1)秒后，航天器自主执行指令T_cX(2n-1)，使航天器绕+X 轴旋转，推力器的喷气时长为T_X(2n-1)秒；

根据附件展开状况等待地面指令执行下一步或重复上述步骤。

所述Y轴旋转序列为：

地面向航天器发送指令T_cY(2n-1)，使航天器绕+Y轴旋转，推力器的喷气时长为T_Y(2n-1)秒；n为正整数；

间隔时间T’_Y(2n-1)秒后，航天器自主执行指令T_cY(2n)，使航天器绕-Y 轴旋转，推力器的喷气时长为T_Y(2n)秒；

间隔时间T’_Y(2n)秒后，地面向航天器发送指令T_cY(2n)，使航天器绕-Y 轴旋转，推力器的喷气时长为T_Y(2n)秒；

间隔时间T’_Y(2n-1)秒后，航天器自主执行指令T_cY(2n-1)，使航天器绕+Y 轴旋转，推力器的喷气时长为T_Y(2n-1)秒；

根据附件展开状况等待地面指令执行下一步或重复上述步骤。

所述Z轴旋转序列为：

地面向航天器发送指令T_cZ(2n-1)，使航天器绕+Z轴旋转，推力器的喷气时长为T_Z(2n-1)秒；n为正整数；

间隔时间T’_Z(2n-1)秒后，航天器自主执行指令T_cZ(2n)，使航天器绕-Z 轴旋转，推力器的喷气时长为T_Z(2n)秒；

间隔时间T’_Z(2n)秒后，地面向航天器发送指令T_cZ(2n)，使航天器绕-Z 轴旋转，推力器的喷气时长为T_Z(2n)秒；

间隔时间T’_Z(2n-1)秒后，航天器自主执行指令T_cZ(2n-1)，使航天器绕+Z 轴旋转，推力器的喷气时长为T_Z(2n-1)秒；

根据附件展开状况等待地面指令执行下一步或重复上述步骤。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明对于大型附件发生展开故障时采用针对性处置方法设计，解决了传统在轨发生展开故障时处理方法对控制等分系统的鲁棒性要求较高的问题，使得航天器系统更为有效和安全；

(2)本发明采用大型附件发生展开故障精确建模的方法，在大型附件发生展开故障时直接切换到相应的故障模式即可用精确的故障状态下的航天器状态开展故障恢复工作，解决了传统在轨发生展开故障时处理方法费时的问题，相比传统方法大幅缩短了在轨处理时间。

(3)本发明的方法适应范围广，通过加权系数可以适应航天器上各种附件的展开，包含星上装载各类附件的情况。

附图说明

图1为姿态抖动方案处理流程图。

图2为航天器大型附件未展开时的处理流程图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明进行进一步说明。

设航天器上装有m个星敏感器、λ个模拟太阳敏感器、q个红外地球敏感器，所述大型附件指单翼展开长度超过5m的航天器上装置，包括大型太阳翼和大型载荷附件等。

如图2所示，设航天器上装载双大型太阳翼和双大型载荷附件，针对器载大型装置在轨发生未展开时，采用如下故障处置方法，包括步骤如下：

(1)分析各大型附件未展开时航天器上各敏感器的视场遮挡情况，设附件未展开时，对敏感器遮挡后，有i个星敏感器、j个模拟太阳敏感器、k 个红外地球敏感器处于正常工作状态时对应的控制工作模式为M_ijk，其中，i＝1,2...m，j＝1,2,...,λ，k＝1,2...q，

(2)建立航天器故障模式矩阵，当发生大型附件未展开故障时，根据航天器故障模式矩阵对航天器质心、惯量、控制模式M_αβ进行调整，得到正确的航天器的状态；

所述航天器故障模式矩阵为：

其中，J_αβ为附件故障后的航天器三轴转动惯量矩阵,α表示太阳翼发生故障时的故障模式代码，β表示载荷附件发生故障时的故障模式代码，α、β的取值为正整数，用不同的数值代表不同的故障模式；r_αβ为航天器质心， M_αβ为不同故障时对应的控制工作模式，其中，M_αβ∈{M_ijk}，M₁₁为无故障状态；

(3)对于可重复收拢和展开的太阳翼或载荷附件先尝试重复展开动作；对于重复展开仍未成功或者不具有重复展开功能的太阳翼或载荷附件，采用航天器姿态抖动的方式解决部分展开机构卡死问题：

具体方法如下：

1)在航天器本体坐标系下，确定推力器喷气时间的取值范围；

航天器本体坐标系：原点位于航天器质心O，OX指向航天器飞行方向， OZ指向地心，OX、OY与OZ构成右手直角坐标系；

推力器喷气时间和三轴姿态角满足如下公式：

其中，ω_max为设定的姿态角速度上限；J为航天器绕旋转轴的惯量；F 为单推力器推力大小；θ_max为设定的姿态角度上限；θ_x,θ_y,θ_z为航天器的三轴姿态角；η为附件加权系数，取值范围为0～1。

2)建立指令序列，指令序列包括X轴旋转序列、Y轴旋转序列、Z轴旋转序列；

X轴旋转序列为：

地面向航天器发送指令T_cX(2n-1)，使航天器绕+X轴旋转，推力器的喷气时长为T_X(2n-1)秒；n为正整数；

间隔时间T’_X(2n-1)秒后，航天器自主执行指令T_cX(2n)，使航天器绕-X 轴旋转，推力器的喷气时长为T_X(2n)秒；

间隔时间T’_X(2n)秒后，地面向航天器发送指令T_cX(2n)，使航天器绕-X 轴旋转，推力器的喷气时长为T_X(2n)秒；

间隔时间T’_X(2n-1)秒后，航天器自主执行指令T_cX(2n-1)，使航天器绕+X 轴旋转，推力器的喷气时长为T_X(2n-1)秒；

根据附件展开状况等待地面指令执行下一步或重复上述步骤；

Y轴旋转序列为：

地面向航天器发送指令T_cY(2n-1)，使航天器绕+Y轴旋转，推力器的喷气时长为T_Y(2n-1)秒；n为正整数；

间隔时间T’_Y(2n-1)秒后，航天器自主执行指令T_cY(2n)，使航天器绕-Y 轴旋转，推力器的喷气时长为T_Y(2n)秒；

间隔时间T’_Y(2n)秒后，地面向航天器发送指令T_cY(2n)，使航天器绕-Y 轴旋转，推力器的喷气时长为T_Y(2n)秒；

间隔时间T’_Y(2n-1)秒后，航天器自主执行指令T_cY(2n-1)，使航天器绕+Y 轴旋转，推力器的喷气时长为T_Y(2n-1)秒；

根据附件展开状况等待地面指令执行下一步或重复上述步骤；

Z轴旋转序列为：

地面向航天器发送指令T_cZ(2n-1)，使航天器绕+Z轴旋转，推力器的喷气时长为T_Z(2n-1)秒；n为正整数；

间隔时间T’_Z(2n-1)秒后，航天器自主执行指令T_cZ(2n)，使航天器绕-Z 轴旋转，推力器的喷气时长为T_Z(2n)秒；

间隔时间T’_Z(2n)秒后，地面向航天器发送指令T_cZ(2n)，使航天器绕-Z 轴旋转，推力器的喷气时长为T_Z(2n)秒；

间隔时间T’_Z(2n-1)秒后，航天器自主执行指令T_cZ(2n-1)，使航天器绕+Z 轴旋转，推力器的喷气时长为T_Z(2n-1)秒；

根据附件展开状况等待地面指令执行下一步或重复上述步骤；

3)从X轴旋转序列、Y轴旋转序列、Z轴旋转序列中任意选取一个或多个建立旋转顺序，按照制定的旋转顺序，进行航天器抖动，观察未展开附件的展开状态；

如果展开则执行正常飞行程序，方法结束，如果未展开，则重新建立旋转顺序或等待地面人工处理。

实施例：

假设航天器上安装星敏感器a和星敏感器b、模拟太阳敏感器a和模拟太阳敏感器b、红外地球敏感器a和红外地球敏感器b；

太阳翼为双翼，分别为太阳翼a和太阳翼b，大型天线附件双侧展开，分别定义为天线a和天线b。

设某遥感卫星大型天线a完全未展开时导致了星敏感器a和模拟太阳敏感器a不可用，在轨处理方法如下：

(1)分析大型天线a未展开时卫星上各敏感器的视场遮挡情况，对应控制模式M₁₁₂；

(2)建立卫星故障模式矩阵：大型附件未展开时对整器的质心、转动惯量等质量特性影响较大，严重时可使卫星进入自旋状态。因此，以卫星上装载两种大型附件的情况可采用如表1的质量特性的设计方式：

表1大型附件未展开模式矩阵设计

其中J_αβ,α＝1～4,β＝1～4为附件故障后的卫星三轴惯量向量，r_αβ为卫星质心，M_αβ为不同故障时对应的控制工作模式，其中M_αβ∈{M_ijk}，M₁₁为无故障状态，即原设计状态。

(3)姿态抖动模式设计：

如图1所示，对于重复展开仍未成功或者不具有重复展开功能的采用姿态抖动的方式尝试展开，姿态抖动可分三个姿态轴X、Y、Z分别开展，考虑卫星的安全性，每个轴的抖动时的角速度有一定限制，不能超过卫星安全角速度上限；对于大型附件，在沿大惯量轴转动时较大角速度会影响卫星安全，在已有安全角速度的基础上进一步加权，考虑用双推力器完成姿态抖动，喷气时间和三轴姿态角满足下式：

其中，ω_max为设定的姿态角速度上限；J为航天器绕旋转轴的惯量；F 为单推力器推力大小；θ_max为设定的姿态角度上限；θ_x,θ_y,θ_z为航天器的三轴姿态角；η为附件加权系数，取值范围为0～1。

按下表的喷气时长设计：

表2指令时长设计表

抖动过程如下：进入天线未展开模式后星体按照预定的方案进行抖动。地面事先按表2的时间序列的方式沿X、Y、Z轴分别做正向和负向喷气指令，推力器的搭配选择可在轨注入修改。

1)地面向卫星发送指令T_cX1，使卫星绕+X轴喷气T_X1秒；

2)上一步执行完毕后间隔时间T’_X1秒后卫星自主执行指令T_cX2，使卫星绕-X轴喷气T_X2秒；

3)上一步执行完毕后间隔时间T’_X2秒后地面向卫星发送指令T_cX2，使卫星绕-X轴喷气T_X2秒；

4)上一步执行完毕后间隔时间T’_X1秒后卫星自主执行指令T_cX1，使卫星绕+X轴喷气T_X1秒；

5)地面向卫星发送指令T_cY1，使卫星绕+X轴喷气T_Y1秒；

6)上一步执行完毕后间隔时间T’_Y1秒后卫星自主执行指令T_cY2，使卫星绕-Y轴喷气T_Y2秒；

7)上一步执行完毕后间隔时间T’_Y2秒后地面向卫星发送指令T_cY2，使卫星绕-Y轴喷气T_Y2秒；

8)上一步执行完毕后间隔时间T’_X1秒后卫星自主执行指令T_cX1，使卫星绕+X轴喷气T_X1秒；

9)地面向卫星发送指令T_cZ1，使卫星绕+Z轴喷气T_Z1秒；

10)上一步执行完毕后间隔时间T’_Z1秒后卫星自主执行指令T_cZ2，使卫星绕-Z轴喷气T_Z2秒；

11)上一步执行完毕后间隔时间T’_Z2秒后地面向卫星发送指令T_cZ2，使卫星绕-Z轴喷气T_Z2秒；

12)上一步执行完毕后间隔时间T’_Z1秒后卫星自主执行指令T_cZ1，使卫星绕+Z轴喷气T_Z1秒；

13)根据附件展开状况以及星体三轴姿态角和角速度等待地面指令。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知技术。

Claims (6)

1.一种针对航天器大型附件在轨未展开的故障处置方法，其特征在于，包括步骤如下：

(1)设航天器上装有m个星敏感器、λ个模拟太阳敏感器、q个红外地球敏感器，设大型附件未展开时，对敏感器遮挡后，有i个星敏感器、j个模拟太阳敏感器、k个红外地球敏感器处于正常工作状态时对应的控制工作模式为M_ijk，其中，i＝1,2...m，j＝1,2,...,λ，k＝1,2...q；

(2)建立航天器故障模式矩阵，当发生大型附件未展开故障时，根据航天器故障模式矩阵对航天器质心、惯量、控制模式M_αβ进行调整，得到正确的航天器的状态；

(3)对于可重复收拢和展开的太阳翼或载荷附件先尝试重复展开动作；对于重复展开仍未成功或者不具有重复展开功能的太阳翼或载荷附件，采用航天器姿态抖动的方式解决部分展开机构卡死问题；

所述步骤(3)的具体方法如下：

3.1)在航天器本体坐标系下，确定推力器喷气时间的取值范围；

航天器本体坐标系：原点位于航天器质心O，OX指向航天器飞行方向，OZ指向地心，OX、OY与OZ构成右手直角坐标系；

推力器喷气时间和三轴姿态角满足如下公式：

其中，ω_max为设定的姿态角速度上限；J为航天器绕旋转轴的惯量；F为单推力器推力大小；θ_max为设定的姿态角度上限；θ_x,θ_y,θ_z为航天器的三轴姿态角；η为附件加权系数，取值范围为0～1；

3.2)建立指令序列，指令序列包括X轴旋转序列、Y轴旋转序列、Z轴旋转序列；

3.3)从X轴旋转序列、Y轴旋转序列、Z轴旋转序列中任意选取一个或多个建立旋转顺序，按照制定的旋转顺序，进行航天器抖动，观察未展开附件的展开状态；

如果展开则执行正常飞行程序，方法结束，如果未展开，则重新建立旋转顺序或等待地面人工处理。

2.根据权利要求1所述的一种针对航天器大型附件在轨未展开的故障处置方法，其特征在于：所述大型附件指单翼展开长度超过5m的航天器上装置，包括太阳翼和载荷附件。

3.根据权利要求1或2所述的一种针对航天器大型附件在轨未展开的故障处置方法，其特征在于：

所述航天器故障模式矩阵为：

其中，J_αβ为附件故障后的航天器三轴转动惯量矩阵,α表示太阳翼发生故障时的故障模式代码，β表示载荷附件发生故障时的故障模式代码，α、β的取值为正整数，用不同的数值代表不同的故障模式；r_αβ为航天器质心，M_αβ为不同故障时对应的控制工作模式，其中，M_αβ∈{M_ijk}，M₁₁为无故障状态。

4.根据权利要求3所述的一种针对航天器大型附件在轨未展开的故障处置方法，其特征在于：

所述X轴旋转序列为：

地面向航天器发送指令T_cX(2n-1)，使航天器绕+X轴旋转，推力器的喷气时长为T_X(2n-1)秒；n为正整数；

间隔时间T’_X(2n-1)秒后，航天器自主执行指令T_cX(2n)，使航天器绕-X轴旋转，推力器的喷气时长为T_X(2n)秒；

间隔时间T’_X(2n)秒后，地面向航天器发送指令T_cX(2n)，使航天器绕-X轴旋转，推力器的喷气时长为T_X(2n)秒；

间隔时间T’_X(2n-1)秒后，航天器自主执行指令T_cX(2n-1)，使航天器绕+X轴旋转，推力器的喷气时长为T_X(2n-1)秒；

根据附件展开状况等待地面指令执行下一步或重复上述步骤。

5.根据权利要求4所述的一种针对航天器大型附件在轨未展开的故障处置方法，其特征在于：

所述Y轴旋转序列为：

地面向航天器发送指令T_cY(2n-1)，使航天器绕+Y轴旋转，推力器的喷气时长为T_Y(2n-1)秒；n为正整数；

间隔时间T’_Y(2n-1)秒后，航天器自主执行指令T_cY(2n)，使航天器绕-Y轴旋转，推力器的喷气时长为T_Y(2n)秒；

间隔时间T’_Y(2n)秒后，地面向航天器发送指令T_cY(2n)，使航天器绕-Y轴旋转，推力器的喷气时长为T_Y(2n)秒；

间隔时间T’_Y(2n-1)秒后，航天器自主执行指令T_cY(2n-1)，使航天器绕+Y轴旋转，推力器的喷气时长为T_Y(2n-1)秒；

根据附件展开状况等待地面指令执行下一步或重复上述步骤。

6.根据权利要求5所述的一种针对航天器大型附件在轨未展开的故障处置方法，其特征在于：

所述Z轴旋转序列为：

地面向航天器发送指令T_cZ(2n-1)，使航天器绕+Z轴旋转，推力器的喷气时长为T_Z(2n-1)秒；n为正整数；

间隔时间T’_Z(2n-1)秒后，航天器自主执行指令T_cZ(2n)，使航天器绕-Z轴旋转，推力器的喷气时长为T_Z(2n)秒；

间隔时间T’_Z(2n)秒后，地面向航天器发送指令T_cZ(2n)，使航天器绕-Z轴旋转，推力器的喷气时长为T_Z(2n)秒；

间隔时间T’_Z(2n-1)秒后，航天器自主执行指令T_cZ(2n-1)，使航天器绕+Z轴旋转，推力器的喷气时长为T_Z(2n-1)秒；

根据附件展开状况等待地面指令执行下一步或重复上述步骤。

Images