CN110803305B - 一种卫星姿控推力器限喷方法 - Google Patents
一种卫星姿控推力器限喷方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN110803305B CN110803305B CN201911221480.3A CN201911221480A CN110803305B CN 110803305 B CN110803305 B CN 110803305B CN 201911221480 A CN201911221480 A CN 201911221480A CN 110803305 B CN110803305 B CN 110803305B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- thruster
- satellite
- attitude control
- spraying
- jet
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 239000007921 spray Substances 0.000 title claims abstract description 26
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 25
- 238000005507 spraying Methods 0.000 claims abstract description 27
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 claims abstract description 23
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 12
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims description 34
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims description 34
- 238000003745 diagnosis Methods 0.000 claims description 4
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 claims description 4
- 238000011084 recovery Methods 0.000 claims description 4
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 4
- GOLXNESZZPUPJE-UHFFFAOYSA-N spiromesifen Chemical compound CC1=CC(C)=CC(C)=C1C(C(O1)=O)=C(OC(=O)CC(C)(C)C)C11CCCC1 GOLXNESZZPUPJE-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 3
- 238000009825 accumulation Methods 0.000 description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 230000005856 abnormality Effects 0.000 description 1
- 230000004075 alteration Effects 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 230000004044 response Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/244—Spacecraft control systems
- B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
本发明提供一种卫星姿控推力器限喷方法：判断当前使用的陀螺测量数据异常时，对姿控推力器限喷；卫星当前计算的姿态角速度超过阈值时，对姿控推力器限喷；同轴累积喷气量和超阈值时，对姿控推力器限喷；任意轴的累积喷气量在规定时间内超过阈值时，对姿控推力器限喷；在地面干预解除限喷，打开相应自锁阀后，星上自主恢复，重新进行限喷判断。本发明能够在卫星推力器工作期间，识别推力器异常喷气或者会导致推力器异常喷气，并对推力器进行限喷，禁止推力器喷气，避免推力器误喷气引起星体角速度过大问题，避免燃料过度消耗。
Description
技术领域
本发明涉及卫星控制系统推力器控制技术，属于卫星姿态控制技术，具体地说是一种卫星姿控推力器限喷方法。
背景技术
卫星普遍具有轨道机动、轨道保持和姿态机动功能需求，部分在研卫星还具有编队飞行或相对导航制导功能需求。卫星均配置有推进分系统，卫星入轨初期和姿态失稳情况下，大部分卫星需要通过推力器喷气完成正常姿态建立，并且在轨道控制期间，姿态控制也需要姿控推力器工作，消除轨控推力器对姿态的干扰。由于空间环境的复杂，星上异常状态如误喷气、推力器故障漏喷等导致卫星姿态异常，因而有必要在工程应用中设计简易且行之有效的姿控推力器的安全使用方法，以控制燃料消耗以及限制卫星的最大角速度，在卫星发生异常喷气时需要系统能够自主识别推力器异常喷气，并对卫星推力器进行限喷。
发明内容
本发明提出了一种卫星姿控推力器限喷方法，能够在卫星推力器工作期间，识别推力器异常喷气或者会导致推力器异常喷气，并对推力器进行限喷，禁止推力器喷气，避免推力器误喷气引起星体角速度过大问题，避免燃料过度消耗。
本发明的技术方案是提供一种卫星姿控推力器限喷方法，包含：
步骤1：判断当前使用的陀螺测量数据异常时，对姿控推力器进行限喷；
步骤2：卫星当前计算的姿态角速度超过阈值时，对姿控推力器进行限喷；
步骤3：同轴累积喷气量和超阈值时，对姿控推力器进行限喷；
步骤4：任意轴的累积喷气量在规定时间内超过阈值时，对姿控推力器进行限喷；
步骤5：在地面干预解除限喷，打开相应自锁阀后，星上自主恢复按照步骤1-步骤4重新进行限喷判断。
本发明在步骤1对陀螺数据进行诊断，根据诊断结果对陀螺数据异常情况进行限制喷气，可以避免由于陀螺测量数据异常，导致卫星异常喷气，造成卫星姿态异常。
本发明在步骤2计算卫星当前姿态角速度，卫星姿态角速度阈值的选取可根据实际卫星的状态以及控制规律可能达到的最大角速度作为阈值，当卫星姿态角速度超过可能的最大角速度阈值时，对姿控推力器进行限喷，从而限制卫星的最大角速度。
本发明在步骤3计算同轴正负累积喷气量和，当同轴累积喷气量和超阈值时，对姿控推力器进行限喷，从而避免推力器对喷，造成燃料过度消耗。
本发明在步骤4计算规定时间内卫星各轴各方向的累积喷气量，可以避免单边喷气引起星体角速度过大，设定阈值时要考虑常值干扰力矩的累积造成的计数器累加，轨控期间可不累计。
本发明的步骤1-步骤4，在对姿控推力器进行限喷后，不给姿控推力器发送喷气指令，并关闭相应自锁阀；本发明的步骤5在地面干预解除限喷，打开自锁阀后，星上能够重新根据步骤1-步骤4进行推力器限喷判断。
针对现有技术存在的问题，本发明的卫星姿控推力器限喷方法，其优点及有益效果是：
a确保卫星星推进剂不过度消耗；
b避免推力器误喷气引起星体角速度过大；
c适应卫星入轨段和轨控期间的姿态调整和稳定运行姿态控制过程；
d具备陀螺故障情况下的限制喷气能力；
e确保地面可干预和星上自主恢复判断。
f方法简单，星上自主实现：
g响应迅速，安全指数高。
附图说明
图1是本发明所述卫星姿控推力器限喷方法的流程示意图。
具体实施方式
以下将结合附图和实施例对本发明作进一步说明。
本发明提供一种卫星姿控推力器限喷的方法，该方法应用于卫星姿轨控分系统中。所述的姿控推力器限喷方法，具体包含：
步骤1：判断当前使用的陀螺测量数据异常时，对姿控推力器进行限喷。
陀螺是卫星姿轨控系统的重要敏感器件，用于敏感卫星星体的角速度，为卫星各个工作模式和飞行阶段提供连续的三轴角速度信息。如果陀螺测量数据异常，在推力器工作模式下，会导致姿控推力器异常喷气，因此需要对陀螺输出的测量数据进行诊断，可以通过与同方向其他陀螺测量值进行比较；同方向比较不一致时，进行前后拍测量值诊断；在诊断出当前使用的陀螺数据异常时，当前拍进行推力器单步限喷，不发送推力器喷气指令；如果当前使用的陀螺数据连续多拍异常，且没有可切换的陀螺，则置推力器永久限喷标志，不再给推力器发送喷气指令，关闭相应自锁阀。
步骤2：当卫星姿态角速度超过阈值时，对姿控推力器进行限喷。
卫星姿态角速度阈值按照当前工作模式，根据卫星的惯量、环境干扰力矩、推力器的推力及控制力矩确定。当卫星姿轨控系统计算的卫星姿态角速度超过阈值，则直接对姿控推力器置永久限喷标志，不再给推力器发送喷气指令，关闭相应自锁阀。
步骤3：同轴累积喷气量和超阈值时，对姿控推力器进行限喷。
当卫星在推力器工作模式下工作于稳定状态，为防止出现单边喷气导致卫星姿态异常，对同轴正负累积喷气量和进行诊断；同轴正负累积喷气量和诊断阈值根据当前模式下卫星惯量、环境干扰力矩、推力器的推力及控制力矩确定；当同轴正负累积喷气量和超过阈值，则对姿控推力器设置限喷标志，不再给推力器发送喷气指令，关闭相应自锁阀。
步骤4：任意轴的累积喷气量在规定时间内超过阈值时，对姿控推力器进行限喷。
卫星在推力器工作模式下，为避免出现推力器异常喷气导致姿态异常情况，对任意轴的推力器累积喷气量进行诊断，如果在规定时间内，任意轴的累积喷气量超过阈值，则对姿控推力器设置限喷标志，不再给推力器发送喷气指令，关闭相应自锁阀。
步骤5：在地面干预解除限喷后，打开相应自锁阀后，星上自主恢复按照步骤1-步骤4重新进行限喷判断。
在地面判断星上状态正常情况下，由地面上注指令解除姿轨控推力器限喷，清除姿控推力器限喷标志，恢复推力器正常控制，并且星上重新能够根据步骤1-步骤4进行姿控推力器限喷判断。
综上所述，本发明提供了卫星推力器工作期间，识别推力器异常喷气的方法，可以对推力器进行限喷，禁止推力器喷气，避免推力器误喷气引起星体角速度过大问题。
尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。
Claims (6)
1.一种卫星姿控推力器限喷方法，其特征在于，包含：
步骤1、判断当前使用的陀螺测量数据异常时，对姿控推力器进行限喷；陀螺输出的测量数据，是连续的三轴角速度信息；
步骤2、卫星当前计算的姿态角速度超过第一阈值时，对姿控推力器进行限喷；关于卫星姿态角速度的第一阈值，是根据实际卫星的状态以及控制规律可能达到的最大角速度；按照当前工作模式，根据卫星的惯量、环境干扰力矩、推力器的推力及控制力矩，来确定所述第一阈值；
步骤3、同轴累积喷气量和超过第二阈值时，对姿控推力器进行限喷；其中，卫星在推力器工作模式下，对同轴正负累积喷气量和进行诊断；诊断用的第二阈值，根据当前模式下卫星惯量、环境干扰力矩、推力器的推力及控制力矩来确定；
步骤4、任意轴的累积喷气量在规定时间内超过第三阈值时，对姿控推力器进行限喷；
步骤5、在地面干预解除限喷，打开相应自锁阀后，星上自主恢复按照步骤1-步骤4重新进行限喷判断。
2.如权利要求1所述卫星姿控推力器限喷方法，其特征在于，
步骤1中，进一步包含对陀螺输出的测量数据进行诊断的以下过程：
将当前使用的陀螺的测量数据，与同方向其他陀螺的测量值进行比较，同方向比较不一致时，进行前后拍测量值诊断；
若诊断出当前使用的陀螺数据异常时，则当前拍进行推力器单步限喷，不发送推力器喷气指令；如果当前使用的陀螺数据连续多拍异常，且没有可切换的陀螺，则置推力器永久限喷标志，不再给推力器发送喷气指令，关闭相应自锁阀。
3.如权利要求1所述卫星姿控推力器限喷方法，其特征在于，
步骤2中，当卫星姿轨控系统当前计算的卫星姿态角速度超过第一阈值，则直接对姿控推力器置永久限喷标志，不再给推力器发送喷气指令，关闭相应自锁阀。
4.如权利要求1所述卫星姿控推力器限喷方法，其特征在于，
步骤3中，当同轴正负累积喷气量和超过第二阈值时，对姿控推力器设置限喷标志，不再给推力器发送喷气指令，关闭相应自锁阀。
5.如权利要求1所述卫星姿控推力器限喷方法，其特征在于，
步骤4中，卫星在推力器工作模式下，对任意轴的推力器累积喷气量进行诊断，如果在规定时间内，任意轴的累积喷气量超过第三阈值，则对姿控推力器设置限喷标志，不再给推力器发送喷气指令，关闭相应自锁阀。
6.如权利要求1所述卫星姿控推力器限喷方法，其特征在于，
步骤5中，在地面判断星上状态正常情况下，由地面上注指令解除姿轨控推力器限喷，清除姿控推力器限喷标志，恢复推力器正常控制，并且星上重新能够根据步骤1-步骤4进行姿控推力器限喷判断。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201911221480.3A CN110803305B (zh) | 2019-12-03 | 2019-12-03 | 一种卫星姿控推力器限喷方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201911221480.3A CN110803305B (zh) | 2019-12-03 | 2019-12-03 | 一种卫星姿控推力器限喷方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN110803305A CN110803305A (zh) | 2020-02-18 |
| CN110803305B true CN110803305B (zh) | 2021-06-08 |
Family
ID=69492247
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201911221480.3A Active CN110803305B (zh) | 2019-12-03 | 2019-12-03 | 一种卫星姿控推力器限喷方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN110803305B (zh) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111319798B (zh) * | 2020-02-28 | 2021-10-01 | 上海航天控制技术研究所 | 一种适用于火星探测中推进系统的自主管理方法 |
| CN111319799B (zh) * | 2020-03-02 | 2023-07-14 | 上海航天控制技术研究所 | 一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统及方法 |
| CN112591150B (zh) * | 2021-01-05 | 2022-09-13 | 成都天巡微小卫星科技有限责任公司 | 一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102050228A (zh) * | 2010-10-11 | 2011-05-11 | 北京控制工程研究所 | 一种利用陀螺和喷气时间联合诊断喷管堵塞故障的方法 |
| CN102176159A (zh) * | 2011-02-28 | 2011-09-07 | 哈尔滨工业大学 | 一种基于状态观测器和等价空间的卫星姿控系统故障诊断装置及方法 |
| CN102288398A (zh) * | 2011-05-16 | 2011-12-21 | 南京航空航天大学 | 基于支持向量机的动量轮故障检测装置及方法 |
| CN104063537A (zh) * | 2014-05-30 | 2014-09-24 | 北京控制工程研究所 | 基于分布式时间触发的多体动力学参数确定系统及其方法 |
| CN106742067A (zh) * | 2016-12-02 | 2017-05-31 | 上海航天控制技术研究所 | 基于参考模型的姿控发动机在轨故障诊断处理系统与方法 |
| CN110377047A (zh) * | 2019-06-03 | 2019-10-25 | 上海航天控制技术研究所 | 一种双星卫星编队防碰撞方法 |
-
2019
- 2019-12-03 CN CN201911221480.3A patent/CN110803305B/zh active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102050228A (zh) * | 2010-10-11 | 2011-05-11 | 北京控制工程研究所 | 一种利用陀螺和喷气时间联合诊断喷管堵塞故障的方法 |
| CN102176159A (zh) * | 2011-02-28 | 2011-09-07 | 哈尔滨工业大学 | 一种基于状态观测器和等价空间的卫星姿控系统故障诊断装置及方法 |
| CN102288398A (zh) * | 2011-05-16 | 2011-12-21 | 南京航空航天大学 | 基于支持向量机的动量轮故障检测装置及方法 |
| CN104063537A (zh) * | 2014-05-30 | 2014-09-24 | 北京控制工程研究所 | 基于分布式时间触发的多体动力学参数确定系统及其方法 |
| CN106742067A (zh) * | 2016-12-02 | 2017-05-31 | 上海航天控制技术研究所 | 基于参考模型的姿控发动机在轨故障诊断处理系统与方法 |
| CN110377047A (zh) * | 2019-06-03 | 2019-10-25 | 上海航天控制技术研究所 | 一种双星卫星编队防碰撞方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN110803305A (zh) | 2020-02-18 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN110803305B (zh) | 一种卫星姿控推力器限喷方法 | |
| CN100491916C (zh) | 一种变轨期间自主故障检测恢复控制的方法 | |
| JP4372754B2 (ja) | 加速度計及びｇｐｓ受信器を用いた発射体案内 | |
| CN110567457B (zh) | 一种基于冗余的惯导自检测系统 | |
| CN111966517A (zh) | 一种层级式航天器控制系统在轨自主异常检测方法 | |
| CN111319799A (zh) | 一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统及方法 | |
| CN102050228B (zh) | 一种利用陀螺和喷气时间联合诊断喷管堵塞故障的方法 | |
| CN111319794B (zh) | 一种适用于火星探测制动捕获期间推进自主故障处理方法 | |
| CN109857140A (zh) | 运载火箭俯仰程序角计算方法、系统、设备及存储介质 | |
| US9284043B2 (en) | Evaluating aileron deflection while an unmanned aerial vehicle is in flight | |
| EP1785799A2 (en) | Integrating avionics system with single event upset autonomous recovery | |
| EP3597544A1 (en) | Fuel tank with water bladder | |
| CN110861786B (zh) | 航天器推力器喷气控制安全诊断方法、系统、装置及介质 | |
| CN111913467B (zh) | 一种航天器控制系统的系统级故障诊断方法 | |
| CN111625931A (zh) | 一种基于角动量守恒的航天器控制执行机构异常检测方法 | |
| Lugo et al. | Integrated Precision Landing Performance and Technology Assessments of a Human-Scale Mars Lander Using a Generalized Simulation Framework | |
| CN117022680B (zh) | 轨控发动机故障下的自主离轨制动控制方法和装置 | |
| CN112083645B (zh) | 一种推力器冗余模式管理及故障屏蔽与自主恢复方法 | |
| Gray et al. | Fault-tolerant guidance algorithms for Cassini's Saturn orbit insertion burn | |
| Zhao et al. | An autonomous flight management system for prevention and recovery of unmanned aerial vehicle loss-of-control | |
| US8843248B1 (en) | Vehicle boundary management | |
| CN117682109A (zh) | 一种基于陀螺和加速度计的推力器在轨自主诊断方法 | |
| CN114035422B (zh) | 一种基于多源信息的异构陀螺故障定位及处理方法 | |
| RU2724152C1 (ru) | Ракета с пространственным ограничением траектории полета и способ ее самоликвидации | |
| Heller et al. | High angle of attack control law development and testing for the F/A-18E/F Super Hornet |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |