CN111319794A - 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 - Google Patents

Abstract

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，包括如下步骤：S1、测量探测器的实时角速度；测量探测器的实时加速度，当探测器的实时加速度异常时，转入S2；S2、根据探测器的实时加速度异常时刻，获得探测器的轨控推力器的开机时长，如果所述轨控推力器的开机时长小于安全推力时长，则转入S3，否则转入S4；S3、关闭探测器的轨控推力器，然后利用探测器的姿控推力器进行轨道控制，利用线性插值方法计算探测器的姿控推力器的点火时长；S4、保持探测器的轨控推力器开启，当探测器的速度达到预设的目标速度后，关闭探测器的轨控推力器。利用本发明方法提高火星探测制动捕获控制的可靠性。

Description

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

技术领域

本发明涉及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，尤其针对深空探测轨控过程中的故障诊断与重构问题，属于深空探测在轨故障诊断与重构技术领域。

背景技术

在火星探测制动捕获阶段，自主管理的主要任务是实现探测器被火星安全捕获，即星上自主执行地面上注的捕获制动序列，尤其是对轨道异常的监测及自主处理。由于火星探测器的火星探测器的飞行距离远，测控通讯延时大，制动捕获过程轨控出现故障地面不能及时干预，这也是不同于近地卫星的地方，因此现有技术对于火星探测均不适用，同时要解决上述技术问题还要考虑到天地差异性。随着探测器与火星之间的距离变化，发动机故障发生的时间不同，类型不同对轨道的影响也不同，任何一次的轨控异常均可能导致探测器飞行轨道偏离设计轨道，特别是捕获制动过程中的轨控，若该轨道控制出现异常，再无法及时实施应急控制，将会影响整个任务的完成。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了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，利用加表组合诊断轨控推力器故障，利用陀螺诊断姿控推力器故障；推力器出现故障后进行推力器切换和制动捕获控制策略切换，提高火星探测制动捕获控制的可靠性。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

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，包括如下步骤：

S1、测量探测器的实时角速度；测量探测器的实时加速度，当探测器的实时加速度异常时，转入S2；

S2、根据探测器的实时加速度异常时刻，获得探测器的轨控推力器的开机时长，如果所述轨控推力器的开机时长小于安全推力时长，则转入S3，否则转入S4；

S3、关闭探测器的轨控推力器，然后利用探测器的姿控推力器进行轨道控制，利用线性插值方法计算探测器的姿控推力器的点火时长；

S4、保持探测器的轨控推力器开启，当探测器的速度达到预设的目标速度后，关闭探测器的轨控推力器。

上述适用于火星探测制动捕获期间推进自主故障处理方法，在一可选实施例中，利用加速度计测量探测器的实时加速度。

上述适用于火星探测制动捕获期间推进自主故障处理方法，在一可选实施例中，利用陀螺测量探测器的实时角速度。

上述适用于火星探测制动捕获期间推进自主故障处理方法，在一可选实施例中，探测器的实时加速度在连续M个控制周期内均小于理论加速度的下限时，判定探测器的实时加速度异常；M取值大于等于5。

上述适用于火星探测制动捕获期间推进自主故障处理方法，在一可选实施例中，S3中，与探测器推力方向垂直的姿控推力器故障时，故障的姿控推力器停止喷气。

上述适用于火星探测制动捕获期间推进自主故障处理方法，在一可选实施例中，探测器的实时角速度在连续N个控制周期内与理论角速度的差值超过预设门限时，判断探测器的实时角速度异常；N取值大于等于5。

上述适用于火星探测制动捕获期间推进自主故障处理方法，在一可选实施例中，利用线性插值方法计算探测器的姿控推力器的点火时长包括如下步骤：

S31、根据加速度异常时刻加表测量的速度增量和标称速度增量计算剩余速度增量；

S32、根据所述剩余速度增量、弧段损失系数、姿控推力器进行轨控时的加速度；计算姿控推力器减喷气轨控的标称点火时长；

S33、根据所述姿控推力器减喷气轨控的标称点火时长，确定姿控推力器的点火区间，根据所述姿控推力器的点火区间获得探测器的姿控推力器的点火时长。

上述适用于火星探测制动捕获期间推进自主故障处理方法，在一可选实施例中，所述姿控推力器减喷气轨控的标称点火时长T0为：

其中，k为弧段损失系数，a_姿控为姿控推力器进行轨控时的加速度。

上述适用于火星探测制动捕获期间推进自主故障处理方法，在一可选实施例中，姿控推力器的点火区间为[T_min,T_max]；

T_min＝k₁·T₀

T_max＝k₂·T₀

其中，k₁、k₂分别为最短点火时长和最长点火时长系数；T0为姿控推力器减喷气轨控的标称点火时长。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

(1)本发明利用加表对于轨控推力器进行诊断，当加表数据有效时，在一定控制周期内若加表数据小于理论加速的阈值，则认为轨控推力器故障，该方法提高了轨控推力诊断的可靠性；

(2)本发明利用陀螺对姿控推力器进行诊断，对陀螺的角速度信息进行积分得到姿态角度，在一定控制周期内若探测器的角速度信息或者角度信息超过阈值，则认为姿控推力器故障，该方法提高了姿控推力诊断的可靠性；

(3)本发明利用加表和陀螺对推力器进行故障诊断后，对推力器进行故障诊断；

(4)当轨控推力器出现故障时采用线性插值方法计算故障模式下制动捕获的控制策略；提高了本发明方法的可靠性与完备性。

附图说明

图1为适用于火星探测制动捕获期间推进自主故障处理方法的步骤流程图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。

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，利用加速度计测量探测器的实时加速度；利用陀螺测量探测器的实时角速度；包括如下步骤：

S1、测量探测器的实时角速度；测量探测器的实时加速度，当探测器的实时加速度异常时，转入S2；

S2、根据探测器的实时加速度异常时刻，获得探测器的轨控推力器的开机时长，如果所述轨控推力器的开机时长小于安全推力时长，则转入S3，否则转入S4；

S3、关闭探测器的轨控推力器，然后利用探测器的姿控推力器进行轨道控制，利用线性插值方法计算探测器的姿控推力器的点火时长；

S4、保持探测器的轨控推力器开启，当探测器的速度达到预设的目标速度后，关闭探测器的轨控推力器。

其中，探测器的实时加速度在连续M个控制周期内均小于理论加速度的下限时，判定探测器的实时加速度异常；M取值大于等于5。探测器的实时角速度在连续N个控制周期内与理论角速度的差值超过预设门限时，判断探测器的实时角速度异常；N取值大于等于5。

S3中，与探测器推力方向垂直的姿控推力器故障时，故障的姿控推力器停止喷气。利用线性插值方法计算探测器的姿控推力器的点火时长包括如下步骤：

S31、根据加速度异常时刻加表测量的速度增量和标称速度增量计算剩余速度增量；

S32、根据所述剩余速度增量、弧段损失系数、姿控推力器进行轨控时的加速度；计算姿控推力器减喷气轨控的标称点火时长；

S33、根据所述姿控推力器减喷气轨控的标称点火时长，确定姿控推力器的点火区间，根据所述姿控推力器的点火区间获得探测器的姿控推力器的点火时长，即在姿控推力器的点火区间内选取探测器的姿控推力器的点火时长。

所述姿控推力器减喷气轨控的标称点火时长T0为：

其中，k为弧段损失系数，a_姿控为姿控推力器进行轨控时的加速度。

姿控推力器的点火区间为[T_min,T_max]；

T_min＝k₁·T₀

T_max＝k₂·T₀

其中，k₁、k₂分别为最短点火时长和最长点火时长系数。

实施例1：

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，其流程如图1所示具体包括

1)加表对轨控推力器的故障诊断

探测器安装加速度计，星上自主计算理论加速度：

计算当前星上质量：

其中m0为初始质量，F为进行轨道控制时的推力大小，t为从施加推力到当前时刻的时长，Isp为推力器的比冲，g0为重力加速度。

计算当前理论加速度

加表数据有效时，推力方向加表数据连续10个控制周期小于理论加速度80％(地面注数可改)，则置轨控推力器故障标志；加表数据无效时，不进行推力器故障诊断。

2)陀螺对姿控推力器的故障诊断

陀螺数据有效，连续10个控制周期陀螺积分的姿态角度与目标姿态角度偏差超过8°或者角速度连续10个控制周期超过2°/s，则认为姿控推力器异常；若陀螺数据无效，不进行推力器故障诊断。

3)星上确认故障后的推力器切换

若加表诊断出轨控推力器故障，则轨控推力器停止喷气，切换至姿控推力器减喷气控制实行轨道控制。

与推力方向垂直的姿控推力器故障时，停止与垂直方向的姿控推力器喷气，继续进行轨道控制。

4)制动捕获控制策略切换

制动捕获前提前上注两组姿控推力器减喷气轨控时的点火时长。

设定轨控推力器使探测器形成环火轨道的安全推力时长T，若轨控推力器故障时的开机时长小于安全推力时长，则按照线性插值计算喷气模式切换后的点火时长；若轨控推力器故障时的开机时长大于安全推力时长，则比较加表累积量与目标速度增量，如果(理论速度增量-加表积分速度增量)/理论速度增量>5％，轨控推力器继续开机20s后关机，否则直接关闭轨控推力器。

根据加表测量的数据进行累加计算制动捕获期间的速度增量，当还未达到关机条件出现轨控推力器故障时(即若轨控推力器故障时的开机时长小于安全推力时长)，采用剩余速度增量计算姿控推力器减喷气的轨控策略(即按照线性插值计算喷气模式切换后的点火时长)。

①计算剩余速度增量

Δv_剩余＝Δv-Δv_累加

其中，Δv_剩余为剩余速度增量，Δv为标称速度增量，Δv_累加轨控期间加表测量的速度增量。

②计算姿控推力器减喷气轨控的标称点火时长

其中，k为弧段损失系数，a_姿控为姿控推力器进行轨控时的加速度。

③计算姿控推力器的点火区间

T_min＝k₁·T₀；T_max＝k₂·T₀

其中，k₁,k₂分别为最短点火时长和最长点火时长系数。

在姿控推力器的点火区间内选取探测器的姿控推力器的点火时长。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (9)

1.一种适用于火星探测制动捕获期间推进自主故障处理方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1、测量探测器的实时角速度；测量探测器的实时加速度，当探测器的实时加速度异常时，转入S2；

S2、根据探测器的实时加速度异常时刻，获得探测器的轨控推力器的开机时长，如果所述轨控推力器的开机时长小于安全推力时长，则转入S3，否则转入S4；

S3、关闭探测器的轨控推力器，然后利用探测器的姿控推力器进行轨道控制，利用线性插值方法计算探测器的姿控推力器的点火时长；

S4、保持探测器的轨控推力器开启，当探测器的速度达到预设的目标速度后，关闭探测器的轨控推力器。

2.根据权利要求1所述的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，其特征在于，利用加速度计测量探测器的实时加速度。

3.根据权利要求1所述的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，其特征在于，利用陀螺测量探测器的实时角速度。

4.根据权利要求1所述的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，其特征在于，探测器的实时加速度在连续M个控制周期内均小于理论加速度的下限时，判定探测器的实时加速度异常。

5.根据权利要求1所述的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，其特征在于，S3中，与探测器推力方向垂直的姿控推力器故障时，故障的姿控推力器停止喷气。

6.根据权利要求5所述的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，其特征在于，探测器的实时角速度在连续N个控制周期内与理论角速度的差值超过预设门限时，判断探测器的实时角速度异常。

7.根据权利要求1～6之一所述的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，其特征在于，利用线性插值方法计算探测器的姿控推力器的点火时长包括如下步骤：

S31、根据加速度异常时刻加表测量的速度增量和标称速度增量计算剩余速度增量；

S32、根据所述剩余速度增量、弧段损失系数、姿控推力器进行轨控时的加速度；计算姿控推力器减喷气轨控的标称点火时长；

S33、根据所述姿控推力器减喷气轨控的标称点火时长，确定姿控推力器的点火区间，根据所述姿控推力器的点火区间获得探测器的姿控推力器的点火时长。

8.根据权利要求7所述的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，其特征在于，所述姿控推力器减喷气轨控的标称点火时长T0为：

其中，k为弧段损失系数，a_姿控为姿控推力器进行轨控时的加速度，Δv_剩余为剩余速度增量。

9.根据权利要求7所述的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，其特征在于，姿控推力器的点火区间为[T_min,T_max]；

T_min＝k₁·T₀

T_max＝k₂·T₀

其中，k₁、k₂分别为最短点火时长和最长点火时长系数；T0为姿控推力器减喷气轨控的标称点火时长。

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