CN111319799B - 一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统及方法，包括大推力系统、小推力系统、非推力方向小推力系统，可工作在三种工作模式：第一喷气模式下，采用大推力系统对火星探测环绕器轨道控制；采用小推力系统对火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态进行控制；第一喷气模式下，当小推力器系统中的推力器出现故障时，切换至第二喷气模式：采用大推力系统对火星探测环绕器轨道和本体坐标系Y轴和Z轴姿态进行控制；第一喷气模式下，当大推力器出现故障时，切换至第三喷气模式：采用大推力系统对火星探测环绕器轨道和本体坐标系Y轴和Z轴姿态进行控制；三种模式下均采用非推力方向小推力系统对火星探测环绕器本体坐标系X轴姿态进行控制。

Description

一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统及方法
技术领域
本发明涉及一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统及方法，用于火星探测器器分离轨控期间的推进系统故障诊断与重构，属于深空探测故障诊断与重构领域。
背景技术
火星探测环绕器携带着着陆器进行火星捕获制动后进入环火轨道，采用一种火星探测环绕器携带着陆器变轨进入撞火轨道后进行器器分离后火星探测环绕器择机升轨进入环火轨道的方法进行器器分离。器器分离降轨后进入一条撞击火星的轨道，如果升轨期间火星探测环绕器轨控推力器出现故障而不能及时升轨，探测器会面临撞击火星的风险。由于火地距离远，地面无法及时干预，需要星上自主对推力器进行故障诊断，并建立重构策略，保证探测器的安全性。
目前深空探测器执行轨控过程中星上诊断出推力器故障后则停止轨控，等待地面确认后再根据地面测定轨信息重新制定轨控策略。由于器器分离轨控的特殊性，若轨控出现故障地面无法及时进行测定轨。因此，需要提出一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统及方法，为器器分离降轨和升轨的推力器故障诊断与重构提出一种可行的方法，为深空探测变轨提供支撑。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统及方法，适用于火星探测器器分离轨控期间推进自主故障诊断方法，出现故障后进行推力器重组继续完成轨控。
本发明的技术解决方案是：一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统，该系统包括大推力系统、小推力系统、非推力方向小推力系统；其中：
大推力系统包括4台大推力器，安装在垂直于火星探测环绕器本体系X轴的平面上，其中，两台沿Z轴相对于Y轴对称安装，另外两台沿Y轴相对于Z轴对称安装，四台大推力器的推力方向均为火星探测环绕器本体系X轴正方向；
小推力系统包括4台小推力器，与大推力系统布局相同，安装在垂直于火星探测环绕器本体系X轴的平面上，其中，两台沿Z轴相对于Y轴对称安装，另外两台沿Y轴相对于Z轴对称安装，四台小推力器的推力方向均为火星探测环绕器本体系X轴正方向；
非推力方向小推力系统包括2台小推力器，两台小推力器相对于Y轴方向或者Z轴方向对称安装，两台小推力器的推力方向位于火星探测环绕器本体系YOZ平面上，与火星探测环绕器推力方向垂直；
小推力器最小推力能够抵消大推力器工作时的干扰力矩。
默认采用第一喷气模式进行姿轨联合控制，所述第一喷气模式的具体实现为：
大推力系统，根据外部输入的点火时刻和点火时长，控制4台大推力器同时采用满喷气模式进行工作，实施轨道控制；
推力方向的小推力系统，用于控制火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴方向的姿态，根据目标点火姿态和火星探测环绕器实时姿态，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到每个4小推力器的喷气脉宽，根据喷气脉宽控制每台小推力器进行工作，实施姿态控制；
非推力方向的小推力系统，用于控制火星探测环绕器本体坐标系X轴方向的姿态，根据火星探测环绕器的实时姿态与目标姿态的偏差，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到小推力器的喷气脉宽，根据喷气脉宽控制每台小推力器进行工作，实施姿态控制。
当小推力系统出现故障导致姿态失稳时，从第一喷气模式切换成第二喷气模式进行姿轨联合控制，所述第二喷气模式的具体实现为：
按照小推力系统中4台小推力器的布局，根据目标点火姿态和火星探测环绕器实时姿态，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到实现火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态控制所需要的每台小推力器的喷气脉宽，作为每台小推力器所在位置的基准喷气脉宽；
大推力系统根据外部输入的点火时刻和点火时长，控制每台大推力器采用满喷气脉宽减去与该台大推力器位于同一坐标轴上坐标原点对侧小推力器所在位置的基准喷气脉宽所得到的喷气脉宽进行工作，实施姿态和轨道联合控制；小推力系统中的小推力器系统喷气输出为0，不参与姿态和轨道联合控制；
非推力方向的小推力系统，控制沿火星探测环绕器X轴方向姿态控制，根据火星探测环绕器的实时姿态与目标姿态的偏差，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到小推力器的喷气脉宽，根据喷气脉宽控制每台小推力器进行工作，实施沿火星探测环绕器X轴方向姿态控制。
当大推力系统出现故障导致姿态失稳时，从第一喷气模式切换成第三喷气模式进行姿轨联合控制，所述第三喷气模式的具体实现为：
按照小推力系统4台小推力器的布局，根据目标点火姿态和火星探测环绕器实时姿态，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到实现火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态控制所需要的每台小推力器的喷气脉宽，作为每台小推力器所在位置的基准喷气脉宽；
小姿控推力系统，则根据外部输入的点火时刻和点火时长，控制每台小推力器采用满喷气脉宽减去与该台小推力器位于同一坐标轴上坐标原点对侧小推力器所在位置的基准喷气脉宽所得到的喷气脉宽进行工作，实施姿态和轨道联合控制；大推力系统中的小推力器系统喷气输出为0，不参与姿态和轨道联合控制；
非推力方向小推力系统，控制沿火星探测环绕器本体坐标系X轴的姿态，根据火星探测环绕器的实时姿态与目标姿态的偏差，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到小推力器的喷气脉宽，根据喷气脉宽控制每台非推力方向小推力系统中的小推力器进行工作，实施姿态控制。
采用加速度计判断大推力系统是否出现故障，具体判断方法是：
加速度计数据有效时，连续一定时间内推力方向加速度计数据小于理论加速度的一定比值，则置大推力器故障标志；加速度计数据无效时，不进行轨控推力器故障诊断。
所述一定比值为50％～80％。
采用陀螺判断小推力器是否出现故障导致姿态失稳，具体判断方法是：
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沿X轴方向的角速度信息或者角度信息超过预设阈值，则认为非推力方向系统中的小推力器故障；
如果在一定控制周期内若探测器沿Y轴或者Z轴方向的角速度信息或者角度信息超过预设阈值，则认为小推力系统中的小推力器故障。
本发明提供的另一种技术方案为：一种火星探测环绕器分离安全自主推力方法，该方法包括步骤：
(1)、默认情况下采用第一喷气模式进行轨道控制，第一喷气模式：采用大推力系统对火星探测环绕器轨道控制；采用小推力系统对火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态进行控制；
(2)、第一喷气模式下，当小推力器系统中的推力器出现故障时，切换至第二喷气模式：采用大推力系统对火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态进行控制；
(3)、第一喷气模式下，当大推力器出现故障时，切换至第三喷气模式：采用小推力系统对火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态进行控制。
上述三种喷气模式下，均采用非推力方向小推力系统对火星探测环绕器本体坐标系X轴姿态进行控制。
所述第一喷气模式的具体实现为：
大推力系统，根据外部输入的点火时刻和点火时长，控制4台大推力器同时采用满喷气模式进行工作，实施轨道控制；
推力方向的小推力系统，用于控制火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴方向的姿态，根据目标点火姿态和火星探测环绕器实时姿态，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到每个4小推力器的喷气脉宽，根据喷气脉宽控制每台小推力器进行工作，实施姿态控制；
非推力方向的小推力系统，用于控制火星探测环绕器本体坐标系X轴方向的姿态，根据火星探测环绕器的实时姿态与目标姿态的偏差，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到小推力器的喷气脉宽，根据喷气脉宽控制每台小推力器进行工作，实施姿态控制。
所述第二喷气模式的具体实现为：
按照小推力系统中4台小推力器的布局，根据目标点火姿态和火星探测环绕器实时姿态，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到实现火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态控制所需要的每台小推力器的喷气脉宽，作为每台小推力器所在位置的基准喷气脉宽；
大推力系统根据外部输入的点火时刻和点火时长，控制每台大推力器采用满喷气脉宽减去与该台大推力器位于同一坐标轴上坐标原点对侧小推力器所在位置的基准喷气脉宽所得到的喷气脉宽进行工作，实施姿态和轨道联合控制；小推力系统中的小推力器系统喷气输出为0，不参与姿态和轨道联合控制；
非推力方向的小推力系统，控制沿火星探测环绕器X轴方向姿态控制，根据火星探测环绕器的实时姿态与目标姿态的偏差，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到小推力器的喷气脉宽，根据喷气脉宽控制每台小推力器进行工作，实施沿火星探测环绕器X轴方向姿态控制。
所述第三喷气模式的具体实现为：
按照小推力系统4台小推力器的布局，根据目标点火姿态和火星探测环绕器实时姿态，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到实现火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态控制所需要的每台小推力器的喷气脉宽，作为每台小推力器所在位置的基准喷气脉宽；
小姿控推力系统，则根据外部输入的点火时刻和点火时长，控制每台小推力器采用满喷气脉宽减去与该台小推力器位于同一坐标轴上坐标原点对侧小推力器所在位置的基准喷气脉宽所得到的喷气脉宽进行工作，实施姿态和轨道联合控制；大推力系统中的小推力器系统喷气输出为0，不参与姿态和轨道联合控制；
非推力方向小推力系统，控制沿火星探测环绕器本体坐标系X轴的姿态，根据火星探测环绕器的实时姿态与目标姿态的偏差，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到小推力器的喷气脉宽，根据喷气脉宽控制每台非推力方向小推力系统中的小推力器进行工作，实施姿态控制。
在任一模式下执行步骤：
当陀螺诊断出沿火星探测环绕器本体坐标系X方向的姿态失稳，非推力方向的小推力器出现故障，控制非推力方向的小推力系统中的小推力器停止喷气，不切换喷气模式。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)、本发明提出了一种火星探测器推力器布局，配置了两套不同的推力器，实现轨控期间推力器选择的不同组合。
(2)、本发明在大推力器和小推力器组合布局的基础上，提出了三种推力器喷气模式，当大推力器或者小推力器出现故障时互相备份的推力器重构的方法，提高火星探测器的姿控和轨控的可靠性；
(3)、本发明利用加速度计对于轨控推力器进行诊断，当加速度计数据有效时，在一定控制周期内若加速度计数据小于理论加速的阈值，则认为轨控推力器故障，实现星上推力器的自主故障诊断；
(4)、本发明采用了利用陀螺对推力器进行诊断，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，则认为推力器故障，实现星上推力器的自主故障诊断。
附图说明
图1为本发明实施例推力器布局；
图2为本发明实施例轨控期间喷气模式之间的切换流程。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。
如图1所示，本发明提供了一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统的具体实施例，该实施例包括大推力系统、小推力系统、非推力方向小推力系统、备份大推力系统、备份小推力系统、备份非推力方向小推力系统；其中：
大推力系统包括4台大推力器，图中记为：A3、A5、A7、A9。这4台安装在垂直于火星探测环绕器本体系X轴的平面上，其中，两台安装在Z轴上且相对于Y轴对称安装，另外两台安装在Y轴且相对于Z轴对称安装，四台大推力器的推力方向均为火星探测环绕器本体系X轴正方向；备份大推力系统也包括4台大推力器，图中记为：B3、B5、B7、B9。与大推力系统的布局相同。用于当大推力系统出现故障时，替代大推力系统工作。
小推力系统包括4台小推力器，图中记为：A2、A4、A6、A8。与大推力系统布局相同，安装在垂直于火星探测环绕器本体系X轴的平面上，其中，两台安装在Z轴且相对于Y轴对称安装，另外两台安装在Y轴且相对于Z轴对称安装，四台小推力器的推力方向均为火星探测环绕器本体系X轴正方向；备份小推力系统也包括4台大推力器，图中记为：B2、B4、B6、B8。与小推力系统的布局相同。用于当小推力系统出现故障时，替代大推力系统工作。
非推力方向小推力系统包括2台小推力器，图中记为：A1、A2。两台小推力器相对于Y轴方向或者Z轴方向对称安装，两台小推力器的推力方向位于火星探测环绕器本体系YOZ平面上，与火星探测环绕器推力方向垂直，可以与Z轴或者Y轴呈一定夹角，如图所示，本发明的某一具体实施例中，两台小推力器推力线方向平行，与Z轴的夹角为27.5°。备份非推力方向小推力系统也包括2台大推力器，图中记为：B1、B2。与非推力方向小推力系统的布局相同。用于当小推力系统出现故障时，替代大推力系统工作。
小推力器最小推力能够抵消大推力器工作时的干扰力矩。
上述火星探测环绕器分离安全自主推力系统，能够工作在三种喷气模式下：
(1)第一喷气模式
火星探测器器器分离降轨和升轨的速度增量在几十米每秒的量级，第一喷气模式下，采用大推力系统对火星探测环绕器轨道控制；采用小推力系统对火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态进行控制；采用非推力方向小推力系统对火星探测环绕器本体坐标系X轴姿态进行控制。该喷气模式具体实现为：
大推力系统，根据外部输入的点火时刻和点火时长，控制4台大推力器同时采用满喷气模式进行工作，实施轨道控制；
推力方向的小推力系统，用于控制火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴方向的姿态，根据目标点火姿态和火星探测环绕器实时姿态，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到每个4小推力器的喷气脉宽，根据喷气脉宽控制每台小推力器进行工作，实施姿态控制；
非推力方向的小推力系统，用于控制火星探测环绕器本体坐标系X轴方向的姿态，，根据火星探测环绕器的实时姿态与目标姿态的偏差，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到小推力器的喷气脉宽，根据喷气脉宽控制每台小推力器进行工作，实施姿态控制。
(2)第二喷气模式
第一喷气模式下，当大推力器出现故障时，切换至第三喷气模式；当小推力器系统中的推力器出现故障时，切换至第二喷气模式：采用大推力系统对火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态进行控制；采用非推力方向小推力系统对火星探测环绕器本体坐标系X轴姿态进行控制。该喷气模式具体实现为：
按照小推力系统中4台小推力器的布局，根据目标点火姿态和火星探测环绕器实时姿态，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到实现火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态控制所需要的每台小推力器的喷气脉宽，作为每台小推力器所在位置的基准喷气脉宽；
大推力系统根据外部输入的点火时刻和点火时长，控制每台大推力器采用满喷气脉宽减去与该台大推力器位于同一坐标轴上坐标原点对侧小推力器所在位置的基准喷气脉宽所得到的喷气脉宽进行工作，实施姿态和轨道联合控制；小推力系统中的小推力器系统喷气输出为0，不参与姿态和轨道联合控制；
非推力方向的小推力系统，控制沿火星探测环绕器X轴方向姿态控制，根据火星探测环绕器的实时姿态与目标姿态的偏差，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到小推力器的喷气脉宽，根据喷气脉宽控制每台小推力器进行工作，实施沿火星探测环绕器X轴方向姿态控制。
(3)第三喷气模式
第一喷气模式下，当大推力器出现故障时，切换至第三喷气模式；当小推力器系统中的推力器出现故障时，切换至第三喷气模式：采用大推力系统对火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态进行控制；采用非推力方向小推力系统对火星探测环绕器本体坐标系X轴姿态进行控制。该喷气模式具体实现为：
按照小推力系统4台小推力器的布局，根据目标点火姿态和火星探测环绕器实时姿态，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到实现火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态控制所需要的每台小推力器的喷气脉宽，作为每台小推力器所在位置的基准喷气脉宽；
小姿控推力系统，则根据外部输入的点火时刻和点火时长，控制每台小推力器采用满喷气脉宽减去与该台小推力器位于同一坐标轴上坐标原点对侧小推力器所在位置的基准喷气脉宽所得到的喷气脉宽进行工作，实施姿态和轨道联合控制；大推力系统中的小推力器系统喷气输出为0，不参与姿态和轨道联合控制。
非推力方向小推力系统，控制沿火星探测环绕器本体坐标系X轴的姿态，根据火星探测环绕器的实时姿态与目标姿态的偏差，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到小推力器的喷气脉宽，根据喷气脉宽控制每台非推力方向小推力系统中的小推力器进行工作，实施姿态控制；
模式之间的切换条件如下：
正常状态下，上述系统默认采用第一喷气模式进行姿轨联合控制；
当小推力系统出现故障导致姿态失稳时，从第一喷气模式切换成第二喷气模式进行姿轨联合控制；
当大推力系统出现故障导致轨控失稳(加速度小于理论加速度的50～80％)时，从第一喷气模式切换成第三喷气模式进行姿轨联合控制。
为了实现自主控制，本发明利用加速度计组合诊断轨控推力器故障，利用陀螺诊断推力器故障；推力器出现故障后进行推力器切换，提高器器分离轨控的可靠性。
采用加速度计判断大推力系统是否出现故障，具体判断方法是：
加速度计数据有效时，连续一定时间内推力方向加速度计数据小于理论加速度的一定比值，则置大推力器故障标志；加速度计数据无效时，不进行轨控推力器故障诊断；一般情况下，所述一定比值为50％～80％。例如：
第一喷气模式中，若连续10个控制周期推力方向加速度计数据小于理论加速度的50％，则判断大推力器故障；
第二喷气模式中，若连续10个控制周期推力方向加速度计数据小于理论加速度的60％，则判断大推力器故障；
第三喷气模式中，若连续10个控制周期推力方向加速度计数据小于理论加速度的80％，则判断小推力器故障。
星上自主计算理论加速度a采用如下公式计算：
Figure BDA0002397461610000101
式中，F为进行轨道控制时的推力大小，m为星上质量
星上质量m采用如下公式计算：
Figure BDA0002397461610000102
其中m0为初始质量，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。
采用陀螺判断小推力器是否出现故障导致姿态失稳，具体判断方法是：
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沿X轴方向的角速度信息或者角度信息超过预设阈值(如连续10个控制周期角速度超过1°/s或角度超过8°)，则认为非推力方向系统中的小推力器故障；
如果在一定控制周期内若探测器沿Y轴或者Z轴方向的角速度信息或者角度信息超过预设阈值(如连续10个控制周期角速度超过1°/s或角度超过8°)，则认为小推力系统中的小推力器故障。
例如：
第一喷气模式中，若连续10个控制周期沿X推力方向的姿态超差，则非推力方向的小推力故障。若连续10个控制周期沿Y、Z轴非推力方向的姿态超差，则推力方向的小推力器故障。
第二喷气模式中，若连续10个控制周期沿推力方向的姿态超差，则非推力方向的小推力故障。若连续10个控制周期沿非推力方向的姿态超差，则大推力器故障。
第三喷气模式中，若连续10个控制周期沿推力方向的姿态超差，则非推力方向的小推力故障。若连续10个控制周期沿非推力方向的姿态超差，则推力方向的小推力器故障。
基于上述系统本发明提出了一种火星探测环绕器分离安全自主推力方法，其特征在于包括步骤：
(1)、默认情况下采用第一喷气模式进行轨道控制，第一喷气模式：采用大推力系统对火星探测环绕器轨道控制；采用小推力系统对火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态进行控制；
(2)、第一喷气模式下，当小推力器系统中的推力器出现故障时，切换至第二喷气模式：采用大推力系统对火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态进行控制；
(3)、第一喷气模式下，当大推力器出现故障时，切换至第三喷气模式：采用大推力系统对火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态进行控制。
上述三种喷气模式下，均采用非推力方向小推力系统对火星探测环绕器本体坐标系X轴姿态进行控制。
在上述任一模式下执行步骤：
当陀螺诊断出沿火星探测环绕器本体坐标系X方向的姿态失稳，非推力方向的小推力器出现故障，控制非推力方向的小推力系统中的小推力器停止喷气，不切换喷气模式。
本说明书中未进行详细描述部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (10)

1.一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统，其特征在于包括大推力系统、小推力系统、非推力方向小推力系统；其中：
大推力系统包括4台大推力器，安装在垂直于火星探测环绕器本体系X轴的平面上，其中，两台沿Z轴相对于Y轴对称安装，另外两台沿Y轴相对于Z轴对称安装，四台大推力器的推力方向均为火星探测环绕器本体系X轴正方向；
推力方向小推力系统包括4台小推力器，与大推力系统布局相同，安装在垂直于火星探测环绕器本体系X轴的平面上，其中，两台沿Z轴相对于Y轴对称安装，另外两台沿Y轴相对于Z轴对称安装，四台小推力器的推力方向均为火星探测环绕器本体系X轴正方向；
非推力方向小推力系统包括2台小推力器，两台小推力器相对于Y轴方向或者Z轴方向对称安装，两台小推力器的推力方向位于火星探测环绕器本体系YOZ平面上，与火星探测环绕器推力方向垂直；
小推力器最小推力能够抵消大推力器工作时的干扰力矩；
当推力方向小推力系统出现故障导致姿态失稳时，从第一喷气模式切换成第二喷气模式进行姿轨联合控制，所述第二喷气模式的具体实现为：
按照推力方向小推力系统中4台小推力器的布局，根据目标点火姿态和火星探测环绕器实时姿态，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到实现火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态控制所需要的每台小推力器的喷气脉宽，作为每台小推力器所在位置的基准喷气脉宽；
大推力系统根据外部输入的点火时刻和点火时长，控制每台大推力器采用满喷气脉宽减去与该台大推力器位于同一坐标轴上坐标原点对侧小推力器所在位置的基准喷气脉宽所得到的喷气脉宽进行工作，实施姿态和轨道联合控制；推力方向小推力系统中的小推力器系统喷气输出为0，不参与姿态和轨道联合控制；
非推力方向小推力系统，控制沿火星探测环绕器X轴方向姿态控制，根据火星探测环绕器的实时姿态与目标姿态的偏差，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到小推力器的喷气脉宽，根据喷气脉宽控制每台小推力器进行工作，实施沿火星探测环绕器X轴方向姿态控制；
当大推力系统出现故障导致姿态失稳时，从第一喷气模式切换成第三喷气模式进行姿轨联合控制，所述第三喷气模式的具体实现为：
按照推力方向小推力系统4台小推力器的布局，根据目标点火姿态和火星探测环绕器实时姿态，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到实现火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态控制所需要的每台小推力器的喷气脉宽，作为每台小推力器所在位置的基准喷气脉宽；
推力方向小推力系统，则根据外部输入的点火时刻和点火时长，控制每台小推力器采用满喷气脉宽减去与该台小推力器位于同一坐标轴上坐标原点对侧小推力器所在位置的基准喷气脉宽所得到的喷气脉宽进行工作，实施姿态和轨道联合控制；大推力系统中的大推力器系统喷气输出为0，不参与姿态和轨道联合控制；
非推力方向小推力系统，控制沿火星探测环绕器本体坐标系X轴的姿态，根据火星探测环绕器的实时姿态与目标姿态的偏差，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到小推力器的喷气脉宽，根据喷气脉宽控制每台非推力方向小推力系统中的小推力器进行工作，实施姿态控制。
2.根据权利要求1所述的一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统，其特征在于：默认采用第一喷气模式进行姿轨联合控制，所述第一喷气模式的具体实现为：
大推力系统，根据外部输入的点火时刻和点火时长，控制4台大推力器同时采用满喷气模式进行工作，实施轨道控制；
推力方向小推力系统，用于控制火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴方向的姿态，根据目标点火姿态和火星探测环绕器实时姿态，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到每个小推力器的喷气脉宽，根据喷气脉宽控制每台小推力器进行工作，实施姿态控制；
非推力方向小推力系统，用于控制火星探测环绕器本体坐标系X轴方向的姿态，根据火星探测环绕器的实时姿态与目标姿态的偏差，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到小推力器的喷气脉宽，根据喷气脉宽控制每台小推力器进行工作，实施姿态控制。
3.根据权利要求1所述的一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统，其特征在于采用加速度计判断大推力系统是否出现故障，具体判断方法是：
加速度计数据有效时，连续一定时间内推力方向加速度计数据小于理论加速度的一定比值，则置大推力器故障标志；加速度计数据无效时，不进行轨控推力器故障诊断。
4.根据权利要求3所述的一种火星探测环绕器安全自主推力系统，其特征在于所述一定比值为50％～80％。
5.根据权利要求1所述的一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统，其特征在于采用陀螺判断小推力器是否出现故障导致姿态失稳，具体判断方法是：
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沿X轴方向的角速度信息或者角度信息超过预设阈值，则认为非推力方向小推力系统中的小推力器故障；
如果在一定控制周期内若探测器沿Y轴或者Z轴方向的角速度信息或者角度信息超过预设阈值，则认为推力方向小推力系统中的小推力器故障。
6.根据权利要求1所述的一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统的自主推力方法，其特征在于包括步骤：
(1)、默认情况下采用第一喷气模式进行轨道控制，第一喷气模式：采用大推力系统对火星探测环绕器轨道控制；采用推力方向小推力系统对火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态进行控制；
(2)、第一喷气模式下，当小推力器系统中的推力器出现故障时，切换至第二喷气模式：采用大推力系统对火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态进行控制；
(3)、第一喷气模式下，当大推力器出现故障时，切换至第三喷气模式：采用推力方向小推力系统对火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态进行控制；
三种喷气模式下，均采用非推力方向小推力系统对火星探测环绕器本体坐标系X轴姿态进行控制。
7.根据权利要求6所述的一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统的自主推力方法，其特征在于所述第一喷气模式的具体实现为：
大推力系统，根据外部输入的点火时刻和点火时长，控制4台大推力器同时采用满喷气模式进行工作，实施轨道控制；
推力方向小推力系统，用于控制火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴方向的姿态，根据目标点火姿态和火星探测环绕器实时姿态，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到每个小推力器的喷气脉宽，根据喷气脉宽控制每台小推力器进行工作，实施姿态控制；
非推力方向小推力系统，用于控制火星探测环绕器本体坐标系X轴方向的姿态，根据火星探测环绕器的实时姿态与目标姿态的偏差，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到小推力器的喷气脉宽，根据喷气脉宽控制每台小推力器进行工作，实施姿态控制。
8.根据权利要求6所述的一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统的自主推力方法，其特征在于所述第二喷气模式的具体实现为：
按照推力方向小推力系统中4台小推力器的布局，根据目标点火姿态和火星探测环绕器实时姿态，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到实现火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态控制所需要的每台小推力器的喷气脉宽，作为每台小推力器所在位置的基准喷气脉宽；
大推力系统根据外部输入的点火时刻和点火时长，控制每台大推力器采用满喷气脉宽减去与该台大推力器位于同一坐标轴上坐标原点对侧小推力器所在位置的基准喷气脉宽所得到的喷气脉宽进行工作，实施姿态和轨道联合控制；推力方向小推力系统中的小推力器系统喷气输出为0，不参与姿态和轨道联合控制；
非推力方向小推力系统，控制沿火星探测环绕器X轴方向姿态控制，根据火星探测环绕器的实时姿态与目标姿态的偏差，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到小推力器的喷气脉宽，根据喷气脉宽控制每台小推力器进行工作，实施沿火星探测环绕器X轴方向姿态控制。
9.根据权利要求6所述的一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统的自主推力方法，其特征在于所述第三喷气模式的具体实现为：
按照推力方向小推力系统4台小推力器的布局，根据目标点火姿态和火星探测环绕器实时姿态，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到实现火星探测环绕器本体坐标系Y轴和Z轴姿态控制所需要的每台小推力器的喷气脉宽，作为每台小推力器所在位置的基准喷气脉宽；
推力方向小推力系统，则根据外部输入的点火时刻和点火时长，控制每台小推力器采用满喷气脉宽减去与该台小推力器位于同一坐标轴上坐标原点对侧小推力器所在位置的基准喷气脉宽所得到的喷气脉宽进行工作，实施姿态和轨道联合控制；大推力系统中的大推力器系统喷气输出为0，不参与姿态和轨道联合控制；
非推力方向小推力系统，控制沿火星探测环绕器本体坐标系X轴的姿态，根据火星探测环绕器的实时姿态与目标姿态的偏差，采用PID控制或者开关线控制方法，计算得到小推力器的喷气脉宽，根据喷气脉宽控制每台非推力方向小推力系统中的小推力器进行工作，实施姿态控制。
10.根据权利要求6～9任一项所述的一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统的自主推力方法，其特征在于在任一模式下执行步骤：
当陀螺诊断出沿火星探测环绕器本体坐标系X方向的姿态失稳，非推力方
向的小推力器出现故障，控制非推力方向的小推力系统中的小推力器停止喷气，
不切换喷气模式。
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