CN115477022A - 航天器推力器故障应对方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航天器推力器故障应对方法，包括：通过三个阶段将小型地球静止轨道卫星从地球转移轨道转移至地球静止轨道；所述小型地球静止轨道卫星包括变轨化学推力器、姿控化学推力器及电推力器，其中，在小型地球静止轨道卫星转移的第二阶段，依据“先电推进、再变轨化学推力器、再姿控化学推力器”的故障应对策略启动故障应对方案，故障应对方案包括：当电推力器故障时，开启变轨化学推力器；当电推力器和变轨化学推力器均故障时，开启姿控化学推力器。

Description

航天器推力器故障应对方法

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种航天器推力器故障应对方法。

背景技术

国内外高轨通信卫星平台中超过50％均采用了混合推进系统，如洛克希德马丁公司的A2100平台、波音公司BSS-702MP/HP平台、泰雷兹的AlphaBus平台、中国东方红公司的DFH-4/DFH-5平台等，混合推进系统代表了国内外高轨通信卫星平台的主要推进技术路线。

国内外高轨通信卫星主要应用化学推进变轨、电推进位保，而当化学推进变轨出现故障时，可以牺牲寿命应用电推进完成变轨任务，如美国极高频卫星。国内外混合推进系统往往采用化学推进系统作为卫星变轨的主力，电推进系统进行在轨位置保持，不仅因化学推进比冲低而使得卫星规模巨大，且当化学推进系统出现故障时，虽然有可能采用电推进系统耗费较长时间接力完成变轨任务，但卫星在轨寿命的丧失和冗余配置的失效均直接代表了任务的失败。

如何使小型高轨卫星公用平台在变轨、位保、卸载等方面均拥有极高的冗余能力和可靠性是急需解决的问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航天器推力器故障应对方法，以解决现有的小型高轨卫星公用平台在变轨、位保、卸载的冗余能力和可靠性低的问题。

为解决上述技术问题，本发明提供一种航天器推力器故障应对方法，包括：

通过三个阶段将小型地球静止轨道卫星从地球转移轨道转移至地球静止轨通过三个阶段将小型地球静止轨道卫星从地球转移轨道转移至地球静止轨道；

所述小型地球静止轨道卫星包括变轨化学推力器、姿控化学推力器及电推力器，其中，在小型地球静止轨道卫星转移的第二阶段，依据“先电推进、再变轨化学推力器、再姿控化学推力器”的故障应对策略启动故障应对方案，故障应对方案包括：

当电推力器故障时，开启变轨化学推力器；

当电推力器和变轨化学推力器均故障时，开启姿控化学推力器。

可选的，在所述的航天器推力器故障应对方法中，还包括：

在第一阶段，变轨化学推力器点火，以快速提升轨道近地点高度至第一高度以上，且国内测控弧段不小于阈值测控弧段为控制目标执行变轨；

在第二阶段，电推力器以所述轨道近地点高度调整至第二高度的同时，轨道倾角调整至阈值倾角、轨道偏心率调整至阈值偏心率为控制目标执行变轨；

在第三阶段，姿控化学推力器点火，以进入目标轨位精度范围内为目标执行定点捕获。

可选的，在所述的航天器推力器故障应对方法中，

小型地球静止轨道卫星包括组成容置空间的+X侧板、所述-X侧板、所述+Y侧板、所述-Y侧板及所述底板；

1个变轨化学推力器与2个姿控化学推力器组成一组化学推力器组，于+X侧与-X侧的底板舱外侧表面分别布置一组化学推力器组；

2个电推力器并排布置于+Y侧的底板舱外侧表面，2个电推力器并排布置于-Y侧的底板舱外侧表面，2个对角分布的电推力器组成一组电推力器组。

可选的，在所述的航天器推力器故障应对方法中，在所述第二阶段内还执行：

在所述电推力器执行变轨前，执行第一次测定轨，以获得第二阶段初始轨道精轨根数、卫星总质量及质心，根据所述第一次测定轨的结果设置所述电推力器状态；

所述第二阶段的控制目标达成后，关闭所述电推力器；

当所述电推力器进入近地点前1.5小时时，所述电推力器自动关机，所述小型地球静止轨道卫星由所述电推力器点火时的变轨对日模式自动转换至对地保持模式；

当所述电推力器进入近地点后1.5小时时，所述小型地球静止轨道卫星由对地保持模式自动转换至所述电推力器点火时的变轨对日模式，所述电推力器自动开机点火变轨。

可选的，在所述的航天器推力器故障应对方法中，在第二阶段中包括，步骤一：

若一组电推力器组中的一个或两个电推力器发生故障，则该电推力器组存在故障；

首先默认开启第一电推力器进行变轨任务；

当第一电推力器组存在故障时，切换第二电推力器组点火，并根据测定轨修改并上注变轨策略，以继续进行变轨任务；

当第一电推力器组和第二电推力器均存在故障时，关闭所有电推力器，同时开启2个变轨化学推力器。

可选的，在所述的航天器推力器故障应对方法中，在第二阶段中的步骤一还包括：

在2个变轨化学推力器工作前，地面通过测定轨和化学推进变轨特点调整变轨控制策略，计算2个变轨化学推力器的点火时刻和时长，以优化可测控弧段；

在可测控弧段测定轨、计算、上注和进行变轨化学推力器点火，以提高点火变轨可靠性和故障处理效能。

可选的，在所述的航天器推力器故障应对方法中，在第二阶段中包括，步骤二：

当1个或2个变轨化学推力器故障时，关闭所有变轨化学推力器，开启所有姿控化学推力器；

地面根据当前测定轨轨道计算4台姿控化学推力器的联合点火的时刻和时长，以保证在可测控弧段测定轨、计算、上注和进行姿控化学推力器点火，提高点火变轨可靠性和故障处理效能。

可选的，在所述的航天器推力器故障应对方法中，在第二阶段中包括，步骤三：

当某个姿控化学推力器故障时，关闭该姿控化学推力器以及与其对角线设置的姿控化学推力器；

地面根据当前测定轨轨道计算另外2台姿控化学推力器联合点火的时刻和时长，计算变轨控制策略，结合漂星以保证每次点火均在可测控弧段内，且在国内可测控弧段外存在中继应急处理的能力。

可选的，在所述的航天器推力器故障应对方法中，在第二阶段中包括，步骤四：

当仅有2台姿控化学推力器，且其中一个姿控化学推力器故障时，关闭所有姿控化学推力器，星上自主进入对地稳定姿态保持，地面研判故障实施策略及软件重构。

本发明还提供一种航天器推力器故障应对系统，包括：

推力系统，被配置为通过三个阶段将小型地球静止轨道卫星从地球转移轨道转移至地球静止轨道，其中：

所述推力系统包括变轨化学推力器、姿控化学推力器及电推力器；

故障模式应对策略模块，被配置为执行以下动作：

当电推力器故障时，开启变轨化学推力器；

当变轨化学推力器故障时，开启电推力器；以及

当电推力器和变轨化学推力器均故障时，开启姿控化学推力器。

在本发明提供的航天器推力器故障应对方法中，通过当电推力器故障时，开启变轨化学推力器，当变轨化学推力器故障时，开启电推力器，以及当电推力器和变轨化学推力器均故障时，开启姿控化学推力器，提供了一种小型高轨卫星变轨过程推力器故障模式应对策略，有策略冗余度高、运行逻辑清晰、实施安全可靠等特点，使小型高轨卫星在变轨过程中推力器故障情况下拥有极高的可行性和可靠性，适应小型高轨卫星公用平台的混合推进系统设计，保障了小型高轨卫星推力器故障模式下继续变轨任务的实现。

附图说明

图1是本发明一实施例航天器推力器故障应对方法流程示意图；

图2是本发明一实施例小型高轨卫星推力器组成与布局示意图。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明提出的航天器推力器故障应对方法作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。

另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。

本发明的核心思想在于提供一种航天器推力器故障应对方法，以解决现有的小型高轨卫星公用平台在变轨、位保、卸载的冗余能力和可靠性低的问题。

为实现上述思想，本发明提供了一种航天器推力器故障应对方法，包括：推力系统，被配置为通过三个阶段将小型地球静止轨道卫星从地球转移轨道转移至地球静止轨道，其中：所述推力系统包括变轨化学推力器、姿控化学推力器及电推力器；故障模式应对策略模块，被配置为执行以下动作：当电推力器故障时，开启变轨化学推力器；当变轨化学推力器故障时，开启电推力器；以及当电推力器和变轨化学推力器均故障时，开启姿控化学推力器。

本发明公开小型高轨卫星变轨过程推力器故障模式应对策略，如图1 所示，其利用小型高轨卫星在变轨时电推力器、变轨化学推力器、姿控化学推力器互为备份的设计，在任一推力器出现故障时刻依据“先电推进，再变轨化学推力器，再姿控化学推力器”的故障应对策略启动故障应对方案。

本发明公开小型高轨卫星变轨过程推力器故障模式应对策略还包括：通过三个阶段将小型地球静止轨道卫星从地球转移轨道转移至地球静止轨道，具体包括：在第一阶段，变轨化学推力器点火，以快速提升轨道近地点高度至第一高度以上，且国内测控弧段不小于阈值测控弧段为控制目标执行变轨；在第二阶段，电推力器以所述轨道近地点高度调整至第二高度的同时，轨道倾角调整至阈值倾角、轨道偏心率调整至阈值偏心率为控制目标执行变轨；在第三阶段，姿控化学推力器点火，以进入目标轨位精度范围内为目标执行定点捕获。以电推进变轨为主，分层两级备份的化学推进系统实施变轨为辅，属于国内外首次，使小型高轨卫星公用平台在变轨、位保、卸载等方面均拥有极高的冗余能力和可靠性，适应小型高轨卫星公用平台的混合推进系统设计，为小型高轨卫星公用平台解决了柔性化配置、高性价比与高可靠性兼顾的难题。

如图2所示，小型地球静止轨道卫星包括平台舱主承力结构，被配置为提供容置空间，其中所述平台舱主承力结构包括星箭连接环；多个贮箱，被布置于所述容置空间中，且直接落载于所述星箭连接环上；气路组件，在所述容置空间中被布置为使得所述气路组件的载荷通过所述平台舱主承力结构传递至所述星箭连接环上。所述平台舱主承力结构还包括主承力桁架组件、+X侧板、-X侧板、+Y侧板、-Y侧板及底板，其中：所述+X侧板、所述-X侧板、所述+Y侧板、所述-Y侧板及所述底板组成所述容置空间；所述主承力桁架组件位于所述容置空间内，且将所述容置空间分为多个区域；所述主承力桁架组件支撑所述+X侧板、所述-X侧板、所述+Y侧板、所述-Y侧板及所述底板，并将所述+X侧板、所述-X侧板、所述+Y侧板、所述-Y侧板的载荷传递至所述底板上；所述贮箱及所述气路组件的轴线均垂直于所述底板。所述星箭连接环与所述底板一体化成型，星箭连接环的舱内部分与底板的舱内侧表面齐平，星箭连接环的舱外部分突出于底板的舱外侧表面，并与运载连接。1套变轨化学推力器与2套姿控化学推力器组成一组，于+X侧与-X侧的底板舱外侧表面分别布置一组；2套电推力器并排布置组成一组，于+Y侧与-Y侧的底板舱外侧表面分别布置一组。

如图1、2所示，本发明所提供的小型高轨卫星变轨过程推力器故障模式应对策略，小型高轨卫星使用300mN电推力器作为变轨任务的默认模式，且以布局于对角线的两个电推力器组成一组进行变轨任务，两组电推力器互为备份。当电推力器1(1)或电推力器3(3)存在故障时，切换成电推力器2(2)和电推力器4(4)的组合，并根据测定轨修改并上注变轨策略，继续实施变轨任务；当电推力器2(2)或电推力器4(4)发生故障时，关闭电推力器，开变轨化学推力器1(5)和变轨化学推力器2(6),变轨化学推力器均选择同批次的150N双组元化学推力器。

本发明所提供的小型高轨卫星变轨过程推力器故障模式应对策略，在变轨化学推力器1(5)和变轨化学推力器2(6)工作前，地面通过测定轨和化学推进变轨特点调整变轨控制策略，设计点火时刻和时长以优化可测控弧段，在测控弧段测定轨、计算、上注和实施变轨化学推力器点火，提高点火变轨可靠性和故障处理效能。

本发明所提供的小型高轨卫星变轨过程推力器故障模式应对策略，当变轨化学推力器1(5)或变轨化学推力器2(6)故障时，关闭两个变轨化学推力器，开启所有姿控化学推力器，地面根据当前测定轨轨道计算4台 10N姿控化学推力器联合点火的时刻和时长，尽量保证在测控弧段测定轨、计算、上注和实施变轨化学推力器点火，提高点火变轨可靠性和故障处理效能。

本发明所提供的小型高轨卫星变轨过程推力器故障模式应对策略，当姿控化学推力器1(7)或姿控化学推力器4(10)故障时，关姿控化学推力器1(7)和姿控化学推力器4(10)，地面根据当前测定轨轨道计算2台姿控化学推力器联合点火的时刻和时长，设计变轨控制策略，结合漂星尽量保证每次点火均在测控弧段内，且在国内测控弧段外存在中继应急处理的能力。

本发明所提供的小型高轨卫星变轨过程推力器故障模式应对策略，当姿控化学推力器2(8)或姿控化学推力器3(9)故障时，关姿控化学推力器2(8)或姿控化学推力器3(9)，星上自主进入对地稳定姿态保持，地面研判故障实施策略(含软件重构)。

电推力器1、3和2、4优先级和位置的可以调换，其优先级相等。上述步骤的背景是“电推进变轨过程”，且有电推力器、变轨化学推力器、姿控化学推力器互为备份的设计前提，当出现故障时(此时应是电推力器故障，因为在用电推变轨)，依据“先电推进，再变轨化学推力器，再姿控化学推力器”的故障应对策略启动故障应对方案。即：电推故障，先在有冗余备份的电推力器内部寻找解决方案；电推无法解决的情况下，优先开启化学变轨推力器，化学变轨推力器的推力大(150N)，变轨效率高，是电推变轨的主要备份手段。如果电推力器、化学变轨推力器都故障了，只能启动化学姿态推力器了，这是最后的手段，变轨效率较低，需要长时间才能达到变轨目的。因此，本发明策略冗余度高、运行逻辑清晰，且实施安全可靠。若在第一阶段化学变轨推力器出现故障，则优先使用电推力器备份。

本发明提供的小型高轨卫星变轨过程推力器故障模式应对策略，具有以下优点：

(1)具有策略冗余度高、运行逻辑清晰、实施安全可靠等优点。

(2)使小型高轨卫星在变轨过程中推力器故障情况下拥有极高的可行性和可靠性，适应小型高轨卫星公用平台的混合推进系统设计，保障了小型高轨卫星推力器故障模式下继续变轨任务的实现。

在本发明的一个实施例中，在所述的小型地球静止轨道卫星轨道转移方法中，所述第一高度为8000Km，所述第二高度为35786Km，所述阈值测控弧段为3小时，所述阈值倾角为0度，所述阈值偏心率为0度。

在本发明的一个实施例中，在所述第一阶段内还执行：所述变轨化学推力器在120小时内将小型地球静止轨道卫星的轨道近地点高度提升至第一高度以上；所述小型地球静止轨道卫星的轨道近地点高度提升至第一高度后，关闭所述变轨化学推力器。

在本发明的一个实施例中，在所述第二阶段内还执行：在所述电推力器执行变轨前，执行第一次测定轨，以获得第二阶段初始轨道精轨根数、卫星总质量及质心，根据所述第一次测定轨的结果设置所述电推力器状态；所述第二阶段的控制目标达成后，关闭所述电推力器。

在本发明的一个实施例中，在所述第二阶段内还执行：当所述电推力器进入近地点前1.5小时时，所述电推力器自动关机，所述小型地球静止轨道卫星由所述电推力器点火时的变轨对日模式自动转换至对地保持模式；当所述电推力器进入近地点后1.5小时时，所述小型地球静止轨道卫星由对地保持模式自动转换至所述电推力器点火时的变轨对日模式，所述电推力器自动开机点火变轨。

在本发明的一个实施例中，在所述第三阶段内还执行：所述姿控化学推力器点火前，执行第二次测定轨，以获得第三阶段初始轨道精轨根数、卫星总质量及质心，根据所述第二次测定轨的结果设置所述姿控化学推力器状态；进入目标轨位精度范围内之后，关闭所述姿控化学推力器且切断变轨化学推力器工质流以保证定点后推进系统安全。

在本发明的一个实施例中，还包括：所述变轨化学推力器出现故障时，所述姿控化学推力器和/或所述电推力器作为备份；所述电推力器出现故障时，所述姿控化学推力器和/或所述变轨化学推力器作为备份；所述姿控化学推力器出现故障时，所述变轨化学推力器和/或所述电推力器作为备份。

在本发明的一个实施例中，所述小型地球静止轨道卫星的发射质量 2300Kg，运载发射所述小型地球静止轨道卫星至超地球同步轨道，所述超地球同步轨道的远地点高度为48000Km，所述超地球同步轨道的倾角为 28.5度；所述小型地球静止轨道卫星的发射点为东经101度±0.05度。

在本发明的一个实施例中，所述变轨化学推力器的额定推力为150N，数量为2台；所述电推力器的额定推力为300mN，数量为4台，2个电推力器并排布置组成一组电推力组，两组电推力组呈对角线分布；所述姿控化学推力器的额定推力为10N，数量为4台，1个变轨化学推力器与2个姿控化学推力器组成一组化学推力组，两组化学推力组呈对角线分布。

本实施例还提供一种航天器推力器故障应对系统，包括：推力系统，被配置为通过三个阶段将小型地球静止轨道卫星从地球转移轨道转移至地球静止轨道，其中：所述推力系统包括变轨化学推力器、姿控化学推力器及电推力器；故障模式应对策略模块，被配置为执行以下动作：当电推力器故障时，开启变轨化学推力器；当变轨化学推力器故障时，开启电推力器；以及当电推力器和变轨化学推力器均故障时，开启姿控化学推力器。

综上，上述实施例对航天器推力器故障应对方法的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。

Claims (10)

1.一种航天器推力器故障应对方法，其特征在于，包括：

通过三个阶段将小型地球静止轨道卫星从地球转移轨道转移至地球静止轨道；

所述小型地球静止轨道卫星包括变轨化学推力器、姿控化学推力器及电推力器，其中，在小型地球静止轨道卫星转移的第二阶段，依据“先电推进、再变轨化学推力器、再姿控化学推力器”的故障应对策略启动故障应对方案，故障应对方案包括：

当电推力器故障时，开启变轨化学推力器；

当电推力器和变轨化学推力器均故障时，开启姿控化学推力器。

2.如权利要求1所述的航天器推力器故障应对方法，其特征在于，还包括：

在第一阶段，变轨化学推力器点火，以快速提升轨道近地点高度至第一高度以上，且国内测控弧段不小于阈值测控弧段为控制目标执行变轨；

在第二阶段，电推力器以所述轨道近地点高度调整至第二高度的同时，轨道倾角调整至阈值倾角、轨道偏心率调整至阈值偏心率为控制目标执行变轨；

在第三阶段，姿控化学推力器点火，以进入目标轨位精度范围内为目标执行定点捕获。

3.如权利要求2所述的航天器推力器故障应对方法，其特征在于，

小型地球静止轨道卫星包括组成容置空间的+X侧板、所述-X侧板、所述+Y侧板、所述-Y侧板及所述底板；

1个变轨化学推力器与2个姿控化学推力器组成一组化学推力器组，于+X侧与-X侧的底板舱外侧表面分别布置一组化学推力器组；

2个电推力器并排布置于+Y侧的底板舱外侧表面，2个电推力器并排布置于-Y侧的底板舱外侧表面，2个对角分布的电推力器组成一组电推力器组。

4.如权利要求3所述的航天器推力器故障应对方法，其特征在于，在所述第二阶段内还执行：

在所述电推力器执行变轨前，执行第一次测定轨，以获得第二阶段初始轨道精轨根数、卫星总质量及质心，根据所述第一次测定轨的结果设置所述电推力器状态；

所述第二阶段的控制目标达成后，关闭所述电推力器；

当所述电推力器进入近地点前1.5小时时，所述电推力器自动关机，所述小型地球静止轨道卫星由所述电推力器点火时的变轨对日模式自动转换至对地保持模式；

当所述电推力器进入近地点后1.5小时时，所述小型地球静止轨道卫星由对地保持模式自动转换至所述电推力器点火时的变轨对日模式，所述电推力器自动开机点火变轨。

5.如权利要求4所述的航天器推力器故障应对方法，其特征在于，在第二阶段中包括，步骤一：

若一组电推力器组中的一个或两个电推力器发生故障，则该电推力器组存在故障；

首先默认开启第一电推力器进行变轨任务；

当第一电推力器组存在故障时，切换第二电推力器组点火，并根据测定轨修改并上注变轨策略，以继续进行变轨任务；

当第一电推力器组和第二电推力器均存在故障时，关闭所有电推力器，同时开启2个变轨化学推力器。

6.如权利要求5所述的航天器推力器故障应对方法，其特征在于，在第二阶段中的步骤一还包括：

在2个变轨化学推力器工作前，地面通过测定轨和化学推进变轨特点调整变轨控制策略，计算2个变轨化学推力器的点火时刻和时长，以优化可测控弧段；

在可测控弧段测定轨、计算、上注和进行变轨化学推力器点火，以提高点火变轨可靠性和故障处理效能。

7.如权利要求6所述的航天器推力器故障应对方法，其特征在于，在第二阶段中包括，步骤二：

当1个或2个变轨化学推力器故障时，关闭所有变轨化学推力器，开启所有姿控化学推力器；

地面根据当前测定轨轨道计算4台姿控化学推力器的联合点火的时刻和时长，以保证在可测控弧段测定轨、计算、上注和进行姿控化学推力器点火，提高点火变轨可靠性和故障处理效能。

8.如权利要求7所述的航天器推力器故障应对方法，其特征在于，在第二阶段中包括，步骤三：

当某个姿控化学推力器故障时，关闭该姿控化学推力器以及与其对角线设置的姿控化学推力器；

地面根据当前测定轨轨道计算另外2台姿控化学推力器联合点火的时刻和时长，计算变轨控制策略，结合漂星以保证每次点火均在可测控弧段内，且在国内可测控弧段外存在中继应急处理的能力。

9.如权利要求8所述的航天器推力器故障应对方法，其特征在于，在第二阶段中包括，步骤四：

当仅有2台姿控化学推力器，且其中一个姿控化学推力器故障时，关闭所有姿控化学推力器，星上自主进入对地稳定姿态保持，地面研判故障实施策略及软件重构。

10.一种航天器推力器故障应对系统，其特征在于，包括：

推力系统，被配置为通过三个阶段将小型地球静止轨道卫星从地球转移轨道转移至地球静止轨道，其中：

所述推力系统包括变轨化学推力器、姿控化学推力器及电推力器；

故障模式应对策略模块，被配置为执行以下动作：

当电推力器故障时，开启变轨化学推力器；

当变轨化学推力器故障时，开启电推力器；以及

当电推力器和变轨化学推力器均故障时，开启姿控化学推力器。

Images