空间飞行器混合控制系统技术方案

空间飞行器控制系统中设有工作时使用同样的燃料单组元推进剂推进器和双组元推进剂推进器。所选用的燃料可以在单组元推进剂推进器中进行催化反应，也可以在双组元推进剂推进器中被分开供入的氧化剂氧化，生成从推进器排出并产生推力的热燃气。所载的燃料量大于与可用氧化剂反应所需的燃料量。在供给双组元推进剂推进器的氧化剂耗尽后，单组元推进剂推进器能继续工作。不存在不能使用的推进剂，并充分利用了双组元推进剂推进器的较高效率。（*该技术在2007年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及空间飞行器，更具体地说，涉及用于空间飞行器的控制系统。诸如卫星之类的空间飞行器，在其寿命期间，与推进和控制系统的类型有关。例如，由航天飞机发射的空间飞行器，由一组大推力的主发动机和助推器将整个航天飞机轨道飞行器送入地球低轨道。即将送入永久性或半永久性轨道的空间飞行器或卫星在轨道飞行器的有效载荷舱内被载入空间，随后又由若干台辅助火箭发动机将它从轨道飞行器发射到它自己的轨道。通讯卫星是一种重要的空间飞行器，它用作为被发射的信号的转发站。地面站把电视、电话、数据或其他信号发送到通讯卫星，随后通讯卫星又把这些信号放大或变换后转发到另一个地面站。地面站是整个系统的一个关键组成部分，而把卫星地面站的成本降到最低限度在商业上是十分重要的。尽可能降低卫星地面站的成本的一种途径是把通讯卫星置于与卫星地面站相对固定的某一空间位置，以使卫星地面站的发射和接收天线能保持固定不动并指向通讯卫星所在的空间位置，从而使地面站天线不需要那些用来连续地对准相对于地面站运动的卫星所需的跟踪电子设备和随动机构。虽然上述方法能把卫星地面站的成本降到最低程度，但是这却带来了对卫星控制系统要求的复杂性。存在唯一的一条能保持卫星位于所选定的地球上某一位置上空的卫星轨道。此轨道称为地球同步轨道，或称为对地静止轨道。在此轨道上，卫星以正确的高度和速度的组合进行运动，以便当在地球旋转时使卫星保持在与地面站相对固定的位置上。如果没有外力作用在卫星上，并使卫星趋于偏离地球同步轨道上其固定位置，那么卫星在地球上空似乎保持静止不动，同时可以采用固定的卫星地面站天线。例如，由太阳或月球的引力引起的外力就会使卫星偏离它与地球同步的固定位置。作用在卫星上非对称区的太阳风的力会引起卫星旋转，并指向与卫星起始所处的方向不同的方向。因此，即使卫星顺利地进入与地球相对静止的地球同步轨道，也必须在卫星上设置一套控制系统以补偿外力，并使卫星精确地保持在对准固定的卫星地面站天线的准确位置上。卫星由航天飞机或一次使用的火箭送入空间后，再由一台称为近地点发动机的推进器将卫星送入大偏率椭圆轨道。当此椭圆轨道与地球同步轨道所要求的高度相交时，另一台称为远地点发动机的推进器点火起动，使卫星进入圆形地球同步轨道。一旦卫星进入地球同步轨道，就可以用较小的推进器使卫星精确地位于所期望的轨道位置，并具有合适的方位。以上仅介绍了地球同步轨道上的一种通讯卫星的情况，然而，同样的原理也适用于低地球轨道、极轨道、倾斜轨道等轨道上其他类型的卫星。不管选择什么样的轨道，都必须在空间飞行器上设置控制其相对于所期望的轨道上的位置的姿态和轨道位置的装置，以修正相对于所期望位置的微小偏差。如上所述，必须精确保持地球同步轨道上通讯卫星的姿态和位置，以保证卫星与地面间的通讯联系不至中断。因而，空间飞行器应装有它自己的内装控制系统，包括那些能以各种模式推动空间飞行器的推进器。在此控制系统中，有两种，也可能三种，推进器的控制模式。这些推进器可以相对于地球或其他参考点来控制空间飞行器的姿态或方位。假如空间飞行器偏离轨道上它所期望的位置，那么这些推进器还可以在南北向或东西向改变空间飞行器的位置，这称为保持位置的机动动作。这种控制系统还可以提供推力，以把空间飞行器移动到地球上空略为不同的高度上的某一轨道上。在现行空间飞行器中，虽然在其上不同位置装有多台推进器，可以以不同的组合使它们起动工作，以达到所期望的控制运动，但是这些用以姿态控制和位置保持的推进器都是同一类型的。通常，姿态控制需要比较经常而暂短的推力脉冲，而南北向和东西向的位置保持及轨道变更则需要非经常性的、但却时间较长的推力脉冲。为进行空间飞行器姿态控制和位置保持，已研制出了两类液体推进剂推进器。在单组元推进剂推进器中，由诸如肼之类的燃料通过诸如铱之类的催化剂使燃料分解成热气态混合物，进而生成热燃气，然后再将燃气引入喷管以提供推力。在双组元推进剂推进器中，由诸如肼或比肼稍低能的一甲基肼之类的燃料与诸如四氧化二氮之类的氧化剂进行反应而生成热燃气，随后将燃气引入喷管以提供推力。从燃料的能量潜力和推进器设计方案的角度来考虑，由于单组元推进剂推进器非常简单，所以这类推进器最适用于那些小型、廉价的卫星。由于双组元推进剂推进器的效率较高，所以这类推进器最适用于较大卫星的控制，因而需要装载较多推进剂的场合。用于控制系统的专用推进器的选择取决于空间飞行器的具体用途。在空间飞行器上选用双组元推进剂推进器时，会产生一些问题。推进器用于姿态控制点火起动和东西向位置保持时，其效率比用于稳态点火起动时低，但是这类机动动作通常只耗费推进剂总量的很小部分，约10%的数量级。通常，燃料和氧化剂不会同时完全耗尽，总会留下一些不再可用的过量的某种推进剂。虽然残留的某种推进剂的量不会超过百分之几，但是，由于将任何载荷加速送入轨道的花费甚巨，所以即使如此少量的推进剂残留量也反映出一个重要问题。对于大型空间飞行器而言，此推进剂残留量可达几百磅。这些推进剂虽然被送入了轨道，但却不再可用。由于推进器起动方式和工作时间的多变，高度准确地预计推进剂消耗量的尝试还未成功。因此，通常总是会残留下一些不能使用的燃料或氧化剂。选用单组元推进剂推进器可以避免残留无用推进剂的问题，但是大多数这类推进器的效率较低。如果在空间飞行器上只装有单组元推进剂推进器，则势必携带更多的燃料，并且还出现了使必须送入空间的重要过重的问题。因此，产生了需要一种经改进的控制系统的要求，这种控制系统在完成必要的姿态控制和位置保持功能时既能同时有效地工作，又能充分耗尽所有的推进剂。这种控制系统必须有能力与其他空间飞行器竞争，而又不会产生影响空间飞行器的安全、发射准备或空间飞行器设计方案中根本不同的结构或流体的协调方面的新问题。本专利技术则能满足这一要求，并还有一些其他优点。本专利技术涉及空间飞行器的控制系统，该控制系统采用混合的单组元推进剂和双组元推进剂的途径，以提供姿态控制和位置保持所需的推力，还能提供远地点加速所需的推力。这种控制系统能使空间飞行器的效率得到显著改善，而对空间飞行器的工作程序无需作重大修改。根据本专利技术，空间飞行器控制系统包括一台采用燃料和氧化剂的双组元推进剂推进器;一台采用与所述双组元推进剂推进器所用的燃料相同的燃料的单组元推进剂推进器;一套向双组元推进剂推进器供应氧化剂的氧化剂供给系统;一套向双组元推进剂推进器和单组元推进器供应燃料的燃料供给系统，而燃料量应比与所有氧化剂反应所需的燃料量为多。燃料最好选用肼，氧化剂最好选用四氧化二氮。远地点发动机也可以是一种双组元推进剂推进器，工作时使用共同的燃料和氧化剂。单组元推进剂推进器起初最好用于需要较短推力脉冲的机动动作，它所需的推进剂只占推进剂总量的很小一部分，因此即使其性能较差也无关紧要。双组元推进剂推进器最好用于需要较长推力脉冲的机动动作，它所需的推进剂占推进剂总量的大部分。因为双组元推进剂推进器只需在稳态模式下工作，所以它可以按单一工作状态进行最优化设计，它必须比既能在稳态模式下工作、又能在脉冲模式下工作的常规推进器更为有效。空间飞行器上装载着过量的燃料，所以氧化剂首先被全部耗尽。当氧化剂耗尽无遗，则双组元推进剂推进器不再起作用。此后，即使单组元推进剂推进器的效率比双组元本文档来自技高网...

【技术保护点】
空间飞行器控制系统包括：用燃料和氧化剂工作的双组元推进剂推进器；用与上述双组元推进剂推进器所用燃料相同燃料工作的单组元推进剂推进器；与上述双组元推进剂推进器相连的氧化剂供给系统；和与上述双组元推进剂推进器和上述单组元推进剂推 进器相连的燃料供给系统，燃料量大于与所有氧化剂反应所需的燃料量。

【技术特征摘要】
US 1986-6-19 876059限制外，没有其他限制。权利要求1.空间飞行器控制系统包括用燃料和氧化剂工作的双组元推进剂推进器；用与上述双组元推进剂推进器所用燃料相同燃料工作的单组元推进剂推进器；与上述双组元推进剂推进器相连的氧化剂供给系统；和与上述双组元推进剂推进器和上述单组元推进剂推进器相连的燃料供给系统，燃料量大于与所有氧化剂反应所需的燃料量。2.权利要求1的控制系统中，其中燃料为肼。3.权利要求1的控制系统中，其中氧化剂为四氧化二氮。4.权利要求1的控制系统中，双组元推进剂推进器是一种用于位置保持的推进器。5.权利要求1的控制系统中，燃料量大于与所有氧化剂反应所需的燃料量加上所有氧化剂耗尽前所述单组元推进剂推进器中的燃料预计耗量。6.权利要求1的控制系统中，燃料量大于与所有氧化剂反应所需的燃料量的110%。7.权利要求1的控制系统中，双组元推进剂推进器是一种远地点发动机。8.权利要求1的控制系统中，至少设有两台单组元推进剂推进器，其一用于姿态控制和东西向位置保持的机动动作，另一...

【专利技术属性】
技术研发人员：埃里昂，M埃德蒙德，唐纳特利菲利浦A，
申请(专利权)人：休斯航空公司，
类型：发明
国别省市：US[美国]