自增压液化气推进系统的关机控制方法技术方案

本发明专利技术揭示一种自增压液化气推进系统的关机控制方法，包括温度-时间关 机控制方式：获取得到冲量系数；贮箱表面安装有温度传感器，星上处理器按照 设定周期判断贮箱实际温度是否超出预定温度范围，根据判断结果控制缠绕在贮 箱表面的加热带的自主工作；贮箱温度得到准确自主控制，冲量系数已计算获得， 反查冲量系数计算表得到开机时长；将轨控指令中开机时长参数设置按照上述得 到的计算结果，卫星入境时，地面上传变轨参数包；卫星接收后，按照参数包中 开机时长关机，实现关机控制。本发明专利技术通过温度-时间和压强-速度二种关机控制 方式，解决了新型自增压液化气推进系统准确实施开关机的关键问题。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于宇航推进理论与工程研究领域，涉及一种关机控制方法，尤其涉及一种。
技术介绍
航天领域的发展趋势要求未来航天器必须具有较强姿态、轨道机动能力和较高安全性，新型自增压液化气推进系统隶属于冷气推进，具有简单、可靠、安全性高等优点，备受航天领域关注，在未来航天器，特别是微小卫星平台上将具有广泛应用前景。开关机控制方法是新型自增压液化气推进系统应用于实际航天工程的核心技术，它的主要任务是以预定控制策略及推进系统状态为输入，准确控制推进系统开关机时刻，保证航天任务期间，推进系统能够按控制策略提供预定速度增量，为航天任务的圆满成功提供重要保障。推进系统开关机控制是否准确将直接影响姿态及轨道控制精度，影响航天任务的成败，进而影响新型自增压液化气推进系统的实际工程应用，成为新型自增压液化气推进系统领域研究的焦点问题。我国在自增压液化气推进
的研究起步较晚，鲜见在航天器上的应用实例，与国际先进水平存在较大差距。为了加快航天新技术发展、跟踪世界航天先进水平，2005年4月，我国正式将微小伴随卫星试验列为神舟七号任务的应用试验项目，并确定在伴星上安装自增压液氨推进系统实施轨道接近及伴随飞行；本专利技术来源于神舟七号任务。本专利技术是在"SZ-7"伴星轨道接近及绕飞试验获得圆满成功的基础上取得的，其设计完成的针对新型自增压液化气推进系统的控制方法有效保证了轨道控制精度，确保绕飞试验任务圆满成功，此项技术填补了国内新型自增压液化气推进系统在航天器轨道控制领域应用的空白。国内目前尚未有采用新型液化气推进系统成功实施轨道控制的航天器，国外仅有德国的Inspector卫星采用同类推进系统，但在公开发表的文献中未见对其关机方式的报道。国内外推进系统的传统关机方式是速度关机控制，但它与本专利技术提出的"压强-速度"关机控制方式实现方法完全不同。传统的方式是通过在航天器上安装加速度计对轨控过程中加速度进行测量，并对其进行积分获得速度变化，与地面给出的预定变轨速度进行比对，实施关机。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是提供一种，创新性设计了 "温度-时间"和"压强-速度"二种关机控制方式，解决了新型自增压液化气推进系统准确实施开关机的关键问题。为解决上述技术问题，本专利技术采用如下技术方案一种，所述自增压液化气推进系统作为卫星的推进系统；该方法包括如下步骤Al、飞行任务开始前，通过推进系统地面试车，获得推进系统沖量系数计算表；该计算表以贮箱温度、开机时长为输入，以冲量系数为输出；A2、实际任务期间，获取得到冲量系数J*P* = wAv";其中，卫星质量m已知，预定变轨速度Av由地面指控中心给出，标定系数t通过在轨标定获得；A3、贮箱表面安装有温度传感器，对贮箱内的推进剂温度进行测量；地面控制中心通过遥控方式对贮箱工作温度范围进行设置；A4、星上处理器按照设定周期判断贮箱实际温度是否超出预定温度范围，根据判断结果控制缠绕在贮箱表面的加热带的自主工作；A5、贮箱温度得到准确自主控制，冲量系数已计算获得，反查冲量系数计算表得到开机时长；A6、将轨控指令中开机时长参数设置按照步骤A5得到的计算结果，卫星入境时，地面上传变轨参数包；卫星接收后，按照参数包中开机时长关机，实现关机控制。作为本专利技术的一种优选方案，所述方法还包括根据压强-速度来控制关机的步骤Bl、飞行任务期间，实施轨控前，地面控制中心根据测轨数据计算得到变轨5速度，相应设置轨控指令中速度增量v,并通过地面测控系统将轨控指令注入卫星；B2、实施轨控过程中，通过压力传感器测量贮箱压强P;B3、地面通过在轨标定确定推力系数、卫星接收到地面发送轨控指令后，获取推进系统在每个软件周期A7内产生的速度增量Av :B4、从轨控开机后，星上处理器对计算得到的速度增量进行累加；B5 、每个软件周期，星上处理器将速度增量累加结果与地面轨控指令中的"速度增量，，v进行比较；如^累加结果大于等于轨控指令中的速度增量v,则控制推进系统执行关机。作为本专利技术的一种优选方案，步骤B2、步骤B3之间还包括星上处理器每软件周期对压传信息进行采集并对采集信息有效性进行判断，剔除野值。作为本专利技术的一种优选方案，步骤A3中，贮箱温控采用星上自主闭环控制方式实现。作为本专利技术的一种优选方案，步骤A4中，所述星上处理器每个软件周期判断贮箱实际温度是否超出预定温度范围。作为本专利技术的一种优选方案，步骤A4中，所述星上处理器采用10取7方式采纳判断结果。作为本专利技术的一种优选方案，步骤A4中，对贮箱温度实现自主高精度闭环控制。本专利技术的有益效果在于考虑到^^天任务安全性要求高的特点，本专利技术还创新性地提出"温度-时间，，关机控制方式，以推进系统高空试车结果为勤出，实现推进系统的准确关机。同时，本专利技术还提出"压强-速度"关机控制方式，充分考虑到小卫星"体积小、重量轻、简单可靠"的设计要求，创新性实现无需在推进系统上安装加速度计，仅依据新型自增压液化气推进系统的物理特性实现准确关机。"温度-时间"与"压互为备份，在SZ-7任务中得到成功应用，其性能指标达到并超过国内外同类卫星水平，有效提高系统工作的可靠性与安全性。附图说明图1为自增压液化气推进系统的控制原理图。图2为利用温度时间进行关机控制方法的流程图。图3为利用压强速度进行关机控制方法的流程图。图4为轨控指令示意图。具体实施例方式下面结合附图详细说明本专利技术的优选实施例。实施例一本专利技术揭示的关机控制方法所利用的系统的组成请参阅图1,其采用天地闭环控制方式。地面根据测轨数据计算轨控策略，继而再根据轨控策略制定相应轨控指令，卫星入境，将轨控指令注入给卫星。星上按照轨控指令协调各功能模块工作，包括完成上注变轨指令的接收、控制推进系统按预定策略执行开关机、控制变轨姿态指向和姿态稳定度、控制贮箱温度环境等，其中推进系统开关机的准确控制是关键问题。针对新型自增压液化气推进系统，本实施例中，关机控制方法可采用"温度-时间"及"压强-速度"二种关机控制方式，实际工程应用时，地面可通过对轨控指令中相应参数进行设置灵活选择推进系统关机控制方式。轨控指令包括注入变轨次数+注入点参数列表，如图4所示。温度-时间控制如选择"温度-时间"关机控制方式，则将图4中轨控指令的"开机时长，，参数设置为地面控制中心计算得到的开机时长，将轨控指令的"速度增量"参数设置为指令允许最大值。"温度-时间"关机控制方式的基本原理如下7(1 )飞行任务开始前，由地面试车获得推进系统冲量系数()计算表， 表中给出不同温度，不同开机时长，对应的冲量系数。(2) 飞行任务期间，地面控制中心给出变轨速度、在轨标定推力系数、 卫星质量w已知，以附，v及A为输入，可计算出沖量系数^^，星上对推进系 统贮箱进行自主热控，因此贮箱温度可预知，以贮箱温度、冲量系数为输入反查 冲量系数计算表，即可确定开机时长。(3) 地面控制中心实施轨控前，根据计算得到的开机时长，相应设置轨控 指令中"开机时长"，并通过地面测控系统将轨控指令注入卫星，星上软件自主 按照轨控指令中"开机时长"控制推进系统完成开关机。具体步骤请参阅图2，本专利技术利用温度-时间进行关机控制方法包括如下步骤Al、飞行任务开始前，通过推进系统地面试车，获得推进系统冲量系数计算 表；该计算表以贮箱本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种自增压液化气推进系统的关机控制方法，所述自增压液化气推进系统作为卫星的推进系统；其特征在于，该方法包括如下步骤：　Ａ１、飞行任务开始前，通过推进系统地面试车，获得推进系统冲量系数计算表；该计算表以贮箱温度、开机时长为输入，以冲量系 数为输出；　Ａ２、实际任务期间，获取得到冲量系数：∫ｐｄｔ＝ｍΔｖ／ｋ；其中，卫星质量ｍ已知，预定变轨速度Δｖ由地面指控中心给出，标定系数ｋ通过在轨标定获得；　Ａ３、贮箱表面安装有温度传感器，对贮箱内的推进剂温度进行测量；地面控 制中心通过遥控方式对贮箱工作温度范围进行设置；　Ａ４、星上处理器按照设定周期判断贮箱实际温度是否超出预定温度范围，根据判断结果控制缠绕在贮箱表面的加热带的自主工作；　Ａ５、贮箱温度得到准确自主控制，冲量系数已计算获得，反查冲量系 数计算表得到开机时长；　Ａ６、将轨控指令中开机时长参数设置按照步骤Ａ５得到的计算结果，卫星入境时，地面上传变轨参数包；卫星接收后，按照参数包中开机时长关机，实现关机控制。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：余勇，陈宏宇，朱振才，张锐，魏青，徐文明，左霖，郭尚群，赵灵峰，
申请(专利权)人：余勇，陈宏宇，朱振才，张锐，魏青，徐文明，左霖，郭尚群，赵灵峰，
类型：发明
国别省市：31