專利名稱：：航天器推進(jìn)系統(tǒng)在軌自主關(guān)機(jī)控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
：本發(fā)明屬于宇航推進(jìn)理論與工程研究領(lǐng)域，涉及一種關(guān)機(jī)控制方法，尤其涉及一種航天器推進(jìn)系統(tǒng)在軌自主關(guān)機(jī)控制方法。
背景技術(shù)：
：航天領(lǐng)域的發(fā)展趨勢(shì)要求未來航天器必須具有較強(qiáng)姿態(tài)、軌道機(jī)動(dòng)能力和較高安全性，新型自增壓液化氣推進(jìn)系統(tǒng)隸屬于冷氣推進(jìn)，具有簡(jiǎn)單、可靠、安全性高等優(yōu)點(diǎn)，備受航天領(lǐng)域關(guān)注，在未來航天器，特別是微小衛(wèi)星平臺(tái)上將具有廣泛應(yīng)用前景。開關(guān)機(jī)控制方法是新型自增壓液化氣推進(jìn)系統(tǒng)應(yīng)用于實(shí)際航天工程的核心技術(shù)，它的主要任務(wù)是以預(yù)定控制策略及推進(jìn)系統(tǒng)狀態(tài)為輸入，準(zhǔn)確控制推進(jìn)系統(tǒng)開關(guān)機(jī)時(shí)刻，保證航天任務(wù)期間，推進(jìn)系統(tǒng)能夠按控制策略提供預(yù)定速度增量，為航天任務(wù)的圓滿成功提供重要保障。推進(jìn)系統(tǒng)開關(guān)機(jī)控制是否準(zhǔn)確將直接影響姿態(tài)及軌道控制精度，影響航天任務(wù)的成敗，進(jìn)而影響新型自增壓液化氣推進(jìn)系統(tǒng)的實(shí)際工程應(yīng)用，成為新型自增壓液化氣推進(jìn)系統(tǒng)領(lǐng)域研究的焦點(diǎn)問題。我國(guó)在自增壓液化氣推進(jìn)
技術(shù)領(lǐng)域：
的研究起步較晚，鮮見在航天器上的應(yīng)用實(shí)例，與國(guó)際先進(jìn)水平存在較大差距。為了加快航天新技術(shù)發(fā)展、跟蹤世界航天先進(jìn)水平，2005年4月，我國(guó)正式將微小伴隨衛(wèi)星試驗(yàn)列為神舟七號(hào)任務(wù)的應(yīng)用試驗(yàn)項(xiàng)目，并確定在伴星上安裝自增壓液氨推進(jìn)系統(tǒng)實(shí)施軌道接近及伴隨飛行；本發(fā)明來源于神舟七號(hào)任務(wù)。本發(fā)明是在"SZ-7"伴星軌道接近及繞飛試驗(yàn)獲得圓滿成功的基礎(chǔ)上取得的，其設(shè)計(jì)完成的針對(duì)新型自增壓液化氣推進(jìn)系統(tǒng)的控制方法有效保證了軌道控制精度，確保繞飛試驗(yàn)任務(wù)圓滿成功，此項(xiàng)技術(shù)填補(bǔ)了國(guó)內(nèi)新型自增壓液化氣推進(jìn)系統(tǒng)在航天器軌道控制領(lǐng)域應(yīng)用的空白。國(guó)內(nèi)目前尚未有采用新型液化氣推進(jìn)系統(tǒng)成功實(shí)施軌道控制的航天器，國(guó)外僅有德國(guó)的Inspector衛(wèi)星采用同類推進(jìn)系統(tǒng)，但在公開發(fā)表的文獻(xiàn)中未見對(duì)其關(guān)機(jī)方式的報(bào)道。國(guó)內(nèi)外推進(jìn)系統(tǒng)的傳統(tǒng)關(guān)機(jī)方式是速度關(guān)機(jī)控制，但它與本發(fā)明提出的"壓強(qiáng)-速度"關(guān)機(jī)控制方式實(shí)現(xiàn)方法完全不同。傳統(tǒng)的方式是通過在航天器上安裝加速度計(jì)對(duì)軌控過程中加速度進(jìn)^f亍測(cè)量，并對(duì)其進(jìn)4亍積分獲得速度變化，與地面給出的預(yù)定變軌速度進(jìn)行比對(duì)，實(shí)施關(guān)機(jī)。
發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是提供一種航天器推進(jìn)系統(tǒng)在軌自主關(guān)機(jī)控制方法，創(chuàng)新性設(shè)計(jì)了"溫度-時(shí)間"和"壓強(qiáng)-速度，，二種關(guān)機(jī)控制方式，解決了新型自增壓液化氣推進(jìn)系統(tǒng)準(zhǔn)確實(shí)施開關(guān)機(jī)的關(guān)鍵問題。為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案一種航天器推進(jìn)系統(tǒng)在軌自主關(guān)機(jī)控制方法，所述自增壓液化氣推進(jìn)系統(tǒng)作為衛(wèi)星的推進(jìn)系統(tǒng)；該方法包括如下步驟Bl、飛行任務(wù)期間，實(shí)施軌控前，地面控制中心根據(jù)測(cè)軌數(shù)據(jù)計(jì)算得到變軌速度，相應(yīng)設(shè)置軌控指令中速度增量v,并通過地面測(cè)控系統(tǒng)將軌控指令注入衛(wèi)星；B2、實(shí)施軌控過程中，通過壓力傳感器測(cè)量貯箱壓強(qiáng)尸；B3、地面通過在軌標(biāo)定確定推力系數(shù)、衛(wèi)星接收到地面發(fā)送軌控指令后，獲取推進(jìn)系統(tǒng)在每個(gè)軟件周期Ar內(nèi)產(chǎn)生的速度增量Av:B4、從軌控開機(jī)后，星上處理器對(duì)計(jì)算得到的速度增量進(jìn)行累加；B5、每個(gè)軟件周期，星上處理器將速度增量累加結(jié)果與地面軌控指令中的"速度增量，，v進(jìn)行比較；如^累加結(jié)果大于等于軌控指令中的速度增量v，則控制推進(jìn)系統(tǒng)執(zhí)行關(guān)機(jī)。作為本發(fā)明的一種優(yōu)選方案，步驟B2、步驟B3之間還包括星上處理器每軟件周期對(duì)壓傳信息進(jìn)行采集并對(duì)采集信息有效性進(jìn)行判斷，剔除野值。作為本發(fā)明的一種優(yōu)選方案，所述方法還包括根據(jù)溫度-時(shí)間來控制關(guān)機(jī)的步驟Al、飛行任務(wù)開始前，通過推進(jìn)系統(tǒng)地面試車，獲得推進(jìn)系統(tǒng)沖量系數(shù)計(jì)算表；該計(jì)算表以貯箱溫度、開機(jī)時(shí)長(zhǎng)為輸入，以沖量系數(shù)為輸出；A2、實(shí)際任務(wù)期間，獲耳又得到?jīng)_量系數(shù)J>""mAv/、其中，衛(wèi)星質(zhì)量m已知，預(yù)定變軌速度Av由地面指控中心給出，標(biāo)定系數(shù)A通過在軌標(biāo)定獲得；A3、貯箱表面安裝有溫度傳感器，對(duì)貯箱內(nèi)的推進(jìn)劑溫度進(jìn)行測(cè)量；地面控制中心通過遙控方式對(duì)貯箱工作溫度范圍進(jìn)行設(shè)置；A4、星上處理器按照設(shè)定周期判斷貯箱實(shí)際溫度是否超出預(yù)定溫度范圍，根據(jù)判斷結(jié)果控制纏繞在貯箱表面的加熱帶的自主工作；A5、貯箱溫度得到準(zhǔn)確自主控制，沖量系數(shù)已計(jì)算獲得，反查沖量系數(shù)計(jì)算表得到開機(jī)時(shí)長(zhǎng)；A6、將軌控指令中開機(jī)時(shí)長(zhǎng)參數(shù)設(shè)置按照步驟A5得到的計(jì)算結(jié)果，衛(wèi)星入境時(shí)，地面上傳變軌參數(shù)包；衛(wèi)星接收后，按照參數(shù)包中開機(jī)時(shí)長(zhǎng)關(guān)機(jī)，實(shí)現(xiàn)關(guān)機(jī)控制。作為本發(fā)明的一種優(yōu)選方案，步驟A3中，貯箱溫控采用星上自主閉環(huán)控制方式實(shí)現(xiàn)。作為本發(fā)明的一種優(yōu)選方案，步驟A4中，所述星上處理器每個(gè)軟件周期判斷貯箱實(shí)際溫度是否超出預(yù)定溫度范圍。作為本發(fā)明的一種優(yōu)選方案，步驟A4中，所述星上處理器采用10取7方式采納判斷結(jié)果。作為本發(fā)明的一種優(yōu)選方案，步驟A4中，對(duì)貯箱溫度實(shí)現(xiàn)自主高精度閉環(huán)控制。本發(fā)明的有益效果在于本發(fā)明提出的"壓強(qiáng)-速度"關(guān)機(jī)控制方式，充分考慮到小衛(wèi)星"體積小、重量輕、簡(jiǎn)單可靠，，的設(shè)計(jì)要求，創(chuàng)新性實(shí)現(xiàn)無需在推進(jìn)系統(tǒng)上安裝加速度計(jì)，僅依據(jù)新型自增壓液化氣推進(jìn)系統(tǒng)的物理特性實(shí)現(xiàn)準(zhǔn)確關(guān)機(jī)。同時(shí)，考慮到航天任務(wù)安全性要求高的特點(diǎn)，本發(fā)明還創(chuàng)新性地提出"溫度-時(shí)間"關(guān)機(jī)控制方式，以推進(jìn)系統(tǒng)高空試車結(jié)果為基礎(chǔ)，實(shí)現(xiàn)推進(jìn)系統(tǒng)的準(zhǔn)確關(guān)機(jī)。"溫度-時(shí)間"與"壓6強(qiáng)-速度"二種關(guān)坤幾控制方式互為備份，在SZ-7任務(wù)中得到成功應(yīng)用，其性能指標(biāo)達(dá)到并超過國(guó)內(nèi)外同類衛(wèi)星水平，有效提高系統(tǒng)工作的可靠性與安全性。圖1為自增壓液化氣推進(jìn)系統(tǒng)的控制原理圖。圖2為利用溫度時(shí)間進(jìn)行關(guān)機(jī)控制方法的流程圖。圖3為利用壓強(qiáng)速度進(jìn)行關(guān)機(jī)控制方法的流程圖。圖4為軌控指令示意圖。具體實(shí)施例方式下面結(jié)合附圖詳細(xì)說明本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施例。實(shí)施例一本發(fā)明揭示的關(guān)機(jī)控制方法所利用的系統(tǒng)的組成請(qǐng)參閱圖1,其釆用天地閉環(huán)控制方式。地面根據(jù)測(cè)軌數(shù)據(jù)計(jì)算軌控策略，繼而再才艮據(jù)軌控策略制定相應(yīng)軌控指令，衛(wèi)星入境，將軌控指令注入給衛(wèi)星。星上按照軌控指令協(xié)調(diào)各功能模塊工作，包括完成上注變軌指令的接收、控制推進(jìn)系統(tǒng)按預(yù)定策略執(zhí)行開關(guān)機(jī)、控制變軌姿態(tài)指向和姿態(tài)穩(wěn)定度、控制貯箱溫度環(huán)境等，其中推進(jìn)系統(tǒng)開關(guān)機(jī)的準(zhǔn)確控制是關(guān)鍵問題。針對(duì)新型自增壓液化氣推進(jìn)系統(tǒng)，本實(shí)施例中，關(guān)機(jī)控制方法可采用"溫度-時(shí)間"及"壓強(qiáng)-速度"二種關(guān)機(jī)控制方式，實(shí)際工程應(yīng)用時(shí)，地面可通過對(duì)軌控指令中相應(yīng)參數(shù)進(jìn)行設(shè)置靈活選擇推進(jìn)系統(tǒng)關(guān)機(jī)控制方式。軌控指令包括注入變軌次數(shù)+注入點(diǎn)參數(shù)列表，如圖4所示。壓強(qiáng)-速度控制如選擇"壓強(qiáng)-速度"關(guān)機(jī)控制方式，則將圖4中軌控指令的"速度增量"參數(shù)設(shè)置為地面控制中心計(jì)算得到的預(yù)定變軌速度，將軌控指令的"開機(jī)時(shí)長(zhǎng)"參數(shù)設(shè)置為指令允許最大值。"壓強(qiáng)-速度"關(guān)機(jī)控制方式的基本原理如下U)新型自增壓液化氣推進(jìn)系統(tǒng)的顯著特點(diǎn)是推力F與貯箱壓力f成正比，即F=^。(2)飛行任務(wù)期間，實(shí)施軌控前，地面控制中心根據(jù)測(cè)軌數(shù)據(jù)計(jì)算得到變軌速度，相應(yīng)設(shè)置軌控指令中"速度增量"，并通過地面測(cè)控系統(tǒng)將軌控指令注入衛(wèi)星。(3)實(shí)施軌控過程中，由壓力傳感器測(cè)量貯箱壓強(qiáng)尸，地面通過在軌標(biāo)定確定推力系數(shù)、星上接收到地面發(fā)送軌控指令后，計(jì)算推進(jìn)系統(tǒng)在每個(gè)軟件周期A:r內(nèi)產(chǎn)生的速度增量Av,AV=:^UP.A7\對(duì)Av進(jìn)行累加，與地面軌控指附w令中的"速度增量"v進(jìn)行比較，如h累加結(jié)果大于等于軌控指令中的"速度增量"v，則控制推進(jìn)系統(tǒng)執(zhí)行關(guān)機(jī)。具體步驟請(qǐng)參閱圖3，本發(fā)明利用壓強(qiáng)-速度進(jìn)行關(guān)機(jī)控制方法包括如下步驟Bl、飛行任務(wù)期間，實(shí)施軌控前，地面控制中心根據(jù)測(cè)軌數(shù)據(jù)計(jì)算得到變軌速度，相應(yīng)設(shè)置軌控指令中速度增量v,并通過地面測(cè)控系統(tǒng)將軌控指令注入衛(wèi)星；B2、實(shí)施軌控過程中，通過壓力傳感器測(cè)量貯箱壓強(qiáng)？；B3、星上處理器每軟件周期對(duì)壓傳信息進(jìn)行采集并對(duì)采集信息有效性進(jìn)行判斷，剔除野值。B4、地面通過在軌標(biāo)定確定推力系數(shù)、衛(wèi)星接收到地面發(fā)送軌控指令后，獲取推進(jìn)系統(tǒng)在每個(gè)軟件周期Ar內(nèi)產(chǎn)生的速度增量Av:△V=-=-B5、從軌控開機(jī)后，星上處理器對(duì)計(jì)算得到的速度增量進(jìn)行累加；B6、在每個(gè)軟件周期，星上處理器將速度增量累加結(jié)果與地面軌控指令中的"速度增量"v進(jìn)行比較；如每個(gè)軟件周期，Av累加結(jié)果大于等于軌控指令中的速度增量v，則控制推進(jìn)系統(tǒng)執(zhí)行關(guān)機(jī)。8"壓強(qiáng)-速度，，關(guān)機(jī)方式的控制效果請(qǐng)參閱表1。伴星長(zhǎng)期管理試驗(yàn)階段采用速度關(guān)機(jī)方式，得到的推進(jìn)器控制精度統(tǒng)計(jì)，如表1所示?？梢姡鄬?duì)預(yù)期速度增量的軌道控制精度，采用"壓強(qiáng)-速度"關(guān)機(jī)控制方式精度優(yōu)于4.34%。<table>tableseeoriginaldocumentpage9</column></row><table>表l"壓強(qiáng)-速度"關(guān)機(jī)控制方式的效果表溫度-時(shí)間控制如選擇"溫度-時(shí)間"關(guān)機(jī)控制方式，則將圖4中軌控指令的"開機(jī)時(shí)長(zhǎng)"參數(shù)設(shè)置為地面控制中心計(jì)算得到的開機(jī)時(shí)長(zhǎng)，將軌控指令的"速度增量"參數(shù)設(shè)置為指令允許最大值。"溫度-時(shí)間"關(guān)機(jī)控制方式的基本原理如下(1)飛行任務(wù)開始前，由地面試車獲得推進(jìn)系統(tǒng)沖量系數(shù)(J"p^)計(jì)算表,表中給出不同溫度，不同開機(jī)時(shí)長(zhǎng)，對(duì)應(yīng)的沖量系數(shù)。(2)飛行任務(wù)期間，地面控制中心給出變軌速度v、在軌標(biāo)定推力系數(shù)"衛(wèi)星質(zhì)量m已知，以m,v及A為輸入，可計(jì)算出沖量系數(shù)^&，星上對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)貯箱進(jìn)行自主熱控，因此貯箱溫度可預(yù)知，以貯箱溫度、沖量系數(shù)為輸入反查沖量系數(shù)計(jì)算表，即可確定開機(jī)時(shí)長(zhǎng)。(3)地面控制中心實(shí)施軌控前，根據(jù)計(jì)算得到的開機(jī)時(shí)長(zhǎng)，相應(yīng)設(shè)置軌控指令中"開機(jī)時(shí)長(zhǎng)"，并通過地面測(cè)控系統(tǒng)將軌控指令注入衛(wèi)星，星上軟件自主按照軌控指令中"開機(jī)時(shí)長(zhǎng)"控制推進(jìn)系統(tǒng)完成開關(guān)機(jī)。具體步驟請(qǐng)參閱圖2,本發(fā)明利用溫度-時(shí)間進(jìn)行關(guān)機(jī)控制方法包括如下步驟Al、飛行任務(wù)開始前，通過推進(jìn)系統(tǒng)地面試車，獲得推進(jìn)系統(tǒng)沖量系數(shù)計(jì)算表；該計(jì)算表以貯箱溫度、開機(jī)時(shí)長(zhǎng)為輸入，以沖量系數(shù)為輸出；A2、實(shí)際任務(wù)期間，獲取得到?jīng)_量系數(shù)J>^=wAv";其中，衛(wèi)星質(zhì)量/n已知，預(yù)定變軌速度Av由地面指控中心給出，標(biāo)定系數(shù)^通過在軌標(biāo)定獲得；A3、貯箱表面安裝有溫度傳感器，對(duì)貯箱內(nèi)的推進(jìn)劑溫度進(jìn)行測(cè)量；地面控制中心通過遙控方式對(duì)貯箱工作溫度范圍進(jìn)行設(shè)置；貯箱溫控采用星上自主閉環(huán)控制方式實(shí)現(xiàn)；A4、星上處理器按照設(shè)定周期(如每個(gè)軟件周期)判斷貯箱實(shí)際溫度是否超出預(yù)定溫度范圍，可采用10取7方式(取多數(shù))采納判斷結(jié)果，根據(jù)判斷結(jié)果控制纏繞在貯箱表面的加熱帶的自主工作；對(duì)貯箱溫度實(shí)現(xiàn)自主高精度閉環(huán)控制，控制姊青度可達(dá)到土O^C;A5、貯箱溫度得到準(zhǔn)確自主控制，沖量系數(shù)已計(jì)算獲得，反查沖量系數(shù)計(jì)算表得到開機(jī)時(shí)長(zhǎng)；A6、將軌控指令中開機(jī)時(shí)長(zhǎng)參數(shù)設(shè)置按照步驟A5得到的計(jì)算結(jié)果，衛(wèi)星入境時(shí)，地面上傳變軌參數(shù)包；衛(wèi)星接收后，按照參數(shù)包中開機(jī)時(shí)長(zhǎng)關(guān)機(jī)，實(shí)現(xiàn)"溫度-時(shí)間"關(guān)機(jī)控制。"溫度-時(shí)間"關(guān)機(jī)方式的控制效果請(qǐng)參閱表2。繞飛試驗(yàn)階段采用時(shí)間關(guān)機(jī)方式，得到的推進(jìn)器控制精度統(tǒng)計(jì)，如表2所示?？梢?，相對(duì)預(yù)期速度增量的軌道控制精度，采用"溫度-時(shí)間"關(guān)機(jī)控制方式精度優(yōu)于10%。<table>tableseeoriginaldocumentpage10</column></row><table>40.13480.1281-5.11%50.28950.31686+9.64%60.20360.1898-6.96%70.10640.09489-10%表2"溫度-時(shí)間"關(guān)機(jī)控制方式的效果表通過以上改進(jìn)，本發(fā)明具有廣泛的應(yīng)用價(jià)值、推廣意義我國(guó)從90年代初開始新型自增壓液化氣推進(jìn)系統(tǒng)的研究，雖已攻克大量技術(shù)難關(guān)，但在SZ-7伴星任務(wù)前無任何在軌飛行經(jīng)驗(yàn)。本發(fā)明在國(guó)內(nèi)首次提出二種適用于新型自增壓液化氣推進(jìn)系統(tǒng)的關(guān)機(jī)方式，巧妙利用推進(jìn)系統(tǒng)自身的特性，實(shí)現(xiàn)高精度關(guān)機(jī)，填補(bǔ)了國(guó)內(nèi)空白。將在未來新型自增壓液化氣推進(jìn)系統(tǒng)實(shí)際應(yīng)用中具有非常廣闊前景。本發(fā)明提出的二種關(guān)機(jī)方式在SZ-7伴隨衛(wèi)星軌道接近及繞飛試驗(yàn)中得到成功應(yīng)用，為今后利用新型自增壓液化氣推進(jìn)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)軌道機(jī)動(dòng)的航天器提供極其重要的參考和在軌飛行經(jīng)驗(yàn)。本發(fā)明中得到成功運(yùn)用的創(chuàng)新設(shè)計(jì)方法均能推廣到未來采用新型自增壓液化氣推進(jìn)系統(tǒng)的多種空間飛行器中，對(duì)新型推進(jìn)系統(tǒng)的工程應(yīng)用具有重要的借鑒意義，積極推進(jìn)了我國(guó)未來航天技術(shù)的發(fā)展。實(shí)施例二本實(shí)施例與實(shí)施例一的區(qū)別在于，本實(shí)施例中，本發(fā)明關(guān)機(jī)控制方法僅包括"壓強(qiáng)-速度"控制方式，具體過程同實(shí)施例一。實(shí)施例三本實(shí)施例與實(shí)施例一的區(qū)別在于，本實(shí)施例中，本發(fā)明關(guān)機(jī)控制方法僅包括"溫度-時(shí)間"控制方式，具體過程同實(shí)施例一。這里本發(fā)明的描述和應(yīng)用是i兌明性的，并非想將本發(fā)明的范圍限制在上述實(shí)11施例中。這里所披露的實(shí)施例的變形和改變是可能的，對(duì)于那些本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說實(shí)施例的替換和等效的各種部件是公知的。本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)該清楚的是，在不脫離本發(fā)明的精神或本質(zhì)特征的情況下，本發(fā)明可以以其他形式、結(jié)構(gòu)、布置、比例，以及用其他元件、材料和部件來實(shí)現(xiàn)。在不脫離本發(fā)明范圍和精神的情況下，可以對(duì)這里所披露的實(shí)施例進(jìn)行其他變形和改變。權(quán)利要求1、一種航天器推進(jìn)系統(tǒng)在軌自主關(guān)機(jī)控制方法，所述自增壓液化氣推進(jìn)系統(tǒng)作為衛(wèi)星的推進(jìn)系統(tǒng)；其特征在于，該方法包括如下步驟B1、飛行任務(wù)期間，實(shí)施軌控前，地面控制中心根據(jù)測(cè)軌數(shù)據(jù)計(jì)算得到變軌速度，相應(yīng)設(shè)置軌控指令中速度增量v，并通過地面測(cè)控系統(tǒng)將軌控指令注入衛(wèi)星；B2、實(shí)施軌控過程中，通過壓力傳感器測(cè)量貯箱壓強(qiáng)P；B3、地面通過在軌標(biāo)定確定推力系數(shù)k，衛(wèi)星接收到地面發(fā)送軌控指令后，獲取推進(jìn)系統(tǒng)在每個(gè)軟件周期ΔT內(nèi)產(chǎn)生的速度增量ΔvB4、從軌控開機(jī)后，星上處理器對(duì)計(jì)算得到的速度增量進(jìn)行累加；B5、每個(gè)軟件周期，星上處理器將速度增量累加結(jié)果與地面軌控指令中的“速度增量”v進(jìn)行比較；如Δv累加結(jié)果大于等于軌控指令中的速度增量v，則控制推進(jìn)系統(tǒng)執(zhí)行關(guān)機(jī)。2、根據(jù)權(quán)利要求1所迷的航天器推進(jìn)系統(tǒng)在軌自主關(guān)機(jī)控制方法，其特征在于步驟B2、步驟B3之間還包括星上處理器每軟件周期對(duì)壓傳信息進(jìn)行采集并對(duì)采集信息有效性進(jìn)行判斷，剔除野值。3、根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天器推進(jìn)系統(tǒng)在軌自主關(guān)機(jī)控制方法，其特征在于所述方法還包括根據(jù)溫度-時(shí)間來控制關(guān)機(jī)的步驟Al、飛行任務(wù)開始前，通過推進(jìn)系統(tǒng)地面試車，獲得推進(jìn)系統(tǒng)沖量系數(shù)計(jì)算表；該計(jì)算表以貯箱溫度、開機(jī)時(shí)長(zhǎng)為輸入，以沖量系數(shù)為輸出；A2、實(shí)際任務(wù)期間，獲耳又得到?jīng)_量系數(shù)^^-wAv";其中，衛(wèi)星質(zhì)量w已知，預(yù)定變軌速度Av由地面指控中心給出，標(biāo)定系數(shù)《通過在軌標(biāo)定獲<曰付；A3、貯箱表面安裝有溫度傳感器，對(duì)貯箱內(nèi)的推進(jìn)劑溫度進(jìn)行測(cè)量；地面控制中心通過遙控方式對(duì)貯箱工作溫度范圍進(jìn)行設(shè)置；A4、星上處理器按照設(shè)定周期判斷貯箱實(shí)際溫度是否超出預(yù)定溫度范圍，根據(jù)判斷結(jié)果控制纏繞在貯箱表面的加熱帶的自主工作；A5、貯箱溫度得到準(zhǔn)確自主控制，沖量系數(shù)已計(jì)算獲得，反查沖量系數(shù)計(jì)算表得到開機(jī)時(shí)長(zhǎng)；A6、將就控指令中開機(jī)時(shí)長(zhǎng)參數(shù)設(shè)置按照步驟A5得到的計(jì)算結(jié)果，衛(wèi)星入境時(shí)，地面上傳變軌參數(shù)包；衛(wèi)星接收后，按照參數(shù)包中開機(jī)時(shí)長(zhǎng)關(guān)機(jī)，實(shí)現(xiàn)關(guān)機(jī)控制。4、根據(jù)權(quán)利要求3所述的航天器推進(jìn)系統(tǒng)在軌自主關(guān)機(jī)控制方法，其特征在于步驟A3中，貯箱溫控采用星上自主閉環(huán)控制方式實(shí)現(xiàn)。5、根據(jù)權(quán)利要求3所述的航天器推進(jìn)系統(tǒng)在軌自主關(guān)機(jī)控制方法，其特征在于步驟A4中，所述星上處理器每個(gè)軟件周期判斷貯箱實(shí)際溫度是否超出預(yù)定溫度范圍。6、根據(jù)權(quán)利要求3所述的航天器推進(jìn)系統(tǒng)在軌自主關(guān)機(jī)控制方法，其特征在于步驟A4中，所述星上處理器采用10取7方式采納判斷結(jié)果。7、根據(jù)權(quán)利要求3所述的航天器推進(jìn)系統(tǒng)在軌自主關(guān)機(jī)控制方法，其特征在于步驟A4中，對(duì)貯箱溫度實(shí)現(xiàn)自主高精度閉環(huán)控制。全文摘要本發(fā)明揭示一種航天器推進(jìn)系統(tǒng)在軌自主關(guān)機(jī)控制方法，包括壓強(qiáng)-速度關(guān)機(jī)控制方式實(shí)施軌控過程中，由壓力傳感器測(cè)量貯箱壓強(qiáng)P，地面通過在軌標(biāo)定確定推力系數(shù)k，星上接收到地面發(fā)送軌控指令后，計(jì)算推進(jìn)系統(tǒng)在每個(gè)軟件周期ΔT內(nèi)產(chǎn)生的速度增量Δv，Δv＝(F·ΔT)/m＝(k·P·ΔT)/m；對(duì)Δv進(jìn)行累加，與地面軌控指令中的“速度增量”v進(jìn)行比較，如Δv累加結(jié)果大于等于軌控指令中的“速度增量”v，則控制推進(jìn)系統(tǒng)執(zhí)行關(guān)機(jī)。本發(fā)明通過溫度-時(shí)間和壓強(qiáng)-速度二種關(guān)機(jī)控制方式，解決了新型自增壓液化氣推進(jìn)系統(tǒng)準(zhǔn)確實(shí)施開關(guān)機(jī)的關(guān)鍵問題。文檔編號(hào)B64G1/24GK101508347SQ200910047209公開日2009年8月19日申請(qǐng)日期2009年3月6日優(yōu)先權(quán)日2009年3月6日發(fā)明者勇余,吳會(huì)英,霖左,銳張,徐文明,朱振才,李永策,陳宏宇,青魏申請(qǐng)人:上海微小衛(wèi)星工程中心