[发明专利]一种卫星姿控推力器限喷方法

说明书

本发明提供一种卫星姿控推力器限喷方法：判断当前使用的陀螺测量数据异常时，对姿控推力器限喷；卫星当前计算的姿态角速度超过阈值时，对姿控推力器限喷；同轴累积喷气量和超阈值时，对姿控推力器限喷；任意轴的累积喷气量在规定时间内超过阈值时，对姿控推力器限喷；在地面干预解除限喷，打开相应自锁阀后，星上自主恢复，重新进行限喷判断。本发明能够在卫星推力器工作期间，识别推力器异常喷气或者会导致推力器异常喷气，并对推力器进行限喷，禁止推力器喷气，避免推力器误喷气引起星体角速度过大问题，避免燃料过度消耗。

技术领域

本发明涉及卫星控制系统推力器控制技术，属于卫星姿态控制技术，具体地说是一种卫星姿控推力器限喷方法。

背景技术

卫星普遍具有轨道机动、轨道保持和姿态机动功能需求，部分在研卫星还具有编队飞行或相对导航制导功能需求。卫星均配置有推进分系统，卫星入轨初期和姿态失稳情况下，大部分卫星需要通过推力器喷气完成正常姿态建立，并且在轨道控制期间，姿态控制也需要姿控推力器工作，消除轨控推力器对姿态的干扰。由于空间环境的复杂，星上异常状态如误喷气、推力器故障漏喷等导致卫星姿态异常，因而有必要在工程应用中设计简易且行之有效的姿控推力器的安全使用方法，以控制燃料消耗以及限制卫星的最大角速度，在卫星发生异常喷气时需要系统能够自主识别推力器异常喷气，并对卫星推力器进行限喷。

发明内容

本发明提出了一种卫星姿控推力器限喷方法，能够在卫星推力器工作期间，识别推力器异常喷气或者会导致推力器异常喷气，并对推力器进行限喷，禁止推力器喷气，避免推力器误喷气引起星体角速度过大问题，避免燃料过度消耗。

本发明的技术方案是提供一种卫星姿控推力器限喷方法，包含：

步骤1：判断当前使用的陀螺测量数据异常时，对姿控推力器进行限喷；

步骤2：卫星当前计算的姿态角速度超过阈值时，对姿控推力器进行限喷；

步骤3：同轴累积喷气量和超阈值时，对姿控推力器进行限喷；

步骤4：任意轴的累积喷气量在规定时间内超过阈值时，对姿控推力器进行限喷；

步骤5：在地面干预解除限喷，打开相应自锁阀后，星上自主恢复按照步骤1-步骤4重新进行限喷判断。

本发明在步骤1对陀螺数据进行诊断，根据诊断结果对陀螺数据异常情况进行限制喷气，可以避免由于陀螺测量数据异常，导致卫星异常喷气，造成卫星姿态异常。

本发明在步骤2计算卫星当前姿态角速度，卫星姿态角速度阈值的选取可根据实际卫星的状态以及控制规律可能达到的最大角速度作为阈值，当卫星姿态角速度超过可能的最大角速度阈值时，对姿控推力器进行限喷，从而限制卫星的最大角速度。

本发明在步骤3计算同轴正负累积喷气量和，当同轴累积喷气量和超阈值时，对姿控推力器进行限喷，从而避免推力器对喷，造成燃料过度消耗。

本发明在步骤4计算规定时间内卫星各轴各方向的累积喷气量，可以避免单边喷气引起星体角速度过大，设定阈值时要考虑常值干扰力矩的累积造成的计数器累加，轨控期间可不累计。

本发明的步骤1-步骤4，在对姿控推力器进行限喷后，不给姿控推力器发送喷气指令，并关闭相应自锁阀；本发明的步骤5在地面干预解除限喷，打开自锁阀后，星上能够重新根据步骤1-步骤4进行推力器限喷判断。

针对现有技术存在的问题，本发明的卫星姿控推力器限喷方法，其优点及有益效果是：

a确保卫星星推进剂不过度消耗；

b避免推力器误喷气引起星体角速度过大；

c适应卫星入轨段和轨控期间的姿态调整和稳定运行姿态控制过程；

d具备陀螺故障情况下的限制喷气能力；