[发明专利]一种用于双模式卫星推进系统的耗尽关机方法

说明书

一种用于双模式卫星推进系统的耗尽关机方法，涉及卫星推进系统设计领域；包括以下步骤：步骤(一)、设定双模式卫星推进系统的耗尽关机策略生效时长t0；步骤(二)、根据氧化剂贮箱入口压力数据P1和发动机氧路入口压力P2，计算压力差ΔP；步骤(三)、对压力差ΔP进行判断；并根据判断结果，确定卫星是否发出轨控发动机关机指令至轨控发动机；步骤(四)、当轨控发动机点火时间到达耗尽关机策略生效时长t0的最后时刻，卫星发出轨控发动机关机指令，控制轨控发动机关机；本发明利用双模式卫星推进系统自身的硬件资源准确控制系统在氧化剂耗尽时刻关机，确保系统氧化剂得到充分利用。

技术领域

本发明涉及一种卫星推进系统设计领域，特别是一种用于双模式卫星推进系统的耗尽关机方法。

背景技术

双模式卫星推进系统采用无水肼和四氧化二氮作为推进剂，变轨过程采用双组元轨控发动机，入轨后在轨位保、姿控采用肼电弧推力器和单组元肼推力器。由于卫星仅在星箭分离后的变轨阶段需要氧化剂，入轨后只需要肼作为推进剂。因此，通过采用氧化剂耗尽关机方法可以保证变轨结束时，卫星携带的氧化剂得到100％的利用，提高系统的综合性能。

目前，国内还没有氧化剂耗尽关机相关的技术方法。国际上采用系统管路压力检测和轨控发动机燃烧室压力突降检测两种方案。前者与阀门压降特性和压力传感器测量精度相关，国内目前在这两方面技术成熟可靠，可以采用。后者要求轨控发动机燃烧室具有压力检测点，而我国轨控发动机没有相关设计，该方案在我国工程适用性较差。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种用于双模式卫星推进系统的耗尽关机方法，利用双模式卫星推进系统自身的硬件资源准确控制系统在氧化剂耗尽时刻关机，确保系统氧化剂得到充分利用。

本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：

一种用于双模式卫星推进系统的耗尽关机方法，包括如下步骤

步骤(一)、根据卫星最后一次变轨预估的轨控点火时长t，设定双模式卫星推进系统的耗尽关机策略生效时长t0；

步骤(二)、读取双模式卫星推进系统氧化剂贮箱入口压力P1；读取双模式卫星推进系统轨控发动机氧路入口压力P2；根据氧化剂贮箱入口压力数据P1和发动机氧路入口压力P2，计算压力差ΔP；

步骤(三)、当卫星最后一次变轨，轨控发动机点火时间进入耗尽关机策略生效时长t0时；对压力差ΔP进行判断；并根据判断结果，确定卫星是否发出轨控发动机关机指令至轨控发动机；

步骤(四)、当步骤(三)中，卫星没有发出轨控发动机关机指令至轨控发动机，且轨控发动机点火时间到达耗尽关机策略生效时长t0的最后时刻，卫星发出轨控发动机关机指令，控制轨控发动机关机。

在上述的一种用于双模式卫星推进系统的耗尽关机方法，所述步骤(一)中，耗尽关机策略生效时长t0为90％t-110％t。

在上述的一种用于双模式卫星推进系统的耗尽关机方法，所述步骤(二)中，压力差ΔP的计算方法为：

ΔP＝|P1-P2| (1)。

在上述的一种用于双模式卫星推进系统的耗尽关机方法，所述步骤(三)中，对压力差ΔP进行判断的方法为：

在耗尽关机策略生效时长t0时间内，连续三次判断ΔP<0.02MPa是否成立；当连续三次ΔP<0.02MPa成立时，卫星发出轨控发动机关机指令至轨控发动机；当连续三次ΔP<0.02MPa不成立时，卫星部发出轨控发动机关机指令至轨控发动机。