一种变轨期间自主故障检测恢复控制的方法

摘要

一种变轨期间自主故障检测恢复控制的方法，包括(1)自主故障检测：首先，在自主变轨方法的恒星捕获阶段、惯性调姿阶段、恒星定向阶段和轨控定向阶段，设定故障判断条件；然后，在变轨过程中引入故障判断条件，(2)自主恢复控制：当卫星自主检测出故障，进入恢复控制时，星上自主控制卫星进入速率阻尼阶段，待卫星的姿态角速度阻尼成功后，自主转入恒星捕获阶段，在恒星捕获阶段，重新设置轨控流程，即设定后续变轨过程中各阶段的开始时间，根据重新设定的时间，卫星自主转入相应的工作阶段，恢复轨控。本发明的方法提高了变轨的可靠性，保证轨道控制及时、准确地实施。而且能够更好地保证轨控唯一窗口的实现。

说明书

技术领域

本发明涉及一种航天器变轨期间自主故障检测自主恢复控制的方法，在经系统故障检测后，自主设置变轨流程，无需地面支持，即可继续轨控。

背景技术

卫星轨控期间的星上自主故障检测是指卫星在不受地面干预的情况下，能够通过星上设置好的故障检测手段较及时地进行故障判别，继而采取相应的故障对策。而星上自主恢复控制是指在某种情况下，控制中断后星上能够自行恢复控制。

目前国内静止轨道卫星的变轨控制多采用地面控制的方式，在变轨过程中若出现姿态持续振荡，贮箱压力变化异常等情况后，由地面进行故障诊断，然后采取措施关掉轨控发动机，终止轨道控制。中低轨道卫星具有一定的自主轨控的能力。但在轨控过程中出现姿态异常等现象，仍然自主退出轨控阶段，从而终止轨控。轨控终止后，待地面排除故障后，再择机进行轨控。这种控制策略，使轨控的实际实施时间与要求的轨控时刻偏差较大，对轨控实施时机要求不严的卫星轨控比较适用，但对于有唯一轨控窗口要求的卫星(如月球探测卫星)却不再适用。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提出了一种在自主轨控期间，星上自主进行故障判别，并能自主恢复轨控的控制方法，可提高关键性变轨的可靠性，保证轨道控制及时、准确地实施。而且能够更好地保证轨控唯一窗口(不允许终止轨控后再择机重新进行轨控)的实现。

本发明的技术解决方案：一种变轨期间自主故障检测恢复控制的方法，其特征在于包括：

(1)自主故障检测：首先，在自主变轨方法的恒星捕获阶段和恒星定向阶段，设定卫星姿态超限以及喷气量为故障判断条件；在自主变轨方法的惯性调姿阶段，设定卫星惯性调姿时间为故障判断条件；在自主变轨方法的轨控定向阶段，选取姿态超限为故障判断条件；然后，在变轨过程中引入故障判断条件，在恒星捕获阶段和恒星定向阶段，对卫星姿态以及喷气量进行检测，判断卫星是否姿态超限或是喷气量过多；在惯性调姿阶段，对卫星进行惯性调姿的时间进行检测，判断调姿的时间是否超过预计的调姿时间；在轨控定向阶段，对卫星的姿态进行检测，判断卫星点火姿态是否超过限定的范围；如果在任一阶段检测到出故障，便设置轨控故障标志，转入自主恢复控制阶段，如果在整个故障检测过程中，均未出现满足故障判断条件的情况时，轨控发动机正常关机，轨控过程结束。

(2)自主恢复控制：当卫星自主检测出故障，进入恢复控制时，星上自主控制卫星进入速率阻尼阶段，在速率阻尼阶段下，根据星敏感器的工作状态设置卫星姿态估计的初始值，同时利用陀螺与星敏感器组合定姿方法修正卫星估计姿态；待卫星的姿态角速度阻尼成功后，自主转入恒星捕获阶段，在恒星捕获阶段，重新设置轨控流程，即设定后续变轨过程中各阶段的开始时间，根据重新设定的时间，卫星自主转入相应的工作阶段，恢复轨控。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明在变轨过程中引入适当的故障检测原则，可自主终止轨控，并经一个过渡阶段后，自主设置轨控流程，恢复轨控，保证轨道控制及时、准确地实现。

(2)本发明通过轨控的自主恢复技术，保证了变轨控制的及时性、可靠性，是一种保证关键性变轨点轨控实施的有效措施。

(3)本发明的自主故障检测恢复控制的方法中依据的自主变轨是恒星捕获、惯性调姿、恒星定向和轨控定向相结合的适用深空探测卫星的自主变轨方法。

(4)本发明所依据的自主变轨方法采用由程序时间控制的自主控制流程，简化变轨过程中的地面操作流程，更加提高了变轨可靠性。

(5)本发明的自主故障检测恢复控制的方法可靠。可广泛应用于各种类型卫星的轨道控制。特别适用于有关键点或是唯一窗口变轨要求的航天器的轨道控制。

附图说明

图1为本发明自主故障检测流程图；

图2为本发明故障恢复控制流程图；

图3为本发明采用的自主变轨方法流程图；

图4为基于脉宽调制(PWM)的PID和滤波校正喷气姿态控制的原理图；

图5为PID和滤波器校正环节示意图；

图6为PWM常值输入等效关系示意图；

图7为轨控发动机双保险关机方法示意图。

具体实施方式

本发明的自主故障检测恢复控制方法是指在自主变轨过程中，若由于某种故障发生，导致轨控发动机不能按照预定的程序进行点火控制，则卫星自主转入一个过渡阶段，进行系统重构，重新建立轨控工作流程。进而根据重新设定的轨控时间，完成轨道控制任务。其中，自主变轨过程包括变轨准备和变轨控制两个阶段。变轨准备阶段从恒星捕获阶段开始，星上可以按照程序时间的控制，依次进入惯性调姿和恒星定向阶段，最后进入变轨控制阶段，即轨控定向，自主完成轨控任务，无需地面干预。

本发明的具体实施方法如下：

(1)自主故障检测：

如图1所示，为故障检测流程图。在整个轨控过程中均考虑了星上自主故障检测且自主恢复控制的对策。根据卫星轨道控制的要求，确定卫星的自主变轨过程中各阶段的的故障检测原则为：

a.恒星捕获

本发明的恒星捕获阶段，是卫星在变轨前维持巡航姿态(对日定向)的一个稳定控制的工作阶段。此阶段下的姿态主要采用动量轮进行控制，卫星的姿态应保证在一定的范围内。而且，一般情况下，不会触发喷气控制。根据此特点，将卫星姿态超限以及喷气量过多，设定为此阶段的故障判断条件。本发明应用深空探测卫星一种实施例设定故障检测判据为：卫星姿态误差估值大于15度，连续时间大于100秒，或卫星单通道连续喷气次数大于40次。

b.惯性调姿

本发明的惯性调姿阶段用于卫星从变轨前的稳定运行阶段转为变轨的点火姿态的控制。由于卫星变轨前的稳定运行姿态和变轨时的点火姿态是可以通过轨控策略确定的。卫星在姿态机动(调姿)过程中所采用的控制律也是确定的。所以卫星惯性调姿所用的时间是可以事先预计的，根据预计的结果可以给出调姿所用的最长时间。设定的故障检测原则为：若卫星惯性调姿阶段下时间过长，则判为故障。针对本发明应用的深空探测卫星设定的惯性调姿调姿时间判据为：超过1200秒。

b.恒星定向

本发明的恒星定向阶段，是卫星在变轨前保持卫星点火姿态的一个稳定控制工作阶段。此阶段与恒星捕获阶段故障检测原则是一致的。

c.轨控定向

本发明的轨控定向阶段是轨控发动机工作时，姿态稳定控制的工作阶段。在此阶段下，采用PWM调制器进行卫星的姿态稳定控制，姿态误差较小。所以在轨控定向阶段下，选取姿态超差作为故障检测判据。对于轨道控制要求较高的卫星来说，轨控点火期间的姿态误差直接影响轨控的精度，所以姿态超差判据的起效时间要求较短。综合考虑上述两种原则针对本发明应用的深空探测卫星设置如下的故障判据：三轴中任一轴姿态误差大于10度，连续超过20秒。

对于上述各阶段的故障检测原则和判据，可根据实际应用的航天器要求，并参照这些参数作适当变换或者在检测阀值中设置可修改的系数。

其中，自主故障检测所采用的自主变轨方法分变轨准备和变轨控制两个阶段，如图3所示。变轨准备包括恒星捕获、惯性调姿、恒星定向阶段，变轨控制即为轨控定向阶段。上述各步骤间的转换流程参见图1。除恒星捕获阶段需要地面控制转入外，其余各阶段的自主转换条件采用程序时间控制方式，即设定的阶段开始时间到，控制软件自主控制卫星转入相应的工作阶段。

恒星捕获阶段在卫星建立轨控点火姿态之前使用。主要进行精确的姿态确定、标定陀螺漂移以及加速度计零位偏差。采用陀螺预估与星敏感器修正相结合的方法确定卫星的惯性姿态，采用喷气相平面和动量轮联合控制卫星姿态。正常情况下该阶段由地面控制转入。在轨控段故障时可由速率阻尼阶段自主进入。程序时间到，自主转入惯性调姿阶段。

惯性调姿阶段的功能为实现卫星大角度姿态机动。主要用于变轨准备阶段建立卫星点火姿态。本阶段利用陀螺的测量数据以及恒星捕获过程中标定的陀螺漂移预估卫星惯性姿态。使用相平面喷气控制律进行姿态控制。此时，动量轮保持标称转速，不参与姿态控制。该阶段由恒星捕获阶段根据程序时间自主转入。程序时间到自主转出至恒星定向阶段。

恒星定向阶段主要用于卫星建立轨控点火姿态之后的稳态控制，利用星敏感器对卫星姿态进行滤波修正，但不对标定好的陀螺漂移进行修正。由惯性调姿阶段根据程序时间自主进入。程序时间到，自主转出到轨控定向阶段。

轨控定向阶段用于轨控发动机开、关机控制和点火期间的姿态稳定控制。考虑到轨控发动机点火的干扰力矩大，可能激发液体推进剂晃动和太阳帆板挠性振动，设计了基于脉宽调制(PWM)的PID和滤波校正喷气姿态控制。本阶段动量轮保持标称转速。轨控开机采取预先注入开机时间的自主程控点火，轨控关机采用速度增量及时间双保险关机的控制方法，如图5所示。本阶段由恒星定向阶段按照程序时间自主转入，轨控关机后自主转出。

基于脉宽调制(PWM)的PID和滤波校正喷气姿态控制的控制原理如图4所示。PID和校正滤波器如图5所示，输入量为卫星姿态角(U_p)和姿态角速度(U_d)的测量估计值。输出为卫星需要的控制量。脉宽调制(PWM)的等效关系如图6所示。其中H1，H2，Tm为调制器控制参数，输入量为PID和滤波校正环节计算的控制量，输出量为推力器的脉宽信号。脉宽调制算法为：

$>W_C=\left(\begin{array}{cc}1& W>1+H_2\\ \frac{W-H_1}{1+H_2-H_1}& H_1<W<1+H_2\\ 0& \left|W\right|<H_1\\ \frac{W+H_1}{1+H_2-H_1}& -(1+H_2)<W<-H_1\\ -1& W<(1+H_2)\end{array}\right)$>

其中W＝Y，为调制器的输入量，即卫星所需要的控制量，W_c为调制器的输出信号，将此信号W_C加到累计点火时间P_WI里，即可生成推力器的脉宽信号。

PWI＝PWI-W_c·Δt·sgn(Y)

PW＝PWI

PWI＝PWI-PW

T_j＝|PW|

其中：Δt为控制周期，sgn()为符号函数，T_j为推力器的控制脉宽；PW为计算导出的喷气脉宽；PWI为剩余的喷气量，初值为零。

该控制方法的详细描述还可参见(《航天控制》2005年第一期题为《探月卫星变轨控制时的姿态控制研究》的文章或其他相关书籍或文献)。

轨控速度增量和时间双保险关机控制方法是指，在轨控发动机关机的标称时刻前后设置一个时间区间，在此时间区间之前禁止轨控发动机关机，在此时间区间之后强制轨控发动机关机，在此时间区间之内，则采用加速度计测量的速度增量进行轨控发动机的关机控制。如图7所示。t_fireon，t_o分别为轨控发动机标称开关机时刻。t₁为禁止关机时间(即时间区间的起点)，t₂为强制关机时间(即时间区间的终点)。

关机控制时间区间[t₁，t₂]两个端点的时刻设置方法为，根据卫星轨控策略确定的轨控发动机开关机时刻，计算出轨控发动机标称的开机时间长度，然后计算出轨控关机时间区间两个端点相对于轨控发动机开机时刻的相对时间长度，最终确定关机区间两个端点的时刻。具体计算方法如下：

Δt＝t_o-t_fireon

T_prohoff＝Δt×(1-k)

T_fireoff＝Δt×(1+k)

t₁＝t_frieon+T_prohoff

t₂＝t_fireon+T_fireoff

其中，k为时间区间的长度系数，k＝0.02-0.1，k可以根据轨控精度的要求放大或缩小。

时间区间之内的发动机关机控制，采用速度增量关机的方法，根据卫星加速度计测量输出，计算卫星变轨过程的加速度，减去在恒星捕获阶段标定好的加速度计零位偏差后，在轨控发动机开机后进行累计，待累计到轨控需要的速度增量后，关上轨控发动机，结束轨控。

轨控点火过程中速度增量计算方法：

$>\mathrm{\Delta V}={\int }_{t_{\mathrm{fireon}}}^t(a-a_{s0})\mathrm{dt};$>其中t为卫星当前的星上时间。a为加速度，a_s0为加速度计零位偏差。

上述各阶段间的程序时间采用如下时间确定：

首先根据卫星轨道控制的点火时间开始往前推算变轨准备阶段各阶段的开始时间。根据恒星定向阶段姿态滤波修正算法的姿态修正能力，可以确定恒星定向的开始时间。此时间的确定应能保证修正算法将卫星在惯性调姿过程中由于陀螺漂移引起的姿态偏差修正到变轨要求的范围内。从恒星定向的开始时间，根据卫星惯性调姿的能力(调姿角速度的大小)以及需要调姿的范围，倒推设置惯性调姿的开始时刻。由于恒星捕获阶段时，需要标定陀螺漂移和加速度计的零位偏差，一般至少需要1小时。根据此时间，即可从惯性调姿时刻开始前推恒星捕获的开始时间。

(2)自主恢复控制

卫星发生故障后，可能导致比较大的姿态角速度，使卫星恢复控制较为困难。所以故障恢复的首要任务是将卫星姿态角速度阻尼下来。在本发明中采用了速率阻尼模式，利用喷气控制减小卫星的姿态角速度。正常飞行状态下不使用速率阻尼模式。仅当轨控段(含变轨准备和变轨控制)发生故障时才自主转入速率阻尼模式，在该模式下，使用陀螺测量星体角速度并估计相对姿态角(进入本阶段时姿态角置零)，星上自主根据星敏感器的工作状态设置卫星姿态估计的初始值，同时引入星敏感器数据修正卫星估计姿态；按相平面控制规律进行喷气姿态控制。动量轮保持标称转速。满足角速度要求时，自主转恒星捕获阶段。

自主恢复流程为：当自主检测出故障后，控制软件自主控制卫星进入速率阻尼阶段。在速率阻尼模式下，卫星进行速率阻尼。待卫星的姿态角速度阻尼成功后，自主转入恒星捕获阶段。在此模式下，重新设置轨控流程，即设定后续轨控过程中所涉及到的工作阶段的开始时间。星上计算机控制软件根据重新设定的时间，控制卫星自主转入相应的工作阶段，恢复轨控。故障恢复流程如图2所示。

速率阻尼成功的判据为：姿态角速度小于0.1度/秒。

故障恢复流程的重新设定的时间可以为：

t_gon＝max(t_gon，t+60)，t_hon＝max(t_hon，t+450)，t_gi＝max(t_gi，t+600)

其中t_gon为惯性调姿开始时间，t_hon为恒星定向10开始时间，t_gi为轨控定向开始时间，这三个量为地面注入的量，t为卫星当前的星上时间。其中，t+60，t+450，t+600故障恢复过程中星上设定的时间，可以根据不同情况进行变换。

以上所描述的系统只是本发明的一种情况，本领域技术人员可以根据不同的要求和设计参数在不偏离本发明的情况下进行各种增补、改进和更换，因此，本发明是广泛的。