專利名稱:空間飛行器混合控制系統(tǒng)的制作方法
本發(fā)明涉及空間飛行器，更具體地說，涉及用于空間飛行器的控制系統(tǒng)。
諸如衛(wèi)星之類的空間飛行器，在其壽命期間，與推進(jìn)和控制系統(tǒng)的類型有關(guān)。例如，由航天飛機(jī)發(fā)射的空間飛行器，由一組大推力的主發(fā)動(dòng)機(jī)和助推器將整個(gè)航天飛機(jī)軌道飛行器送入地球低軌道。即將送入永久性或半永久性軌道的空間飛行器或衛(wèi)星在軌道飛行器的有效載荷艙內(nèi)被載入空間，隨后又由若干臺(tái)輔助火箭發(fā)動(dòng)機(jī)將它從軌道飛行器發(fā)射到它自己的軌道。
通訊衛(wèi)星是一種重要的空間飛行器，它用作為被發(fā)射的信號(hào)的轉(zhuǎn)發(fā)站。地面站把電視、電話、數(shù)據(jù)或其他信號(hào)發(fā)送到通訊衛(wèi)星，隨后通訊衛(wèi)星又把這些信號(hào)放大或變換后轉(zhuǎn)發(fā)到另一個(gè)地面站。地面站是整個(gè)系統(tǒng)的一個(gè)關(guān)鍵組成部分，而把衛(wèi)星地面站的成本降到最低限度在商業(yè)上是十分重要的。盡可能降低衛(wèi)星地面站的成本的一種途徑是把通訊衛(wèi)星置于與衛(wèi)星地面站相對(duì)固定的某一空間位置，以使衛(wèi)星地面站的發(fā)射和接收天線能保持固定不動(dòng)并指向通訊衛(wèi)星所在的空間位置，從而使地面站天線不需要那些用來連續(xù)地對(duì)準(zhǔn)相對(duì)于地面站運(yùn)動(dòng)的衛(wèi)星所需的跟蹤電子設(shè)備和隨動(dòng)機(jī)構(gòu)。雖然上述方法能把衛(wèi)星地面站的成本降到最低程度，但是這卻帶來了對(duì)衛(wèi)星控制系統(tǒng)要求的復(fù)雜性。
存在唯一的一條能保持衛(wèi)星位于所選定的地球上某一位置上空的衛(wèi)星軌道。此軌道稱為地球同步軌道，或稱為對(duì)地靜止軌道。在此軌道上，衛(wèi)星以正確的高度和速度的組合進(jìn)行運(yùn)動(dòng)，以便當(dāng)在地球旋轉(zhuǎn)時(shí)使衛(wèi)星保持在與地面站相對(duì)固定的位置上。如果沒有外力作用在衛(wèi)星上，并使衛(wèi)星趨于偏離地球同步軌道上其固定位置，那么衛(wèi)星在地球上空似乎保持靜止不動(dòng)，同時(shí)可以采用固定的衛(wèi)星地面站天線。例如，由太陽或月球的引力引起的外力就會(huì)使衛(wèi)星偏離它與地球同步的固定位置。作用在衛(wèi)星上非對(duì)稱區(qū)的太陽風(fēng)的力會(huì)引起衛(wèi)星旋轉(zhuǎn)，并指向與衛(wèi)星起始所處的方向不同的方向。因此，即使衛(wèi)星順利地進(jìn)入與地球相對(duì)靜止的地球同步軌道，也必須在衛(wèi)星上設(shè)置一套控制系統(tǒng)以補(bǔ)償外力，并使衛(wèi)星精確地保持在對(duì)準(zhǔn)固定的衛(wèi)星地面站天線的準(zhǔn)確位置上。
衛(wèi)星由航天飛機(jī)或一次使用的火箭送入空間后，再由一臺(tái)稱為近地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)器將衛(wèi)星送入大偏率橢圓軌道。當(dāng)此橢圓軌道與地球同步軌道所要求的高度相交時(shí)，另一臺(tái)稱為遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)器點(diǎn)火起動(dòng)，使衛(wèi)星進(jìn)入圓形地球同步軌道。一旦衛(wèi)星進(jìn)入地球同步軌道，就可以用較小的推進(jìn)器使衛(wèi)星精確地位于所期望的軌道位置，并具有合適的方位。以上僅介紹了地球同步軌道上的一種通訊衛(wèi)星的情況，然而，同樣的原理也適用于低地球軌道、極軌道、傾斜軌道等軌道上其他類型的衛(wèi)星。
不管選擇什么樣的軌道，都必須在空間飛行器上設(shè)置控制其相對(duì)于所期望的軌道上的位置的姿態(tài)和軌道位置的裝置，以修正相對(duì)于所期望位置的微小偏差。如上所述，必須精確保持地球同步軌道上通訊衛(wèi)星的姿態(tài)和位置，以保證衛(wèi)星與地面間的通訊聯(lián)系不至中斷。
因而，空間飛行器應(yīng)裝有它自己的內(nèi)裝控制系統(tǒng)，包括那些能以各種模式推動(dòng)空間飛行器的推進(jìn)器。在此控制系統(tǒng)中，有兩種，也可能三種，推進(jìn)器的控制模式。這些推進(jìn)器可以相對(duì)于地球或其他參考點(diǎn)來控制空間飛行器的姿態(tài)或方位。假如空間飛行器偏離軌道上它所期望的位置，那么這些推進(jìn)器還可以在南北向或東西向改變空間飛行器的位置，這稱為保持位置的機(jī)動(dòng)動(dòng)作。這種控制系統(tǒng)還可以提供推力，以把空間飛行器移動(dòng)到地球上空略為不同的高度上的某一軌道上。
在現(xiàn)行空間飛行器中，雖然在其上不同位置裝有多臺(tái)推進(jìn)器，可以以不同的組合使它們起動(dòng)工作，以達(dá)到所期望的控制運(yùn)動(dòng)，但是這些用以姿態(tài)控制和位置保持的推進(jìn)器都是同一類型的。通常，姿態(tài)控制需要比較經(jīng)常而暫短的推力脈沖，而南北向和東西向的位置保持及軌道變更則需要非經(jīng)常性的、但卻時(shí)間較長(zhǎng)的推力脈沖。
為進(jìn)行空間飛行器姿態(tài)控制和位置保持，已研制出了兩類液體推進(jìn)劑推進(jìn)器。在單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器中，由諸如肼之類的燃料通過諸如銥之類的催化劑使燃料分解成熱氣態(tài)混合物，進(jìn)而生成熱燃?xì)?，然后再將燃?xì)庖雵姽芤蕴峁┩屏ΑＴ陔p組元推進(jìn)劑推進(jìn)器中，由諸如肼或比肼稍低能的一甲基肼之類的燃料與諸如四氧化二氮之類的氧化劑進(jìn)行反應(yīng)而生成熱燃?xì)猓S后將燃?xì)庖雵姽芤蕴峁┩屏?。從燃料的能量潛力和推進(jìn)器設(shè)計(jì)方案的角度來考慮，由于單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器非常簡(jiǎn)單，所以這類推進(jìn)器最適用于那些小型、廉價(jià)的衛(wèi)星。由于雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器的效率較高，所以這類推進(jìn)器最適用于較大衛(wèi)星的控制，因而需要裝載較多推進(jìn)劑的場(chǎng)合。用于控制系統(tǒng)的專用推進(jìn)器的選擇取決于空間飛行器的具體用途。
在空間飛行器上選用雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器時(shí)，會(huì)產(chǎn)生一些問題。推進(jìn)器用于姿態(tài)控制點(diǎn)火起動(dòng)和東西向位置保持時(shí)，其效率比用于穩(wěn)態(tài)點(diǎn)火起動(dòng)時(shí)低，但是這類機(jī)動(dòng)動(dòng)作通常只耗費(fèi)推進(jìn)劑總量的很小部分，約10%的數(shù)量級(jí)。通常，燃料和氧化劑不會(huì)同時(shí)完全耗盡，總會(huì)留下一些不再可用的過量的某種推進(jìn)劑。雖然殘留的某種推進(jìn)劑的量不會(huì)超過百分之幾，但是，由于將任何載荷加速送入軌道的花費(fèi)甚巨，所以即使如此少量的推進(jìn)劑殘留量也反映出一個(gè)重要問題。對(duì)于大型空間飛行器而言，此推進(jìn)劑殘留量可達(dá)幾百磅。這些推進(jìn)劑雖然被送入了軌道，但卻不再可用。由于推進(jìn)器起動(dòng)方式和工作時(shí)間的多變，高度準(zhǔn)確地預(yù)計(jì)推進(jìn)劑消耗量的嘗試還未成功。因此，通?？偸菚?huì)殘留下一些不能使用的燃料或氧化劑。選用單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器可以避免殘留無用推進(jìn)劑的問題，但是大多數(shù)這類推進(jìn)器的效率較低。如果在空間飛行器上只裝有單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器，則勢(shì)必?cái)y帶更多的燃料，并且還出現(xiàn)了使必須送入空間的重要過重的問題。
因此，產(chǎn)生了需要一種經(jīng)改進(jìn)的控制系統(tǒng)的要求，這種控制系統(tǒng)在完成必要的姿態(tài)控制和位置保持功能時(shí)既能同時(shí)有效地工作，又能充分耗盡所有的推進(jìn)劑。這種控制系統(tǒng)必須有能力與其他空間飛行器競(jìng)爭(zhēng)，而又不會(huì)產(chǎn)生影響空間飛行器的安全、發(fā)射準(zhǔn)備或空間飛行器設(shè)計(jì)方案中根本不同的結(jié)構(gòu)或流體的協(xié)調(diào)方面的新問題。本發(fā)明則能滿足這一要求，并還有一些其他優(yōu)點(diǎn)。
本發(fā)明涉及空間飛行器的控制系統(tǒng)，該控制系統(tǒng)采用混合的單組元推進(jìn)劑和雙組元推進(jìn)劑的途徑，以提供姿態(tài)控制和位置保持所需的推力，還能提供遠(yuǎn)地點(diǎn)加速所需的推力。這種控制系統(tǒng)能使空間飛行器的效率得到顯著改善，而對(duì)空間飛行器的工作程序無需作重大修改。
根據(jù)本發(fā)明，空間飛行器控制系統(tǒng)包括一臺(tái)采用燃料和氧化劑的雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器;一臺(tái)采用與所述雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器所用的燃料相同的燃料的單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器;一套向雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器供應(yīng)氧化劑的氧化劑供給系統(tǒng);一套向雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器和單組元推進(jìn)器供應(yīng)燃料的燃料供給系統(tǒng)，而燃料量應(yīng)比與所有氧化劑反應(yīng)所需的燃料量為多。燃料最好選用肼，氧化劑最好選用四氧化二氮。遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)也可以是一種雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器，工作時(shí)使用共同的燃料和氧化劑。
單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器起初最好用于需要較短推力脈沖的機(jī)動(dòng)動(dòng)作，它所需的推進(jìn)劑只占推進(jìn)劑總量的很小一部分，因此即使其性能較差也無關(guān)緊要。雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器最好用于需要較長(zhǎng)推力脈沖的機(jī)動(dòng)動(dòng)作，它所需的推進(jìn)劑占推進(jìn)劑總量的大部分。因?yàn)殡p組元推進(jìn)劑推進(jìn)器只需在穩(wěn)態(tài)模式下工作，所以它可以按單一工作狀態(tài)進(jìn)行最優(yōu)化設(shè)計(jì)，它必須比既能在穩(wěn)態(tài)模式下工作、又能在脈沖模式下工作的常規(guī)推進(jìn)器更為有效。空間飛行器上裝載著過量的燃料，所以氧化劑首先被全部耗盡。當(dāng)氧化劑耗盡無遺，則雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器不再起作用。此后，即使單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器的效率比雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器的效率稍低，單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器也能兼用于短時(shí)間和長(zhǎng)時(shí)間的工作。由于利用了在其他情況下不能再使用的殘留推進(jìn)劑，所以總的效益得到提高。
在用于地球同步衛(wèi)星的優(yōu)化結(jié)構(gòu)中，設(shè)置了兩組單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器和一臺(tái)雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器，以進(jìn)行姿態(tài)控制和位置保持的機(jī)動(dòng)動(dòng)作。徑向設(shè)置的單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器用以進(jìn)行姿態(tài)控制和東西向位置保持，而雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器則在正常工作時(shí)用于南北向位置保持。這些推進(jìn)器用于衛(wèi)星壽命期的前期，這時(shí)可以同時(shí)使用燃料和氧化劑。在氧化劑耗盡后，軸向設(shè)置的單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器用于南北向位置保持。在氧化劑耗盡及不能再使用雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器后，徑向和軸向單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器則同時(shí)被用于衛(wèi)星的姿態(tài)控制，直至把剩余的過量燃料全部耗盡。因此，衛(wèi)星上所攜帶的燃料量應(yīng)大于把所有氧化劑完全反應(yīng)完畢所需的燃料量，再加上氧化劑耗盡前單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器所需的燃料消耗量。采用本發(fā)明的方法，所有推進(jìn)劑(包括燃料和氧化劑)將全部被充分利用。
以另一種方式可以敘述如下用于控制空間飛行器的方法包括在空間飛行器上應(yīng)設(shè)置至少一臺(tái)雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器和至少一臺(tái)單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器;設(shè)置一個(gè)與所述雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器和單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器相連的燃料貯箱;設(shè)置一個(gè)與所述雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器相連的氧化劑貯箱;氧化劑貯箱中應(yīng)裝載一定量的氧化劑;及燃料貯箱中應(yīng)裝載比與氧化劑貯箱中所裝載的可用氧化劑完全反應(yīng)完畢所需的燃料量還多的燃料。于是一旦空間飛行器準(zhǔn)備就緒，就可將它發(fā)射到空間并投入使用，單組元和雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器便能進(jìn)行工作，直至氧化劑耗盡，在氧化劑耗盡后，單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器還能繼續(xù)工作。
現(xiàn)在可以看到，本發(fā)明所述的系統(tǒng)和方法提出了一種空間飛行器控制的重要改進(jìn)?？梢宰罴训卦O(shè)計(jì)和使用單組元和雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器，而空間飛行器上所載的燃料和氧化劑量能在這些燃料和氧化劑耗盡前使空間飛行器的可能工作時(shí)間達(dá)到最大。在空間技術(shù)的應(yīng)用中，人們已分別掌握和研制出了單組元和雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器和推進(jìn)劑技術(shù)，因此可以使混合控制系統(tǒng)在技術(shù)、保障和安全方面的潛在問題減少到最低程度。下文將給出作為說明本發(fā)明實(shí)例的附圖，結(jié)合這些附圖所作的更為詳細(xì)的討論將使本發(fā)明的其他特征和優(yōu)點(diǎn)更為明顯。
圖1為說明典型的通訊衛(wèi)星與地球和兩個(gè)衛(wèi)星地面站間相互關(guān)系的示意圖;
圖2為相對(duì)于地球的三種衛(wèi)星軌道的示意圖;
圖3為在地球同步軌道上的通訊衛(wèi)星的示意圖，用以說明各推進(jìn)器工作時(shí)所引起的不同類型的運(yùn)動(dòng);
圖4為通訊衛(wèi)星的剖視圖，用以說明其控制系統(tǒng);和圖5為控制系統(tǒng)示意圖。
空間飛行器通常由專用助推火箭或可以重新使用的航天飛機(jī)之類的發(fā)射運(yùn)載器以接誤所期望的姿態(tài)和軌道被送入軌道成為衛(wèi)星。此后，它的姿態(tài)和軌道通常還需由空間飛行器的控制系統(tǒng)利用位于空間飛行器上的推進(jìn)器進(jìn)行精確修正。隨著時(shí)間的推移，飛行器的姿態(tài)會(huì)略有改變，但是，即使幾度的方位偏差，如果不對(duì)姿態(tài)加以修正，也足以使空間飛行器無法實(shí)施其功能。同理，軌道位置的微小變化也必須加以修正。采用空間飛行器控制系統(tǒng)便能對(duì)姿態(tài)和位置進(jìn)行修正。此外，在一些衛(wèi)星上采用比用于姿態(tài)控制和位置保持的推進(jìn)器的推力更大的遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)來完成像向較高軌道移動(dòng)之類的較大的軌道變動(dòng)。在本文所用的術(shù)語中，空間飛行器控制系統(tǒng)包括其推進(jìn)劑供給裝置、各推進(jìn)器和將推進(jìn)劑供至各推進(jìn)器的管路系統(tǒng)，但是不包括指令各推進(jìn)器起動(dòng)工作所需的控制裝置。
圖1示出了在繞地球軌道上的某個(gè)衛(wèi)星10，它起中繼站的作用。第一個(gè)衛(wèi)星地面站12把信號(hào)發(fā)送給衛(wèi)星10，在此衛(wèi)星上，信號(hào)可以經(jīng)過放大或變換，然后再發(fā)送到第二個(gè)衛(wèi)星地面站14。為了使設(shè)于衛(wèi)星地面站12和14的地面天線的成本降到最低程度，希望衛(wèi)星10能精確保持在空間某一個(gè)稱為衛(wèi)星站的固定點(diǎn)，并使兩個(gè)衛(wèi)星天線18分別精確地對(duì)準(zhǔn)相應(yīng)的地面天線16。如果允許衛(wèi)星10相對(duì)其固定衛(wèi)星站偏移某一較小的距離，那么為了跟蹤此衛(wèi)星，地面天線16必須是可以受控運(yùn)動(dòng)的，這會(huì)使地面天線的成本增加。衛(wèi)星10的軌道是使衛(wèi)星位于看上去好像是固定于空間某一位置的衛(wèi)星站的能力的關(guān)鍵因素。如圖2所示，可以把衛(wèi)星10發(fā)射到位于地球赤道平面的赤道軌道20，或傾斜軌道22，或能使衛(wèi)星飛越地球兩極上空的極軌道24。赤道軌道是位于約22235法定哩高度上的一條圓型軌道，在此軌道上的衛(wèi)星10以準(zhǔn)確的速度在地球上某一選定點(diǎn)的上空隨地球的旋轉(zhuǎn)而運(yùn)動(dòng)，并保持衛(wèi)星位置基本不變。對(duì)于觀察者而言，這種衛(wèi)星看起來幾乎是靜止的，并能使地面天線16永久地對(duì)準(zhǔn)衛(wèi)星10而無需變換方向。由于地球的曲率，位于地球同步軌道的衛(wèi)星不能與緯度大于80度的地點(diǎn)進(jìn)行通訊。然而，這一缺點(diǎn)與使用于大多數(shù)通訊系統(tǒng)的地面站的復(fù)雜性顯著降低相比就不足為奇了。
雖然采用地球同步軌道能提供使衛(wèi)星位于空間某一固定位置的能力，但由于存在各種外力，所以位于地球同步軌道上的衛(wèi)星仍有稍偏離其指定位置的趨勢(shì)。因此，各地球同步衛(wèi)星都設(shè)有控制系統(tǒng)，以保持其總是位于所期望的位置上，這類控制系統(tǒng)就是本發(fā)明的主題。其他位于低地球軌道或傾斜軌道上的那些衛(wèi)星也可以采用本發(fā)明中所述的控制系統(tǒng)，但是文中提出的最佳實(shí)施方案僅適用于地球同步通訊衛(wèi)星。
圖3示出了位于繞地球軌道上的某個(gè)衛(wèi)星10，圖中還示出了相應(yīng)于各控制運(yùn)動(dòng)的坐標(biāo)。所示的三個(gè)坐標(biāo)分別相應(yīng)于上下方向26、東西方向28和南北方向30。衛(wèi)星10必須相對(duì)于這三個(gè)坐標(biāo)和相對(duì)于諸如地球、某些星球或其他物體之類的參考點(diǎn)保持合適的姿態(tài)或角度方位。這些角度方位稱為衛(wèi)星的姿態(tài)。衛(wèi)星10還必須相對(duì)于軌道上所期望的位置X保持固定不變。空間飛行器10還會(huì)沿X軸30在預(yù)定位置的南北方向(相對(duì)地球而言)、沿軸28在預(yù)定位置的東西方向(相對(duì)地球而言)或沿軸26在預(yù)定位置的高度方向(相對(duì)地球而言)產(chǎn)生偏移。因此，姿態(tài)控制可以理解為與相對(duì)于合適位置X的衛(wèi)星角度方位有關(guān);而位置保持可以理解為與整個(gè)衛(wèi)星10偏離合適位置的運(yùn)動(dòng)有關(guān)。許多因素可以引起姿態(tài)或位置的偏離，這些因素包括日光壓力、太陽或月球之類其他物體的引力、阻力、熱效應(yīng)、電磁效應(yīng)、上次修正機(jī)動(dòng)動(dòng)作的不精確性或其他內(nèi)部或外部因素等。
空間飛行器用作衛(wèi)星時(shí)，與衛(wèi)星的經(jīng)濟(jì)性密切相關(guān)，特別是與空間飛行器發(fā)射時(shí)的重量和尺寸及衛(wèi)星所執(zhí)行任務(wù)的期望有效壽命期有關(guān)?？梢云谕脺p少空間飛行器上所攜帶的推進(jìn)劑量來減少它的重量和尺寸，但是減少空間飛行器上所載用于姿態(tài)控制和位置保持機(jī)動(dòng)動(dòng)作的推進(jìn)劑量會(huì)減少修正機(jī)動(dòng)動(dòng)作的次數(shù)，因而縮短了衛(wèi)星的有用壽命期。因此，使控制系統(tǒng)最佳化以避免推進(jìn)劑的浪費(fèi)及把控制系統(tǒng)中所用的推進(jìn)劑2時(shí)的無效性降到最低程度是至關(guān)重要的。
圖4示出了衛(wèi)星10的更為詳細(xì)的情況，特別是示出了控制系統(tǒng)32的各組成部分。圖示的衛(wèi)星10上有一個(gè)支撐平臺(tái)36的衛(wèi)星本體34。本體34通常是圓柱形的，并以每分鐘約60轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)速繞該圓柱體的軸線旋轉(zhuǎn)。這種旋轉(zhuǎn)使整個(gè)衛(wèi)星10的運(yùn)動(dòng)特性有些像一個(gè)大型的自轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)，并保持它相對(duì)于軸26、28和30的姿態(tài)和角度方位不變。平臺(tái)36并不以與本體34的轉(zhuǎn)速相同的轉(zhuǎn)速旋轉(zhuǎn)，而保持相對(duì)靜止，因而衛(wèi)星天線18能連續(xù)不斷地對(duì)準(zhǔn)地面天線16。
圖5示出了本發(fā)明所介紹的控制系統(tǒng)32。此控制系統(tǒng)32使用兩種推進(jìn)劑，分別儲(chǔ)存在燃料貯箱44和氧化劑貯箱46內(nèi)。目前認(rèn)為最適用的燃料是肼，其化學(xué)組成為N2H4。肼既可以用作為雙組元推進(jìn)劑的燃料，又可以用作為單組元推進(jìn)劑。也就是說，肼可以用來與適當(dāng)?shù)难趸瘎┓磻?yīng)后在推進(jìn)器中生成燃?xì)猓部梢允顾ㄟ^催化劑后分解成氮?dú)夂蜌錃?，然后在推進(jìn)器中生成熱燃?xì)狻ｊP(guān)于這種技術(shù)，可參閱由Ellion及其合作者提出的美國(guó)專利3871828、4069664、4324096和4490972，這些專利上公開的內(nèi)容作為參考可以與本發(fā)明結(jié)合起來使用。目前認(rèn)為最合適的氧化劑是四氧化二氮，其化學(xué)組成為N2O4。在雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器中，肼和四氧化二氮發(fā)生自然反應(yīng)而產(chǎn)生熱燃?xì)?。在單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器中，肼在包有銥包覆層的氧化鋁催化床上進(jìn)行放熱分解反應(yīng)，從而產(chǎn)生熱燃?xì)狻Ｔ谕七M(jìn)器中以燃料作為單組元推進(jìn)劑及以燃料和氧化劑作雙組元推進(jìn)劑的技術(shù)已廣為人知。
來自燃料貯箱44的燃料和來自氧化劑貯箱46的氧化劑通過統(tǒng)稱為推進(jìn)劑管路系統(tǒng)42的各導(dǎo)管輸送到諸推進(jìn)器。當(dāng)然，這些導(dǎo)管把燃料和氧化劑兩者供至雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器，而只把燃料供至單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器。在最簡(jiǎn)單的系統(tǒng)中，典型地可以采用足夠的壓力來增壓燃料貯箱44和氧化劑貯箱46，以根據(jù)需要將燃料和氧化劑供至各推進(jìn)器，而不需設(shè)置推進(jìn)劑泵。作為可選擇的方案，在特殊應(yīng)用場(chǎng)合，也可設(shè)置推進(jìn)劑泵。對(duì)于單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器48，只需向它供應(yīng)燃料，而對(duì)于雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器50，則需同時(shí)向它供應(yīng)燃料和氧化劑。在實(shí)際應(yīng)用中，往往在衛(wèi)星10上若干選定位置處設(shè)置多臺(tái)單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器48和多臺(tái)雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器50，用以實(shí)施所需的姿態(tài)控制和位置保持的功能。
在此最佳實(shí)施方案中，還向遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)52供應(yīng)燃料和氧化劑。遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)52通常是一種比推進(jìn)器48和50大的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。有時(shí)亦選用固體推進(jìn)劑火箭發(fā)動(dòng)機(jī);或選用只在空間飛行器所執(zhí)行的任務(wù)的開始階段用以建立軌道的低溫火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，以后則不再使用。因此，采用本發(fā)明提出的混合單組元推進(jìn)劑和雙組元推進(jìn)劑的方法，還提供了可供選用的遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)52，其用途與空間飛行器的具體任務(wù)和空間飛行器的類型有關(guān)。
在此最佳實(shí)施方案中，本發(fā)明用于作為衛(wèi)星的地球同步軌道上的空間飛行器，所設(shè)置的單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器48用于姿態(tài)控制、東西向位置保持和南北向位置保持。所設(shè)置的雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器50只用于南北向位置保持。使用這些推進(jìn)器的方式隨衛(wèi)星壽命期的不同階段和剩下的氧化劑量的多少而異。在衛(wèi)星壽命期的早期工作階段控制系統(tǒng)32開始工作時(shí)，一組徑向單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器54用于姿態(tài)控制和東西向位置保持，對(duì)于這類機(jī)動(dòng)動(dòng)作，所耗費(fèi)的推進(jìn)劑只占推進(jìn)劑總量的較小部分，幾臺(tái)雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器50用于南北向姿態(tài)控制，并耗費(fèi)大部分推進(jìn)劑。最初加注入燃料貯箱44的燃料量大于與氧化劑貯箱46中所載氧化劑完全反應(yīng)完畢所需的燃料量，還要加上在氧化劑貯箱46中的氧化劑耗盡前徑向單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器進(jìn)行姿態(tài)控制和位置保持所需的燃料“預(yù)計(jì)耗量”。此燃料“預(yù)計(jì)耗量”定義為在最初加注入空間飛行器的氧化劑耗盡前單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器工作時(shí)所需的燃料量。在設(shè)計(jì)衛(wèi)星時(shí)可以估算出此燃料預(yù)計(jì)耗量，通?？梢愿鶕?jù)以前用于執(zhí)行類似任務(wù)的其他衛(wèi)星的數(shù)據(jù)來估算。然而，事先還是不能精確計(jì)算出燃料預(yù)計(jì)耗量。采用本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)是，只要空間飛行器所載的燃料是過量的，那么估計(jì)燃料預(yù)計(jì)耗量的微小誤差也不致造成推進(jìn)劑的耗不盡或不能使用。當(dāng)然，仍然希望盡可能精確地估算出燃料預(yù)計(jì)耗量以便使用于南北向位置保持機(jī)動(dòng)動(dòng)作的有效雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器的工作時(shí)間可能長(zhǎng)。
在衛(wèi)星壽命期的后期工作階段，氧化劑耗盡后，雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器不能再實(shí)施南北向位置保持的功能，而由一組軸向單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器實(shí)施這一功能。因此，控制系統(tǒng)32的推進(jìn)功能，在衛(wèi)星壽命期的早期由單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器54和雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器50共同實(shí)施，在衛(wèi)星壽命期的后期則僅由單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器54和56實(shí)施。采用本發(fā)明的技術(shù)途徑，可以充分利用所有推進(jìn)劑，不會(huì)造成任何浪費(fèi)，也不會(huì)留下導(dǎo)致危險(xiǎn)的推進(jìn)劑。
在上述系統(tǒng)的一種最佳方案中，遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)52也是一種液體燃料雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器，按上述原則，在氧化劑耗盡前，由公用的燃料貯箱44和氧化劑貯箱46向它供應(yīng)推進(jìn)劑，而使它進(jìn)行工作。
在此最佳方案中，雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器50以其最有效的長(zhǎng)時(shí)期工作進(jìn)行南北向位置控制，典型地，此工作時(shí)間可延續(xù)50至200秒。單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器在衛(wèi)星壽命期的大部時(shí)間內(nèi)提供推力脈沖或進(jìn)行短時(shí)間工作，它們只消耗一小部分推進(jìn)劑。
在雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器50所用的氧化劑耗盡后，由軸向單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器56進(jìn)行南北向位置控制，它們被用于代替效率較高的雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器進(jìn)行南北向位置控制所需的長(zhǎng)時(shí)間工作。由于充分利用了可用推進(jìn)劑及衛(wèi)星的壽命有所延長(zhǎng)，所以整個(gè)控制系統(tǒng)的效率提高了。
因此，最初加注入燃料貯箱44供單組元推進(jìn)劑和雙組元推進(jìn)劑混合控制系統(tǒng)32使用(消耗)的燃料量是大于與氧化劑貯箱46中所載氧化劑全部反應(yīng)所需的燃料量。在此最佳實(shí)施方案中，此燃料量大于與氧化劑反應(yīng)所需的燃料量加上氧化劑耗盡前單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器的燃料預(yù)計(jì)耗量所需的燃料量。由以前的地球同步衛(wèi)星可知，約10%的推進(jìn)劑用于姿態(tài)控制和東西向位置保持的脈沖工作，而90%的推進(jìn)劑則用于50至200秒的南北向位置偏移修正的長(zhǎng)時(shí)間脈沖工作。對(duì)于希望具有這類工作歷程并使用本最佳實(shí)施方案中以雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器進(jìn)行南北向位置偏移修正的衛(wèi)星，最初加注入衛(wèi)星上燃料貯箱中的燃料量至少比與最初加注入衛(wèi)星上氧化劑貯箱中的氧化劑全部反應(yīng)完畢所需的燃料量大10%(亦即燃料預(yù)計(jì)耗量為10%)。當(dāng)然也可以采用其他方案，并按照與上述計(jì)算方法類似的方法確定所需的準(zhǔn)確燃料量。
可以設(shè)想，使用此單組元推進(jìn)劑和雙組元推進(jìn)劑混合控制系統(tǒng)可以顯著提高空間飛行器的效率，因而能增加空間飛行器的有效載荷。例如，采用本發(fā)明所述的單組元推進(jìn)劑和雙組元推進(jìn)劑混合控制系統(tǒng)代替完部使用單組元推進(jìn)劑的控制系統(tǒng)，可使正常情況下有效載荷為250磅的休斯飛機(jī)公司的HS376級(jí)地球同步衛(wèi)星的壽命期終止時(shí)的重量?jī)魷p少達(dá)106磅。這種重量的減少相當(dāng)于增加了有效載荷，因此，由于控制系統(tǒng)的改進(jìn)使有效載荷增加了30%。
現(xiàn)在可以明顯地看到，本發(fā)明提出了用于像地球同步衛(wèi)星這樣的空間飛行器的控制系統(tǒng)的重要改進(jìn)。由于控制系統(tǒng)的效率提高了，因而使空間飛行器的有效載荷增加。因?yàn)橥七M(jìn)劑完全被耗盡，所以未留下任何浪費(fèi)的殘留推進(jìn)劑。如果飛行器上剩有這種殘留推進(jìn)劑勢(shì)必造成有效載荷的損失，還可能發(fā)生危險(xiǎn)?？臻g飛行器的工作和準(zhǔn)備程序不需作重大修改。雖然為了說明本發(fā)明，詳細(xì)介紹了本發(fā)明的具體實(shí)施方案，但是只要不偏離本發(fā)明的實(shí)質(zhì)和范圍，還可以進(jìn)行各種修改。因此，本發(fā)明除了受所附權(quán)利要求
限制外，沒有其他限制。
權(quán)利要求
1.空間飛行器控制系統(tǒng)包括用燃料和氧化劑工作的雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器；用與上述雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器所用燃料相同燃料工作的單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器；與上述雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器相連的氧化劑供給系統(tǒng)；和與上述雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器和上述單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器相連的燃料供給系統(tǒng)，燃料量大于與所有氧化劑反應(yīng)所需的燃料量。
2.權(quán)利要求
1的控制系統(tǒng)中，其中燃料為肼。
3.權(quán)利要求
1的控制系統(tǒng)中，其中氧化劑為四氧化二氮。
4.權(quán)利要求
1的控制系統(tǒng)中，雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器是一種用于位置保持的推進(jìn)器。
5.權(quán)利要求
1的控制系統(tǒng)中，燃料量大于與所有氧化劑反應(yīng)所需的燃料量加上所有氧化劑耗盡前所述單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器中的燃料預(yù)計(jì)耗量。
6.權(quán)利要求
1的控制系統(tǒng)中，燃料量大于與所有氧化劑反應(yīng)所需的燃料量的110%。
7.權(quán)利要求
1的控制系統(tǒng)中，雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器是一種遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)。
8.權(quán)利要求
1的控制系統(tǒng)中，至少設(shè)有兩臺(tái)單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器，其一用于姿態(tài)控制和東西向位置保持的機(jī)動(dòng)動(dòng)作，另一臺(tái)用于南北向位置保持的機(jī)動(dòng)動(dòng)作。
9.控制空間飛行器的方法包括空間飛行器上至少設(shè)有一臺(tái)雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器和至少設(shè)有一臺(tái)單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器;空間飛行器上設(shè)有一個(gè)與雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器和單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器相連的燃料貯箱;空間飛行器上設(shè)有一個(gè)與雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器相連的氧化劑貯箱;氧化劑貯箱中加注有一定量的氧化劑;和燃料貯箱中加注有比與氧化劑貯箱中可用氧化劑反應(yīng)所需的燃料量為多的燃料。
10.權(quán)利要求
9的方法，燃料為肼。
11.權(quán)利要求
9的方法，氧化劑為四氧化二氮。
12.權(quán)利要求
9的方法中，還包括下列附加內(nèi)容發(fā)射空間飛行器;單組元和雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器一直工作到氧化劑耗盡;和氧化劑耗盡后單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器能繼續(xù)工作。
13.權(quán)利要求
9的方法中，至少設(shè)置兩臺(tái)單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器，其一用于姿態(tài)控制和東西向位置保持的機(jī)動(dòng)動(dòng)作，另一臺(tái)用于南北向位置保持的機(jī)動(dòng)動(dòng)作。
14.權(quán)利要求
9的方法中，雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器只用于南北向位置保持的機(jī)動(dòng)動(dòng)作。
15.權(quán)利要求
9的方法中，燃料量大于與所有氧化劑反應(yīng)所需的燃料量加上所有氧化劑耗盡前所述單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器中的燃料預(yù)計(jì)耗量。
專利摘要
空間飛行器控制系統(tǒng)中設(shè)有工作時(shí)使用同樣的燃料單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器和雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器。所選用的燃料可以在單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器中進(jìn)行催化反應(yīng)，也可以在雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器中被分開供入的氧化劑氧化，生成從推進(jìn)器排出并產(chǎn)生推力的熱燃?xì)?。所載的燃料量大于與可用氧化劑反應(yīng)所需的燃料量。在供給雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器的氧化劑耗盡后，單組元推進(jìn)劑推進(jìn)器能繼續(xù)工作。不存在不能使用的推進(jìn)劑，并充分利用了雙組元推進(jìn)劑推進(jìn)器的較高效率。
文檔編號(hào)B64G1/24GK87104290SQ87104290
公開日1988年2月24日 申請(qǐng)日期1987年6月19日
發(fā)明者埃里昂, M·埃德蒙德, 唐納特利·菲利浦A 申請(qǐng)人:休斯航空公司導(dǎo)出引文BiBTeX, EndNote, RefMan