本发明涉及一种卫星推进系统在轨飞行混合比调整方法，用于国内典型高轨卫星，在其使用双组元化学推进系统进行变轨、定点捕获及全寿命周期内轨道控制时进行氧燃推进剂消耗量及混合比的计算、调整和控制。
背景技术：
目前国内主要地球静止轨道卫星发射后采用双组元推进系统进行转移轨道变轨，之后完成定点捕获并开展业务，一般卫星服务寿命15年。卫星双组元推进系统所用推进剂包括氧化剂和燃烧剂，氧化剂和燃烧剂的质量比称为混合比，卫星推进剂混合比的控制情况直接影响到卫星使用寿命。一般地球静止轨道卫星采用变轨发动机进行转移轨道变轨，变轨期间通过姿控推力器进行卫星姿态控制。卫星变轨结束时消耗掉约占初始携带总量80％推进剂，之后变轨发动机不再使用，后续定点捕获及全寿命周期轨道维持及姿态控制通过多台姿控推力器完成，这些姿控推力器消耗掉卫星变轨后剩余推进剂。卫星设计两只完全相同的贮箱，一只装填氧化剂、另一只装填燃烧剂，按照推进系统设计，理想状况下转移轨道变轨及在轨全部寿命期间氧燃推进剂应该等体积排放，氧燃推进剂混合比额定值约为1.65。但实际考虑压力、温度、系统流阻等因素，氧燃推进剂排放速率及消耗量会略微偏离额定值，而且卫星实际加注时也可能根据需求对氧燃加注量进行小幅度调整，混合比会略微偏离其标称值。
目前地球静止轨道卫星在转移轨道变轨、定点捕获及全部寿命期间推进剂消耗量及混合比计算一般采用PVT方法和记账法，在变轨结束后给出变轨推进剂消耗量、剩余量与混合比。可根据剩余推进剂混合比情况分别起爆氧燃贮箱上游气路电爆阀来调整氧燃贮箱压力差，通过控制压力差来控制在轨全部寿命期间姿控推力器混合比。但是由于PVT法和记账法用来计算推进剂消耗量精度有限，理论上不高于2～3％，由于用此方法确定变轨后推进剂剩余量及组元混合比偏差精度不高，因而在实际卫星飞行控制中在卫星变轨完成后在通过起爆氧燃贮箱气路电爆阀进行贮箱压力控制时，并不完全依据用PVT法和记账法计算出的变轨后推进剂剩余量及混合比，而通常是在起爆电爆阀后让氧燃贮箱初始工作压力尽可能接近平衡。采用这样策略的不足之处主要是卫星变轨后初始推进剂剩余量及混合比计算精度差，导致系统全寿命周期最终混合比控制精度也相应较差，评估下来为1.65±0.05。
技术实现要素：
本发明的技术解决问题是：针对由于目前使用PVT及记账法进行卫星变轨时氧燃推进剂消耗及剩余量计算精度较差，由此导致卫星全寿命周期混合比控制精度不高这一问题(1.65±0.05)，提供一种卫星在轨飞行混合比调整方法。
本发明的技术解决方案是：一种卫星推进系统在轨飞行混合比调整方法，通过下列方式实现：
确定卫星变轨过程中推进剂的消耗量，根据氧化剂和燃烧剂的剩余量计算混合比γ2；
根据剩余推进剂量及混合比γ2确定姿控推力器在轨消耗推进剂混合比需求γ；
根据确定的变轨后姿控推力器在轨推进剂消耗混合比需求γ，通过地面测试得到的姿控推力器流量小偏差方程确定所需要的氧化剂和燃烧剂贮箱变轨后的初始压力差，并确定氧化剂和燃烧剂贮箱的压力值Po、Pf；
卫星变轨后，对氧化剂和燃烧剂贮箱进行补气并起爆氧化剂和燃烧剂贮箱上游气路电爆阀，使得起爆后氧化剂和燃烧剂贮箱内压力分别为Po、Pf，利用压力控制姿控推力器，自动对在轨飞行混合比进行调整。
卫星变轨过程中推进剂的消耗量在推进剂贮箱具有中间底结构时的实现方式如下：
(1)从卫星变轨飞行贮箱遥测压力变化判断氧燃推进剂流过下舱时刻，得到氧燃推进剂过贮箱中间底重要时间特征参数to和tf，其中to为氧化剂进入下舱时刻与变轨结束时刻的时间差，tf为燃烧剂进入下舱时刻与变轨结束时刻的时间差；
(2)根据时间特征参数to和tf，计算变轨过程中贮箱下舱氧化剂和燃烧剂的消耗量；
(3)根据贮箱下舱装填量和变轨时下舱推进剂消耗量计算出变轨后氧燃剩余推进剂量；
(4)根据推进剂加注量及变轨后剩余量确认该卫星变轨过程推进剂消耗量。
步骤(2)中根据氧化剂和燃烧剂标称流量计算变轨过程中贮箱下舱氧化剂和燃烧剂的消耗量。
贮箱下舱装填量考虑贮箱在加压状态下的下舱容积，通过加压状态下的下舱容积乘以推进剂的密度得到。
所述的加压状态为1.5MPa
混合比标称值为1.65，在γ2数值位于1.65±0.07范围内，γ＝γ2；否则，当γ2较1.65偏离较大，如果γ2>1.72，可取γ＝1.70～1.73；如果γ2<1.58，可取γ＝1.57～1.60。
本发明与现有技术相比有益效果为：
(1)本发明给出一种卫星在轨飞行混合比调整方法，它基于采用贮箱中间底法可较为准确地计算出变轨推进剂消耗量、剩余量及混合比这一情况，根据用贮箱中间底法计算出的剩余推进剂混合比情况来调整氧燃贮箱上游气路电爆阀起爆时贮箱压力，后续通过姿控推力器进行在轨混合比调整，让其在不影响性能前提下一定程度地工作在氧燃压力拉偏工况，最终通过姿控推力器完成的推进剂消耗部分或全部修正变轨后的氧燃推进剂混合比偏差量。由于用中间底法进行卫星变轨推进剂消耗量及剩余量计算精度较高，不超过4kg，即相对于推进剂初始加注量不超过0.2％，而姿控推力器在典型入口压力及拉偏工况下的混合比可以通过地面测试准确获得，因此采用本发明给出的混合比调整方法可以得到较为理想的卫星全寿命周期内的混合比最终控制结果，提高卫星使用寿命。
本文给出的卫星在轨飞行混合比调整方法基于使用贮箱中间底法计算变轨推进剂消耗量及剩余量，应用于具有中间底特征推进剂贮箱的卫星，该种贮箱广泛应用于国内地球静止轨道卫星，一般在卫星变轨末期推进剂流过贮箱中间底。
(2)之前的混合比控制策略由于卫星变轨后剩余推进剂计算精度不高，不能准确确定后续姿控推力器所需要的拉偏工作压力，并在后续通过姿控推力器适当的压力拉偏工作来修正变轨后的混合比偏差。目前采用的方法通常是在起爆后氧燃贮箱气路电爆阀后让贮箱初始工作压力尽可能接近平衡。本发明提供了一种可行的卫星全寿命周期的推进混合比调整方法，可以在卫星变轨后通过贮箱中间底法较为准确地得到推进剂剩余量，再根据姿控推力器地面测试结果调整氧燃贮箱压力，最终得到比较理想的全寿命周期推进混合比控制结果，并由此提高卫星使用寿命。由于变轨后的推进剂剩余量和推力器地面测试结果都能达到比较高的精度，因此该方法得到的混合比控制精度较高，评估可达到1.65±0.017以内。之前采用的方法混合比控制结果1.65±0.05。
(3)利用目前星上飞控遥测即可完成，不需增加遥测资源。
附图说明
图1为国内典型地球静止轨道卫星全寿命周期推进混合比调整方法流程图。
具体实施方式
下面对本发明做详细说明。如图1所示。本发明的实现方式如下：
(1)如计算变轨后推进剂剩余量及混合比，计算过程如下：
a)从卫星变轨飞行贮箱遥测压力变化判断氧燃推进剂流过下舱时刻，得到氧燃推进剂过贮箱中间底时间特征参数to和tf，其中to为氧化剂进入下舱时刻与变轨结束时刻的时间差，该时间差对应氧化剂实际在下舱的变轨点火消耗时间，同理得到tf，为燃烧剂进入下舱时刻与变轨结束时刻的时间差，该时间差对应燃烧剂实际在下舱的变轨点火消耗时间；
b)根据to和氧化剂标称流量算出变轨过程中下舱氧化剂的消耗量mo1，同样根据tf和燃烧剂标称流量算出变轨过程中下舱燃烧剂的消耗量mf1。在此计算过程中使用的是卫星变轨时氧化剂与燃烧剂标称流量，用该流量计算出的下舱推进剂消耗量与实际消耗量偏差：氧化剂不超过±2.1kg，燃烧剂不超过±1.24kg；
c)根据氧燃贮箱标称下舱装填量和变轨时下舱推进剂消耗量计算出变轨后氧燃剩余推进剂量(mo2、mf2)及混合比γ2，γ2＝mo/mf；
(2)计算起爆电爆阀后氧燃贮箱初始压力
a)根据剩余推进剂量及混合比γ2确定姿控推力器在轨消耗推进剂混合比需求γ，在此过程中需考虑姿控推力器在混合比拉偏位保工况下性能(比冲、推力等)较标称工况下不能相差太大，且必须保证姿控推力器工作在安全拉偏范围内。如卫星变轨后剩余推进剂混合比偏差较大，超出姿控推力器安全拉偏压力工作范围，需要调整策略，适当减小拉偏量，部分修正之前变轨后剩余推进剂混合比偏差。
混合比标称值为1.65，在γ2与混合比标称值偏差不大的情况下，比如1.65±0.07(即1.58至1.72)范围内，γ可以取＝γ2，但如果γ2较1.65偏离较大，需要考虑在保证姿控推力器安全工作的混合比下尽可能的修正γ2偏差，比如γ2＝1.8甚至＞1.8时，γ可以取1.70～1.73，此时卫星推进系统通过姿控推力器在寿命期间的工作部分修正变轨后推进剂混合比偏差。
b)根据确定的变轨后姿控推力器在轨推进剂消耗混合比需求根据地面测试得到的流量小偏差方程确定氧燃贮箱初始压力差，并确定各自压力值(Po、Pf)。
c)根据氧燃贮箱初始压力需求制定卫星变轨后贮箱补气策略，在变轨后氧燃贮箱接通气路补气时控制高压自锁阀开关时机和电爆阀起爆时机，以此控制电爆阀起爆后氧燃贮箱压力值及偏差。通过压力控制姿控推力器，让其在不明显影响性能的前提下工作在适当的压力拉偏工况，以此部分或全部修正变轨后的氧燃推进剂混合比偏差量，最终得到较为理想的卫星全寿命周期内的混合比控制结果，评估可达到1.65±0.017以内。
实施例1
1)卫星参数特征：
起飞重量5250kg，推进剂加注量3133kg，其中氧化剂1953.1kg，燃烧剂1179.9kg。
2)确认推进剂过贮箱中间底时刻
卫星变轨飞行共进行了五次变轨，在第五次变轨中氧燃推进剂分别过各自贮箱中间底。氧箱压力在第五次点火结束前36秒出现0.01MPa跳变，说明氧化剂流过中间底，氧化剂流过中间底与变轨结束时间间隔to＝36s。燃烧剂贮箱压力在距第五次点火结束前269秒出现0.01MPa跳变，说明燃烧剂流过中间底，燃烧剂流过中间底与变轨结束时间间隔tf＝269s。
3)计算下舱推进剂消耗量
氧化剂和燃烧剂流量取变轨发动机标称流量，氧化剂：0.10kg/s，燃烧剂：0.0606kg/s。氧燃流量乘以下舱点火时间to和tf，得到推进剂下舱消耗量：
氧化剂mo1＝0.1*36＝3.6kg，
燃烧剂mf1＝0.0606*269＝16.3kg。
4)计算变轨后推进剂剩余量及混合比
贮箱下舱满液时氧化剂质量531.7kg，燃烧剂质量321.3kg，这样可以确认变轨后推进剂剩余量：
氧化剂mo2＝531.7-3.6＝528.1kg，
燃烧剂mf2＝321.3-16.3＝305kg，
剩余推进剂混合比γ2:＝1.73
5)确定变轨后姿控推力器混合比调整需求
根据剩余推进剂混合比γ2:＝1.73及主份南北位保推力器(6A、7A)地面性能测试结果，考虑可能的调整偏差，可确定卫星变轨后姿控推力器在轨工作混合比需求调整范围γ＝1.70～1.73。
6)计算贮箱压力
计算满足姿控推力器混合比需求对应的贮箱压力时依据推力器6A、7A流量小偏差方程(推力器流量小偏差方程是根据地面测试结果标定的推力器流量与入口压力及推进剂温度之间关系)，利用以下关系式：
其中：
分别为姿控推力器氧燃流量偏差，为推力器氧燃流量，Wopo、Woto、Wopf、Wotf、Wfpf、Wftf、Wfpo、Wfto为氧燃流量对于氧燃贮箱压力及温度敏感度，△Po、△Pf、△To、△Tf为在轨氧燃贮箱压力与标称压力偏离量，为标称入口压力、温度下推力器氧燃流量。
最终计算结果可确定：
在氧箱压力1.58～1.59MPa，燃箱压力1.52～1.53MPa下，6A+7A推力器混合比可达到1.70～1.726。在此压力拉偏工况下对于姿控推力
器工作性能及安全性均影响不大。
因此可以确定卫星变轨后，通过接通气路进行贮箱补气并起爆氧燃贮箱上游气路电爆阀，对卫星后续在轨工作寿命期间初始贮箱压力进行控制，电爆阀起爆后氧化剂贮箱压力Po:1.58～1.59MPa，燃烧剂贮箱压力Pf:1.52～1.53MPa。按照此策略推进剂最终剩余量为氧化剂，不超过10Kg。用此调整方法全推进剂加注混合比为1.655，消耗混合比为1.648，偏差-0.007。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。