专利名称:空间飞行器混合控制系统的制作方法本发明涉及空间飞行器，更具体地说，涉及用于空间飞行器的控制系统。诸如卫星之类的空间飞行器，在其寿命期间，与推进和控制系统的类型有关。例如，由航天飞机发射的空间飞行器，由一组大推力的主发动机和助推器将整个航天飞机轨道飞行器送入地球低轨道。即将送入永久性或半永久性轨道的空间飞行器或卫星在轨道飞行器的有效载荷舱内被载入空间，随后又由若干台辅助火箭发动机将它从轨道飞行器发射到它自己的轨道。通讯卫星是一种重要的空间飞行器，它用作为被发射的信号的转发站。地面站把电视、电话、数据或其他信号发送到通讯卫星，随后通讯卫星又把这些信号放大或变换后转发到另一个地面站。地面站是整个系统的一个关键组成部分，而把卫星地面站的成本降到最低限度在商业上是十分重要的。尽可能降低卫星地面站的成本的一种途径是把通讯卫星置于与卫星地面站相对固定的某一空间位置，以使卫星地面站的发射和接收天线能保持固定不动并指向通讯卫星所在的空间位置，从而使地面站天线不需要那些用来连续地对准相对于地面站运动的卫星所需的跟踪电子设备和随动机构。虽然上述方法能把卫星地面站的成本降到最低程度，但是这却带来了对卫星控制系统要求的复杂性。存在唯一的一条能保持卫星位于所选定的地球上某一位置上空的卫星轨道。此轨道称为地球同步轨道，或称为对地静止轨道。在此轨道上，卫星以正确的高度和速度的组合进行运动，以便当在地球旋转时使卫星保持在与地面站相对固定的位置上。如果没有外力作用在卫星上，并使卫星趋于偏离地球同步轨道上其固定位置，那么卫星在地球上空似乎保持静止不动，同时可以采用固定的卫星地面站天线。例如，由太阳或月球的引力引起的外力就会使卫星偏离它与地球同步的固定位置。作用在卫星上非对称区的太阳风的力会引起卫星旋转，并指向与卫星起始所处的方向不同的方向。因此，即使卫星顺利地进入与地球相对静止的地球同步轨道，也必须在卫星上设置一套控制系统以补偿外力，并使卫星精确地保持在对准固定的卫星地面站天线的准确位置上。卫星由航天飞机或一次使用的火箭送入空间后，再由一台称为近地点发动机的推进器将卫星送入大偏率椭圆轨道。当此椭圆轨道与地球同步轨道所要求的高度相交时，另一台称为远地点发动机的推进器点火起动，使卫星进入圆形地球同步轨道。一旦卫星进入地球同步轨道，就可以用较小的推进器使卫星精确地位于所期望的轨道位置，并具有合适的方位。以上仅介绍了地球同步轨道上的一种通讯卫星的情况，然而，同样的原理也适用于低地球轨道、极轨道、倾斜轨道等轨道上其他类型的卫星。不管选择什么样的轨道，都必须在空间飞行器上设置控制其相对于所期望的轨道上的位置的姿态和轨道位置的装置，以修正相对于所期望位置的微小偏差。如上所述，必须精确保持地球同步轨道上通讯卫星的姿态和位置，以保证卫星与地面间的通讯联系不至中断。因而，空间飞行器应装有它自己的内装控制系统，包括那些能以各种模式推动空间飞行器的推进器。在此控制系统中，有两种，也可能三种，推进器的控制模式。这些推进器可以相对于地球或其他参考点来控制空间飞行器的姿态或方位。假如空间飞行器偏离轨道上它所期望的位置，那么这些推进器还可以在南北向或东西向改变空间飞行器的位置，这称为保持位置的机动动作。这种控制系统还可以提供推力，以把空间飞行器移动到地球上空略为不同的高度上的某一轨道上。在现行空间飞行器中，虽然在其上不同位置装有多台推进器，可以以不同的组合使它们起动工作，以达到所期望的控制运动，但是这些用以姿态控制和位置保持的推进器都是同一类型的。通常，姿态控制需要比较经常而暂短的推力脉冲，而南北向和东西向的位置保持及轨道变更则需要非经常性的、但却时间较长的推力脉冲。为进行空间飞行器姿态控制和位置保持，已研制出了两类液体推进剂推进器。在单组元推进剂推进器中，由诸如肼之类的燃料通过诸如铱之类的催化剂使燃料分解成热气态混合物，进而生成热燃气，然后再将燃气引入喷管以提供推力。在双组元推进剂推进器中，由诸如肼或比肼稍低能的一甲基肼之类的燃料与诸如四氧化二氮之类的氧化剂进行反应而生成热燃气，随后将燃气引入喷管以提供推力。从燃料的能量潜力和推进器设计方案的角度来考虑，由于单组元推进剂推进器非常简单，所以这类推进器最适用于那些小型、廉价的卫星。由于双组元推进剂推进器的效率较高，所以这类推进器最适用于较大卫星的控制，因而需要装载较多推进剂的场合。用于控制系统的专用推进器的选择取决于空间飞行器的具体用途。在空间飞行器上选用双组元推进剂推进器时，会产生一些问题。推进器用于姿态控制点火起动和东西向位置保持时，其效率比用于稳态点火起动时低，但是这类机动动作通常只耗费推进剂总量的很小部分，约10%的数量级。通常，燃料和氧化剂不会同时完全耗尽，总会留下一些不再可用的过量的某种推进剂。虽然残留的某种推进剂的量不会超过百分之几，但是，由于将任何载荷加速送入轨道的花费甚巨，所以即使如此少量的推进剂残留量也反映出一个重要问题。对于大型空间飞行器而言，此推进剂残留量可达几百磅。这些推进剂虽然被送入了轨道，但却不再可用。由于推进器起动方式和工作时间的多变，高度准确地预计推进剂消耗量的尝试还未成功。因此，通常总是会残留下一些不能使用的燃料或氧化剂。选用单组元推进剂推进器可以避免残留无用推进剂的问题，但是大多数这类推进器的效率较低。如果在空间飞行器上只装有单组元推进剂推进器，则势必携带更多的燃料，并且还出现了使必须送入空间的重要过重的问题。
因此，产生了需要一种经改进的控制系统的要求，这种控制系统在完成必要的姿态控制和位置保持功能时既能同时有效地工作，又能充分耗尽所有的推进剂。这种控制系统必须有能力与其他空间飞行器竞争，而又不会产生影响空间飞行器的安全、发射准备或空间飞行器设计方案中根本不同的结构或流体的协调方面的新问题。本发明则能满足这一要求，并还有一些其他优点。
本发明涉及空间飞行器的控制系统，该控制系统采用混合的单组元推进剂和双组元推进剂的途径，以提供姿态控制和位置保持所需的推力，还能提供远地点加速所需的推力。这种控制系统能使空间飞行器的效率得到显著改善，而对空间飞行器的工作程序无需作重大修改。
根据本发明，空间飞行器控制系统包括一台采用燃料和氧化剂的双组元推进剂推进器;一台采用与所述双组元推进剂推进器所用的燃料相同的燃料的单组元推进剂推进器;一套向双组元推进剂推进器供应氧化剂的氧化剂供给系统;一套向双组元推进剂推进器和单组元推进器供应燃料的燃料供给系统，而燃料量应比与所有氧化剂反应所需的燃料量为多。燃料最好选用肼，氧化剂最好选用四氧化二氮。远地点发动机也可以是一种双组元推进剂推进器，工作时使用共同的燃料和氧化剂。
单组元推进剂推进器起初最好用于需要较短推力脉冲的机动动作，它所需的推进剂只占推进剂总量的很小一部分，因此即使其性能较差也无关紧要。双组元推进剂推进器最好用于需要较长推力脉冲的机动动作，它所需的推进剂占推进剂总量的大部分。因为双组元推进剂推进器只需在稳态模式下工作，所以它可以按单一工作状态进行最优化设计，它必须比既能在稳态模式下工作、又能在脉冲模式下工作的常规推进器更为有效。空间飞行器上装载着过量的燃料，所以氧化剂首先被全部耗尽。当氧化剂耗尽无遗，则双组元推进剂推进器不再起作用。此后，即使单组元推进剂推进器的效率比双组元推进剂推进器的效率稍低，单组元推进剂推进器也能兼用于短时间和长时间的工作。由于利用了在其他情况下不能再使用的残留推进剂，所以总的效益得到提高。
在用于地球同步卫星的优化结构中，设置了两组单组元推进剂推进器和一台双组元推进剂推进器，以进行姿态控制和位置保持的机动动作。径向设置的单组元推进剂推进器用以进行姿态控制和东西向位置保持，而双组元推进剂推进器则在正常工作时用于南北向位置保持。这些推进器用于卫星寿命期的前期，这时可以同时使用燃料和氧化剂。在氧化剂耗尽后，轴向设置的单组元推进剂推进器用于南北向位置保持。在氧化剂耗尽及不能再使用双组元推进剂推进器后，径向和轴向单组元推进剂推进器则同时被用于卫星的姿态控制，直至把剩余的过量燃料全部耗尽。因此，卫星上所携带的燃料量应大于把所有氧化剂完全反应完毕所需的燃料量，再加上氧化剂耗尽前单组元推进剂推进器所需的燃料消耗量。采用本发明的方法，所有推进剂(包括燃料和氧化剂)将全部被充分利用。
以另一种方式可以叙述如下用于控制空间飞行器的方法包括在空间飞行器上应设置至少一台双组元推进剂推进器和至少一台单组元推进剂推进器;设置一个与所述双组元推进剂推进器和单组元推进剂推进器相连的燃料贮箱;设置一个与所述双组元推进剂推进器相连的氧化剂贮箱;氧化剂贮箱中应装载一定量的氧化剂;及燃料贮箱中应装载比与氧化剂贮箱中所装载的可用氧化剂完全反应完毕所需的燃料量还多的燃料。于是一旦空间飞行器准备就绪，就可将它发射到空间并投入使用，单组元和双组元推进剂推进器便能进行工作，直至氧化剂耗尽，在氧化剂耗尽后，单组元推进剂推进器还能继续工作。
现在可以看到，本发明所述的系统和方法提出了一种空间飞行器控制的重要改进。可以最佳地设计和使用单组元和双组元推进剂推进器，而空间飞行器上所载的燃料和氧化剂量能在这些燃料和氧化剂耗尽前使空间飞行器的可能工作时间达到最大。在空间技术的应用中，人们已分别掌握和研制出了单组元和双组元推进剂推进器和推进剂技术，因此可以使混合控制系统在技术、保障和安全方面的潜在问题减少到最低程度。下文将给出作为说明本发明实例的附图，结合这些附图所作的更为详细的讨论将使本发明的其他特征和优点更为明显。
图1为说明典型的通讯卫星与地球和两个卫星地面站间相互关系的示意图;
图2为相对于地球的三种卫星轨道的示意图;
图3为在地球同步轨道上的通讯卫星的示意图，用以说明各推进器工作时所引起的不同类型的运动;
图4为通讯卫星的剖视图，用以说明其控制系统;和图5为控制系统示意图。
空间飞行器通常由专用助推火箭或可以重新使用的航天飞机之类的发射运载器以接误所期望的姿态和轨道被送入轨道成为卫星。此后，它的姿态和轨道通常还需由空间飞行器的控制系统利用位于空间飞行器上的推进器进行精确修正。随着时间的推移，飞行器的姿态会略有改变，但是，即使几度的方位偏差，如果不对姿态加以修正，也足以使空间飞行器无法实施其功能。同理，轨道位置的微小变化也必须加以修正。采用空间飞行器控制系统便能对姿态和位置进行修正。此外，在一些卫星上采用比用于姿态控制和位置保持的推进器的推力更大的远地点发动机来完成像向较高轨道移动之类的较大的轨道变动。在本文所用的术语中，空间飞行器控制系统包括其推进剂供给装置、各推进器和将推进剂供至各推进器的管路系统，但是不包括指令各推进器起动工作所需的控制装置。
图1示出了在绕地球轨道上的某个卫星10，它起中继站的作用。第一个卫星地面站12把信号发送给卫星10，在此卫星上，信号可以经过放大或变换，然后再发送到第二个卫星地面站14。为了使设于卫星地面站12和14的地面天线的成本降到最低程度，希望卫星10能精确保持在空间某一个称为卫星站的固定点，并使两个卫星天线18分别精确地对准相应的地面天线16。如果允许卫星10相对其固定卫星站偏移某一较小的距离，那么为了跟踪此卫星，地面天线16必须是可以受控运动的，这会使地面天线的成本增加。卫星10的轨道是使卫星位于看上去好像是固定于空间某一位置的卫星站的能力的关键因素。如图2所示，可以把卫星10发射到位于地球赤道平面的赤道轨道20，或倾斜轨道22，或能使卫星飞越地球两极上空的极轨道24。赤道轨道是位于约22235法定哩高度上的一条圆型轨道，在此轨道上的卫星10以准确的速度在地球上某一选定点的上空随地球的旋转而运动，并保持卫星位置基本不变。对于观察者而言，这种卫星看起来几乎是静止的，并能使地面天线16永久地对准卫星10而无需变换方向。由于地球的曲率，位于地球同步轨道的卫星不能与纬度大于80度的地点进行通讯。然而，这一缺点与使用于大多数通讯系统的地面站的复杂性显著降低相比就不足为奇了。
虽然采用地球同步轨道能提供使卫星位于空间某一固定位置的能力，但由于存在各种外力，所以位于地球同步轨道上的卫星仍有稍偏离其指定位置的趋势。因此，各地球同步卫星都设有控制系统，以保持其总是位于所期望的位置上，这类控制系统就是本发明的主题。其他位于低地球轨道或倾斜轨道上的那些卫星也可以采用本发明中所述的控制系统，但是文中提出的最佳实施方案仅适用于地球同步通讯卫星。
图3示出了位于绕地球轨道上的某个卫星10，图中还示出了相应于各控制运动的坐标。所示的三个坐标分别相应于上下方向26、东西方向28和南北方向30。卫星10必须相对于这三个坐标和相对于诸如地球、某些星球或其他物体之类的参考点保持合适的姿态或角度方位。这些角度方位称为卫星的姿态。卫星10还必须相对于轨道上所期望的位置X保持固定不变。空间飞行器10还会沿X轴30在预定位置的南北方向(相对地球而言)、沿轴28在预定位置的东西方向(相对地球而言)或沿轴26在预定位置的高度方向(相对地球而言)产生偏移。因此，姿态控制可以理解为与相对于合适位置X的卫星角度方位有关;而位置保持可以理解为与整个卫星10偏离合适位置的运动有关。许多因素可以引起姿态或位置的偏离，这些因素包括日光压力、太阳或月球之类其他物体的引力、阻力、热效应、电磁效应、上次修正机动动作的不精确性或其他内部或外部因素等。
空间飞行器用作卫星时，与卫星的经济性密切相关，特别是与空间飞行器发射时的重量和尺寸及卫星所执行任务的期望有效寿命期有关。可以期望用减少空间飞行器上所携带的推进剂量来减少它的重量和尺寸，但是减少空间飞行器上所载用于姿态控制和位置保持机动动作的推进剂量会减少修正机动动作的次数，因而缩短了卫星的有用寿命期。因此，使控制系统最佳化以避免推进剂的浪费及把控制系统中所用的推进剂2时的无效性降到最低程度是至关重要的。
图4示出了卫星10的更为详细的情况，特别是示出了控制系统32的各组成部分。图示的卫星10上有一个支撑平台36的卫星本体34。本体34通常是圆柱形的，并以每分钟约60转的转速绕该圆柱体的轴线旋转。这种旋转使整个卫星10的运动特性有些像一个大型的自转旋翼飞机，并保持它相对于轴26、28和30的姿态和角度方位不变。平台36并不以与本体34的转速相同的转速旋转，而保持相对静止，因而卫星天线18能连续不断地对准地面天线16。
图5示出了本发明所介绍的控制系统32。此控制系统32使用两种推进剂，分别储存在燃料贮箱44和氧化剂贮箱46内。目前认为最适用的燃料是肼，其化学组成为N2H4。肼既可以用作为双组元推进剂的燃料，又可以用作为单组元推进剂。也就是说，肼可以用来与适当的氧化剂反应后在推进器中生成燃气，也可以使它通过催化剂后分解成氮气和氢气，然后在推进器中生成热燃气。关于这种技术，可参阅由Ellion及其合作者提出的美国专利3871828、4069664、4324096和4490972，这些专利上公开的内容作为参考可以与本发明结合起来使用。目前认为最合适的氧化剂是四氧化二氮，其化学组成为N2O4。在双组元推进剂推进器中，肼和四氧化二氮发生自然反应而产生热燃气。在单组元推进剂推进器中，肼在包有铱包覆层的氧化铝催化床上进行放热分解反应，从而产生热燃气。在推进器中以燃料作为单组元推进剂及以燃料和氧化剂作双组元推进剂的技术已广为人知。
来自燃料贮箱44的燃料和来自氧化剂贮箱46的氧化剂通过统称为推进剂管路系统42的各导管输送到诸推进器。当然，这些导管把燃料和氧化剂两者供至双组元推进剂推进器，而只把燃料供至单组元推进剂推进器。在最简单的系统中，典型地可以采用足够的压力来增压燃料贮箱44和氧化剂贮箱46，以根据需要将燃料和氧化剂供至各推进器，而不需设置推进剂泵。作为可选择的方案，在特殊应用场合，也可设置推进剂泵。对于单组元推进剂推进器48，只需向它供应燃料，而对于双组元推进剂推进器50，则需同时向它供应燃料和氧化剂。在实际应用中，往往在卫星10上若干选定位置处设置多台单组元推进剂推进器48和多台双组元推进剂推进器50，用以实施所需的姿态控制和位置保持的功能。
在此最佳实施方案中，还向远地点发动机52供应燃料和氧化剂。远地点发动机52通常是一种比推进器48和50大的火箭发动机。有时亦选用固体推进剂火箭发动机;或选用只在空间飞行器所执行的任务的开始阶段用以建立轨道的低温火箭发动机，以后则不再使用。因此，采用本发明提出的混合单组元推进剂和双组元推进剂的方法，还提供了可供选用的远地点发动机52，其用途与空间飞行器的具体任务和空间飞行器的类型有关。
在此最佳实施方案中，本发明用于作为卫星的地球同步轨道上的空间飞行器，所设置的单组元推进剂推进器48用于姿态控制、东西向位置保持和南北向位置保持。所设置的双组元推进剂推进器50只用于南北向位置保持。使用这些推进器的方式随卫星寿命期的不同阶段和剩下的氧化剂量的多少而异。在卫星寿命期的早期工作阶段控制系统32开始工作时，一组径向单组元推进剂推进器54用于姿态控制和东西向位置保持，对于这类机动动作，所耗费的推进剂只占推进剂总量的较小部分，几台双组元推进剂推进器50用于南北向姿态控制，并耗费大部分推进剂。最初加注入燃料贮箱44的燃料量大于与氧化剂贮箱46中所载氧化剂完全反应完毕所需的燃料量，还要加上在氧化剂贮箱46中的氧化剂耗尽前径向单组元推进剂推进器进行姿态控制和位置保持所需的燃料“预计耗量”。此燃料“预计耗量”定义为在最初加注入空间飞行器的氧化剂耗尽前单组元推进剂推进器工作时所需的燃料量。在设计卫星时可以估算出此燃料预计耗量，通常可以根据以前用于执行类似任务的其他卫星的数据来估算。然而，事先还是不能精确计算出燃料预计耗量。采用本发明的优点是，只要空间飞行器所载的燃料是过量的，那么估计燃料预计耗量的微小误差也不致造成推进剂的耗不尽或不能使用。当然，仍然希望尽可能精确地估算出燃料预计耗量以便使用于南北向位置保持机动动作的有效双组元推进剂推进器的工作时间可能长。
在卫星寿命期的后期工作阶段，氧化剂耗尽后，双组元推进剂推进器不能再实施南北向位置保持的功能，而由一组轴向单组元推进剂推进器实施这一功能。因此，控制系统32的推进功能，在卫星寿命期的早期由单组元推进剂推进器54和双组元推进剂推进器50共同实施，在卫星寿命期的后期则仅由单组元推进剂推进器54和56实施。采用本发明的技术途径，可以充分利用所有推进剂，不会造成任何浪费，也不会留下导致危险的推进剂。
在上述系统的一种最佳方案中，远地点发动机52也是一种液体燃料双组元推进剂推进器，按上述原则，在氧化剂耗尽前，由公用的燃料贮箱44和氧化剂贮箱46向它供应推进剂，而使它进行工作。
在此最佳方案中，双组元推进剂推进器50以其最有效的长时期工作进行南北向位置控制，典型地，此工作时间可延续50至200秒。单组元推进剂推进器在卫星寿命期的大部时间内提供推力脉冲或进行短时间工作，它们只消耗一小部分推进剂。
在双组元推进剂推进器50所用的氧化剂耗尽后，由轴向单组元推进剂推进器56进行南北向位置控制，它们被用于代替效率较高的双组元推进剂推进器进行南北向位置控制所需的长时间工作。由于充分利用了可用推进剂及卫星的寿命有所延长，所以整个控制系统的效率提高了。
因此，最初加注入燃料贮箱44供单组元推进剂和双组元推进剂混合控制系统32使用(消耗)的燃料量是大于与氧化剂贮箱46中所载氧化剂全部反应所需的燃料量。在此最佳实施方案中，此燃料量大于与氧化剂反应所需的燃料量加上氧化剂耗尽前单组元推进剂推进器的燃料预计耗量所需的燃料量。由以前的地球同步卫星可知，约10%的推进剂用于姿态控制和东西向位置保持的脉冲工作，而90%的推进剂则用于50至200秒的南北向位置偏移修正的长时间脉冲工作。对于希望具有这类工作历程并使用本最佳实施方案中以双组元推进剂推进器进行南北向位置偏移修正的卫星，最初加注入卫星上燃料贮箱中的燃料量至少比与最初加注入卫星上氧化剂贮箱中的氧化剂全部反应完毕所需的燃料量大10%(亦即燃料预计耗量为10%)。当然也可以采用其他方案，并按照与上述计算方法类似的方法确定所需的准确燃料量。
可以设想，使用此单组元推进剂和双组元推进剂混合控制系统可以显著提高空间飞行器的效率，因而能增加空间飞行器的有效载荷。例如，采用本发明所述的单组元推进剂和双组元推进剂混合控制系统代替完部使用单组元推进剂的控制系统，可使正常情况下有效载荷为250磅的休斯飞机公司的HS376级地球同步卫星的寿命期终止时的重量净减少达106磅。这种重量的减少相当于增加了有效载荷，因此，由于控制系统的改进使有效载荷增加了30%。
现在可以明显地看到，本发明提出了用于像地球同步卫星这样的空间飞行器的控制系统的重要改进。由于控制系统的效率提高了，因而使空间飞行器的有效载荷增加。因为推进剂完全被耗尽，所以未留下任何浪费的残留推进剂。如果飞行器上剩有这种残留推进剂势必造成有效载荷的损失，还可能发生危险。空间飞行器的工作和准备程序不需作重大修改。虽然为了说明本发明，详细介绍了本发明的具体实施方案，但是只要不偏离本发明的实质和范围，还可以进行各种修改。因此，本发明除了受所附
权利要求
1.空间飞行器控制系统包括用燃料和氧化剂工作的双组元推进剂推进器；用与上述双组元推进剂推进器所用燃料相同燃料工作的单组元推进剂推进器；与上述双组元推进剂推进器相连的氧化剂供给系统；和与上述双组元推进剂推进器和上述单组元推进剂推进器相连的燃料供给系统，燃料量大于与所有氧化剂反应所需的燃料量。
2.权利要求
1的控制系统中，其中燃料为肼。
3.权利要求
1的控制系统中，其中氧化剂为四氧化二氮。
4.权利要求
1的控制系统中，双组元推进剂推进器是一种用于位置保持的推进器。
5.权利要求
1的控制系统中，燃料量大于与所有氧化剂反应所需的燃料量加上所有氧化剂耗尽前所述单组元推进剂推进器中的燃料预计耗量。
6.权利要求
1的控制系统中，燃料量大于与所有氧化剂反应所需的燃料量的110%。
7.权利要求
1的控制系统中，双组元推进剂推进器是一种远地点发动机。
8.权利要求
1的控制系统中，至少设有两台单组元推进剂推进器，其一用于姿态控制和东西向位置保持的机动动作，另一台用于南北向位置保持的机动动作。
9.控制空间飞行器的方法包括空间飞行器上至少设有一台双组元推进剂推进器和至少设有一台单组元推进剂推进器;空间飞行器上设有一个与双组元推进剂推进器和单组元推进剂推进器相连的燃料贮箱;空间飞行器上设有一个与双组元推进剂推进器相连的氧化剂贮箱;氧化剂贮箱中加注有一定量的氧化剂;和燃料贮箱中加注有比与氧化剂贮箱中可用氧化剂反应所需的燃料量为多的燃料。
10.权利要求
9的方法，燃料为肼。
11.权利要求
9的方法，氧化剂为四氧化二氮。
12.权利要求
9的方法中，还包括下列附加内容发射空间飞行器;单组元和双组元推进剂推进器一直工作到氧化剂耗尽;和氧化剂耗尽后单组元推进剂推进器能继续工作。
13.权利要求
9的方法中，至少设置两台单组元推进剂推进器，其一用于姿态控制和东西向位置保持的机动动作，另一台用于南北向位置保持的机动动作。
14.权利要求
9的方法中，双组元推进剂推进器只用于南北向位置保持的机动动作。
15.权利要求
9的方法中，燃料量大于与所有氧化剂反应所需的燃料量加上所有氧化剂耗尽前所述单组元推进剂推进器中的燃料预计耗量。

空间飞行器控制系统中设有工作时使用同样的燃料单组元推进剂推进器和双组元推进剂推进器。所选用的燃料可以在单组元推进剂推进器中进行催化反应，也可以在双组元推进剂推进器中被分开供入的氧化剂氧化，生成从推进器排出并产生推力的热燃气。所载的燃料量大于与可用氧化剂反应所需的燃料量。在供给双组元推进剂推进器的氧化剂耗尽后，单组元推进剂推进器能继续工作。不存在不能使用的推进剂，并充分利用了双组元推进剂推进器的较高效率。