CN108516107B - 一种在线发动机推力和比冲估计方法及系统 - Google Patents

Abstract

一种在线发动机推力和比冲估计方法及系统，包括：(1)根据主发动机的地面试车结果，确定主发动机推力以及比冲的估计初值，并对后续迭代过程需要的相关参数进行初始化；(2)结合姿控推力器工作在主发动机推力方向产生的附加加速度和姿控推力器引起的质量消耗，求解出主发动机推力和比冲的估计值，从而实现在线发动机推力和比冲估计。本发明考虑了动力过程主发动机以外其他姿控发动机喷气造成的额外质量消耗和加速度，并将它们的影响从估计方程中扣除，最后通过递推最小二乘方法得到主发动机推力和比冲的精确估计结果。这种方式的好处是可以实时在线进行并且剔除了其他发动机工作对估计结果的不利影响。

Description

一种在线发动机推力和比冲估计方法及系统

技术领域

本发明涉及一种在线发动机推力和比冲估计方法及系统，属于航天器制导控制领域。

背景技术

对于航天器来说，主发动机推力、比冲是各种动力过程，例如轨道控制过程、月球着陆过程、月球上升过程的关键参数，它影响着轨道策略计算或者制导解算的精度。

目前绝大多数航天器的发动机推力在轨标定均是利用发动机点火过程中的加速度计测量结果进行事后处理完成的。根据推力＝质量×加速度这一物理定理，用加速度计测量加速度，然后根据质量(作为已知量)就可以计算出推力。利用点火过程一段时间的加速度测量，进行平滑去除噪声后可以得到推力的估值。但发动机的比冲一般只能是根据地面试车结果或者结合在轨推进贮箱压力等参数计算。也就是说传统方法有二个缺点：一、发动机推力不能在线实时进行估计，只能事后估计；二、发动机比冲只能通过其他方法事前估计，而不能在点火过程中实时估算。

我国的月球着陆器首次提出了“一种自适应动力显式制导方法”(专利号ZL201310685323.4)，其中采用了一种在线估计剩余制导时间的方法。这种方法隐含着估计发动机的推力和比冲。但是该方法并没有考虑除了主发动机以外，其他姿控发动机比冲和推进剂消耗的影响，其结果是估计的发动机推力和比冲是着陆器点火过程中所有发动机的“平均”结果。这对于制导律来说是合理的。但当需要精确获得主发动机参数时，这种方法是有缺陷的。

发明内容

本发明技术解决问题：克服现有技术的不足，提出了一种在线发动机推力和比冲估计方法及系统，针对上述不足，本发明方法记录了除主发动机以外其他所有姿控发动机的喷气脉宽，根据地面试车获得的姿控发动机推力和比冲，实时计算出姿控发动机引起的推进剂消耗和附加加速度，将这些影响从主发动机推力大小和比冲估计的方程中扣除，从而得到更为准确的估计结果。

本发明所采用的技术方案为：

一种在线发动机推力和比冲估计方法，实现步骤如下：

(1)根据主发动机的地面试车结果，确定主发动机推力以及比冲的估计初值，并对后续迭代过程需要的相关参数进行初始化，具体为：

m(t₀)＝m₀；

其中，初始时刻为t₀，航天器的质量为m，t₀时刻的质量为m(t₀)，且初始化为m₀；

矩阵M和列向量N初始化为0，即

姿控推力器的累计推进剂消耗为Δm_RCS，t₀时刻的初值为0，即

Δm_RCS(t₀)＝0；

主发动机推力的估值为

主发动机比冲的估值为

在初始时刻，初值分别为F_main0和I_spmain0，则有

(2)结合姿控推力器工作在主发动机推力方向产生的附加加速度和姿控推力器引起的质量消耗，求解出主发动机推力和比冲的估计值，从而实现在线发动机推力和比冲估计。

具体为：

(2.1)在当前采样时刻，通过加速度计获得从上个采样时刻到当前采样时刻间隔内作用在航天器本体上的非引力加速度引起的速度增量；

(2.2)建立最小二乘的观测量，扣除其他姿控推力器工作在主发动机推力方向产生的附加加速度和姿控推力器引起的质量消耗补偿量；

具体为：

其中，Z为最小二乘的观测量，当前时刻为t_k，k≥0，在[t_k-1，t_k]时间段内，ΔV_acc(t_k)为沿主发动机推力方向的速度增量测量值，在[t_k-1，t_k]时间段内控制系统对第i台姿控推力器发出的指令喷气脉宽为T_RCS,i(t_k)，测量周期为Δt，即Δt＝t_k-t_k-1；N为姿控推力器的数量，

为主发动机的推力估值，第i台姿控推力器的推力大小为F_RCS,i，1≤i≤N，第i台姿控推力器推力方向与主发动机推力方向的夹角为α_i。

(2.3)采用递推最小二乘方法估计当前时刻的状态参数；具体为：

(a)建立t_k时刻的观测矩阵h＝[1 t_k-1-t₀]；

(b)按照递推最小二乘方法进行状态估计，具体为：

其中，X为状态估计结果，M＝M+h^T·h，N＝N+h^T·Z，

detM＝M(1,1)M(2,2)-M(1,2)M(2,1)，M(i,j)是矩阵M的第i行第j列对应的元。

(2.4)求解出主发动机推力和比冲的估计值，并修正航天器的质量估值。

具体为：

其中，

为主发动机比冲的估计值，

为主发动机推力的估计值，

τ₀＝-X(1)/X(2)，m(t_k)为修正航天器的质量估值，

第i台姿控推力器的比冲为I_spRCS,i。

(2.5)下一采样时刻重复步骤(2.1)～(2.4)的过程。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)在动力过程中实时估计主发动机的推力和比冲等参数，有利于制导律或轨道控制策略进行实时调节。

(2)估计方程中扣除了姿控发动机喷气造成的附加质量消耗和推力加速度，使得主发动机推力和比冲估计更为准确。

附图说明

图1航天器发动机安装布局。

图2动力过程控制器输出的三通道喷气脉宽指令。

图3动力过程主发动机推力比冲的真值和估计结果。

图4动力过程质量的真值和估计结果。

图5为本发明方法流程图。

具体实施方式

航天器主发动机的推力和比冲是航天器各种动力飞行过程，包括轨道控制、地外天体(无大气)着陆过程、上升过程轨道控制策略和制导律解算的关键参数。在动力过程中如果能够实施估计发动机推力大小和比冲，将对提高制导律或轨控过程的精度有重大的意义。目前，还没有航天器做到对主发动机推力和比冲进行在线、实时和准确地估计。

针对这一问题，本发明提出了一种在线发动机推力和比冲估计方法。在已有方法的基础上，本发明考虑了动力过程主发动机以外其他姿控发动机喷气造成的额外质量消耗和加速度，并将它们的影响从估计方程中扣除，最后通过递推最小二乘方法得到主发动机推力和比冲的精确估计结果。这种方式的好处是可以实时在线进行并且剔除了其他发动机工作对估计结果的不利影响。

如图5所示，本发明所采用的技术包括初始化和在线迭代两个步骤实施：

1)初始化

根据主发动机的地面试车结果或者其他方法获得的先验知识，确定发动机推力、比冲的估计初值，并对后续迭代过程需要的相关参数进行初始化。

设航天器由一台主发动机和N(N>0)台姿控推力器构成。定义主发动机的推力大小为F_main，比冲为I_spmain；第i台(1≤i≤N)姿控推力器的推力大小为F_RCS,i，比冲为I_spRCS,i。并且设第i台发动机推力方向与主发动机推力方向的夹角为α_i。

设初始时刻为t₀，航天器的质量用m表示，那么t₀时刻的质量为m(t₀)，并且设m(t₀)已知，其值为m₀，即

m(t₀)＝m₀

定义2×2矩阵M和列向量N，并将他们初始化为0，即

定义姿控推力器的累计推进剂消耗为Δm_RCS，t₀时刻的初值为0，即

Δm_RCS(t₀)＝0

设

是主发动机推力的估值，

是主发动机比冲的估值。在初始时刻，它们需要设置初值。初值选取根据先验知识进行，例如地面试车数据。设它们的初值分别为F_main0和I_spmain0，则有

2)随时间递推进行估计

在当前采样时间，通过加速度计获得从上个采样时刻到当前采样时刻间隔内作用在航天器本体上的非引力加速度引起的速度增量；在扣除其他姿控推力器工作在主发动机推力方向产生的附加加速度和姿控推力器引起的质量消耗补偿量后，采用递推最小二乘方法估计当前时刻的状态参数，并从中求解出主发动机推力和比冲的估计值，同时还可以修正航天器质量估值。

下一周期重复上述过程。

设当前时间为t_k(k≥0)，在这一时刻通过加速度计获得了[t_k-1，t_k]时间段内，沿主发动机推力方向的速度增量测量值，记为ΔV_acc(t_k)。同时在[t_k-1，t_k]时间段内控制系统对第i台推力器发出的指令喷气脉宽为T_RCS,i(t_k)。测量周期为Δt，即Δt＝t_k-t_k-1。

a.最小二乘估计

建立最小二乘的观测量Z，它由速度增量测量值计算而来。并补偿了姿控推力器在主发动机推力方向贡献的加速度和姿控推力器的质量消耗。

建立t_k时间的观测矩阵h

h＝[1t_k-1-t₀]

然后按照递推最小二乘方法进行状态估计，并从中计算出t_k时刻发动机推力和比冲的估值

和

方法如下

M＝M+h^T·h

N＝N+h^T·Z

detM＝M(1,1)M(2,2)-M(1,2)M(2,1)

若detM≠0，则

{

τ₀＝-X(1)/X(2)

}

其中，M(i,j)是矩阵M的第i行第j列对应的元。

b.参数更新

计算累计到t_k时刻的姿控推进剂消耗Δm_RCS(t_k)和剩余质量m(t_k)

在下一个采样时间点t_k+1，重复步骤2)的计算流程。

本发明还提出了一种在线发动机推力和比冲估计系统，包括：

初始化模块：用于根据主发动机的地面试车结果，确定主发动机推力以及比冲的估计初值，并对后续迭代过程需要的相关参数进行初始化；

在线估计模块：用于结合姿控推力器工作在主发动机推力方向产生的附加加速度和姿控推力器引起的质量消耗，求解出主发动机推力和比冲的估计值，从而实现在线发动机推力和比冲估计。

本发明给出实施例如下：

假设一个航天器沿其X轴安装有一台主发动机，推力标称值3000N，比冲310×9.8N·s/kg。另外，安装有8台姿控推力器，其中滚动通道4台10N(比冲285×9.8N·s/kg)，俯仰和偏航通道各2台120N(比冲286×9.8N·s/kg)。如图1所示。根据这一安装，俯仰和偏航通道推力器喷气时会产生沿X向加速度(与主发动机一致)；滚动通道10N推力器工作时不产生X向加速度。

设动力过程的初始质量为780kg，过程中主发动机持续点火时间30s。姿控推力器按照控制指令实施喷气控制，保持动力过程姿态稳定，姿控推力器喷气脉宽指令见图2(符号表示喷气的方向，即正号表示该通道正向喷气，负号表示该通道负向喷气)。设主发动机的推力和比冲相对标称值均有偏差，其中推力为3090N，比冲为312×9.8N·s/kg。在动力过程中，使用本发明的方法实施主发动机推力大小和比冲的估计，发动机推力和比冲的估计结果见图3，质量估计的结果见图4。从仿真结果可以看到，使用本发明提出的方法，能够准确估计出主发动机的推力和比冲等参数。

Claims (5)

1.一种在线发动机推力和比冲估计方法，其特征在于实现步骤如下：

(1)根据主发动机的地面试车结果，确定主发动机推力以及比冲的估计初值，并对后续迭代过程需要的相关参数进行初始化；

具体为：

m(t₀)＝m₀；

其中，初始时刻为t₀，航天器的质量为m，t₀时刻的质量为m(t₀)，且初始化为m₀；

矩阵M和列向量N初始化为0，即

姿控推力器的累计推进剂消耗为Δm_RCS，t₀时刻的初值为0，即

Δm_RCS(t₀)＝0；

主发动机推力的估值为

主发动机比冲的估值为

在初始时刻，初值分别为F_main0和I_spmain0，则有

(2)结合姿控推力器工作在主发动机推力方向产生的附加加速度和姿控推力器引起的质量消耗，求解出主发动机推力和比冲的估计值，从而实现在线发动机推力和比冲估计；

所述步骤(2)结合姿控推力器工作在主发动机推力方向产生的附加加速度和姿控推力器引起的质量消耗，求解出主发动机推力和比冲的估计值，具体为：

(2.1)在当前采样时刻，通过加速度计获得从上个采样时刻到当前采样时刻间隔内作用在航天器本体上的非引力加速度引起的速度增量；

(2.2)建立最小二乘的观测量，扣除其他姿控推力器工作在主发动机推力方向产生的附加加速度和姿控推力器引起的质量消耗补偿量；

(2.3)采用递推最小二乘方法估计当前时刻的状态参数；

(2.4)求解出主发动机推力和比冲的估计值，并修正航天器的质量估值；

(2.5)下一采样时刻重复步骤(2.1)～(2.4)的过程；

所述步骤(2.2)建立最小二乘的观测量，扣除其他姿控推力器工作在主发动机推力方向产生的附加加速度和姿控推力器引起的质量消耗补偿量，具体为：

其中，Z为最小二乘的观测量，当前时刻为t_k，k≥0，在[t_k-1，t_k]时间段内，ΔV_acc(t_k)为沿主发动机推力方向的速度增量测量值，在[t_k-1，t_k]时间段内控制系统对第i台姿控推力器发出的指令喷气脉宽为T_RCS,i(t_k)，测量周期为Δt，即Δt＝t_k-t_k-1；N为姿控推力器的数量，

为主发动机的推力估值，第i台姿控推力器的推力大小为F_RCS,i，1≤i≤N，第i台姿控推力器推力方向与主发动机推力方向的夹角为α_i。

2.根据权利要求1所述的一种在线发动机推力和比冲估计方法，其特征在于：所述步骤(2.3)采用递推最小二乘方法估计当前时刻的状态参数，具体为：

建立t_k时刻的观测矩阵h＝[1t_k-1-t₀]；

按照递推最小二乘方法进行状态估计。

3.根据权利要求2所述的一种在线发动机推力和比冲估计方法，其特征在于：按照递推最小二乘方法进行状态估计具体为：

其中，X为状态估计结果，M＝M+h^T·h，N＝N+h^T·Z，

detM＝M(1,1)M(2,2)-M(1,2)M(2,1)，M(i,j)是矩阵M的第i行第j列对应的元。

4.根据权利要求3所述的一种在线发动机推力和比冲估计方法，其特征在于：所述步骤(2.4)求解出主发动机推力和比冲的估计值，并修正航天器的质量估值，具体为：

其中，

为主发动机比冲的估计值，

为主发动机推力的估计值，τ₀＝-X(1)/X(2)，m(t_k)为修正航天器的质量估值，

第i台姿控推力器的比冲为I_spRCS,i。

5.一种在线发动机推力和比冲估计系统，其特征在于包括：

初始化模块：用于根据主发动机的地面试车结果，确定主发动机推力以及比冲的估计初值，并对后续迭代过程需要的相关参数进行初始化；

在线估计模块：用于结合姿控推力器工作在主发动机推力方向产生的附加加速度和姿控推力器引起的质量消耗，求解出主发动机推力和比冲的估计值，从而实现在线发动机推力和比冲估计；

所述初始化模块对后续迭代过程需要的相关参数进行初始化具体为：

m(t₀)＝m₀；

其中，初始时刻为t₀，航天器的质量为m，t₀时刻的质量为m(t₀)，且初始化为m₀；

矩阵M和列向量N初始化为0，即

姿控推力器的累计推进剂消耗为Δm_RCS，t₀时刻的初值为0，即

Δm_RCS(t₀)＝0；

主发动机推力的估值为

主发动机比冲的估值为

在初始时刻，初值分别为F_main0和I_spmain0，则有

所述在线估计模块结合姿控推力器工作在主发动机推力方向产生的附加加速度和姿控推力器引起的质量消耗，求解出主发动机推力和比冲的估计值，具体为：

(a)在当前采样时刻，通过加速度计获得从上个采样时刻到当前采样时刻间隔内作用在航天器本体上的非引力加速度引起的速度增量；

(b)建立最小二乘的观测量，扣除其他姿控推力器工作在主发动机推力方向产生的附加加速度和姿控推力器引起的质量消耗补偿量，具体为：

其中，Z为最小二乘的观测量，当前时刻为t_k，k≥0，在[t_k-1，t_k]时间段内，ΔV_acc(t_k)为沿主发动机推力方向的速度增量测量值，在[t_k-1，t_k]时间段内控制系统对第i台姿控推力器发出的指令喷气脉宽为T_RCS,i(t_k)，测量周期为Δt，即Δt＝t_k-t_k-1；N为姿控推力器的数量，

为主发动机的推力估值，第i台姿控推力器的推力大小为F_RCS,i，1≤i≤N，第i台姿控推力器推力方向与主发动机推力方向的夹角为α_i；

(c)采用递推最小二乘方法估计当前时刻的状态参数，具体为：

(c1)建立t_k时刻的观测矩阵h＝[1 t_k-1-t₀]；

(c2)按照递推最小二乘方法进行状态估计，

其中，X为状态估计结果，M＝M+h^T·h，N＝N+h^T·Z，detM＝M(1,1)M(2,2)-M(1,2)M(2,1)，M(i,j)是矩阵M的第i行第j列对应的元；

(d)求解出主发动机推力和比冲的估计值，并修正航天器的质量估值，具体为：

其中，

为主发动机比冲的估计值，

为主发动机推力的估计值，τ₀＝-X(1)/X(2)，m(t_k)为修正航天器的质量估值，

第i台姿控推力器的比冲为I_spRCS,i；

(e)下一采样时刻重复步骤(a)～(d)的过程。

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