CN109398764A - 一种远地点点火姿态偏差辨识方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种远地点点火姿态偏差辨识方法，地球静止轨道卫星发射后，从GTO轨道到GEO轨道需要经过三到五次远地点变轨，由于敏感器间、敏感器与远地点发动机间、远地点发动机实际推力矢量与机械轴线间均会因各类工程状况而发生改变，使得在点火姿态下的实际推力矢量偏离设定方向，造成燃料的额外消耗，进而减少静止轨道卫星的使用寿命。本发明利用变轨前后轨道测量数据辨识推力轴线与敏感器偏差，辨识精度高，辨识数据可直接用于下一次的点火姿态修正，提高点火精度，具有较强的工程实用性。

Description

一种远地点点火姿态偏差辨识方法

技术领域

本发明涉及一种远地点点火姿态偏差辨识方法，具体地说应用于静止轨道卫星在转移轨道远地点点火中，点火姿态偏差辨识问题，属于卫星制导、导航与控制技术领域。

背景技术

地球静止轨道卫星发射后，从转移轨道经过三到五次远地点点火，变轨到地球静止轨道，每一次变轨都是在远地点发动机长时间点火下完成的。

星上姿态测量基准一般建立在指定的某台姿态敏感器上，而远地点发动机与星上敏感器之间的关系通过整星安装时的安装精度来保证，卫星经过主动段或是在轨飞行后太阳光照影响，导致姿态敏感器基准与远地点发动机基准之间的关系发生变化，卫星控制是以姿态敏感器作为姿态控制基准而建立的卫星点火姿态，会导致远地点发动机的实际推力方向和预期推力方向不一致，影响的燃料消耗。

其次，远地点发动机地面试验情况与在轨也不尽相同，存在着实际推力输出与地面标定值的偏差，影响实际变轨的效果，需要对远地点发动机的推力值进行在轨辨识。

发明内容

本发明公开了一种远地点点火姿态偏差辨识方法,利用变轨前后轨道测量数据辨识推力轴线与敏感器偏差，辨识精度高，辨识数据可直接用于下一次的点火姿态修正，提高点火精度，具有较强的工程实用性。

本发明目的通过如下技术方案予以实现：

提供一种远地点点火姿态偏差辨识方法，包括如下步骤：

(1)计算点火后理论的卫星惯性位置速度，轨道根数(a(0),e(0),i(0))；

(2)卫星远地点点火后，通过地面测定轨得出实际轨道，得出实际远地点点火后卫星的惯性速度和轨道根数(a(R),e(R),i(R))；

(3)根据点火前后理论的惯性位置速度与实际远地点点火后卫星的惯性速度的偏差ΔV，进而计算远地点发动机的推力偏差；

(4)根据推力偏差计算理论点火后的轨道根数(a(T),e(T),i(T))；

(5)计算理论点火后的轨道根数和实际远地点点火后卫星的轨道根数变化量的差值；

(6)根据的轨道根数的偏差计算滚动偏置角的误差作为点火姿态偏差输出。

优选的，步骤(1)中计算点火后理论的卫星的惯性位置速度的方法为：根据地面测定轨得到点火前卫星的惯性位置和速度为轨道初值，利用轨道初值和轨控策略进行地面轨道递推，得到卫星点火后理论的轨道根数a(0),e(0),i(0)。

优选的，轨控策略包括推力大小、方向、时长。

优选的，步骤(2)中通过地面测定轨得出实际轨道，根据实际远地点点火后卫星的惯性位置(r_x，r_y，r_z)、速度(v_x，v_y，v_z)计算轨道根数(a(R),e(R),i(R))的方法为：

半长轴a(R)计算方法如下：

其中μ为常数；

偏心率e(R)计算方法如下：

轨道倾角i(R)计算方法如下：

其中，r为卫星地心距离；v为卫星的速度大小；H为动量矩，三个方向的分量为h_x、h_y、h_z；h为动量矩的矢量大小，

优选的，步骤(3)中计算远地点发动机的推力偏差ΔF的方法为：

式中：M为开始点火前卫星质量，w为喷气速度即推进剂的比冲，F为发动机的理论推力，t为点火时间长度。

优选的，步骤(4)中，根据推力偏差计算理论点火后的轨道根数的方法为：推力偏差ΔF修正推力大小，利用轨道初值和轨控策略进行地面轨道递推，得到卫星点火后理论的轨道根数(a(T),e(T),i(T))。

优选的，步骤(5)中计算实际远地点点火后卫星的轨道根数与理论点火后的轨道根数的变化量的差值具体方法为：

计算理论轨道偏差量

计算平均倾角：

计算轨道根数的偏差

计算变化量的差值

其中da_T为理论上点火前后卫星半长轴变化量，de_T为理论上点火前后卫星偏心率变化量，di_T为理论上点火前后卫星倾角变化量，da_R为推力修正后理论上点火前后卫星半长轴变化量，de_R为推力修正后理论上点火前后卫星偏心率变化量，di_R为推力修正后理论上点火前后卫星倾角变化量，dda为实际与理论点火前后半长轴的变化量的差值，dde为实际与理论点火前后偏心率的变化量的差值，ddi为实际与理论点火前后倾角的变化量的差值。

优选的，所述的步骤(6)中，采用下述公式之一计算滚动偏置角误差dθ：

其中：i为点火中的平均倾角，θ为滚动的偏置角，da_T为理论上点火前后卫星半长轴变化量，de_T为理论上点火前后卫星偏心率变化量，di_T为理论上点火前后卫星倾角变化量。

优选的，所述的步骤(6)中初始计算dθ并判断极性，若dθ为正时，选用偏心率辨识方程计算dθ并输出；若dθ为负时，选用倾角辨识方程计算dθ并输出，其中：i为点火中的平均倾角，θ为滚动的偏置角。

优选的，初始计算dθ的方法为：其中：i为点火中的平均倾角，θ为滚动的偏置角。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)本发明利用变轨前后轨道测量数据辨识推力轴线与敏感器偏差，辨识精度高，辨识数据可直接用于下一次的点火姿态修正，提高点火精度，保证了变轨效果，减小燃料消耗，提高了卫星的使用寿命。

(2)本发明的偏差辨识方法简洁，计算效率高，能够快速得出偏差角进行下一次的点火姿态修正。

(3)本发明首先进行点火偏置角的极性判断，根据极性选择公式计算，进一步提高了点火偏置角的计算精度。

附图说明

图1远地点点火姿态示意图。

具体实施方式

如图1所示，远地点点火姿态在东南地坐标系(O-ESD)下是固定姿态，其点火姿态偏置为θ，定义为卫星Z轴与东南地坐标系下指东轴之间的夹角。通过点火姿态角的设置和点火时长的搭配，几次远地点点火可以实现卫星进入预定的定点位置。

点火姿态的建立依赖于星上的姿态敏感器，目的是保证远地点发动机的推力矢量的方向正确。姿态敏感器与远地点发动机间、远地点发动机实际推力矢量与机械轴线间均会因各类工程状况而发生改变，使得在点火姿态下的实际推力矢量偏离设定方向，造成燃料的额外消耗，进而减少静止轨道卫星的使用寿命。远地点发动机的推力大小也会影响卫星的定点精度。因此辨识点火姿态角和推力是保证卫星顺利入轨的关键技术。

本发明公开了推力和姿态辨识的方法。

推力偏差方程

喷气推进技术是建立在作用力与反作用力的牛顿第三定律及动量守恒基础上的。远地点点火过程随着燃料的消耗，卫星质量变化较快，根据齐奥尔科夫斯基公式可得：

F·t＝m·w

其中：M为开始点火前质量，m为本次燃料消耗质量，V为本次的速度增量，w为喷气速度即推进剂的比冲。F为发动机的推力，t为点火时间长度，ΔV为额外的速度增量。

当推力有偏差时ΔF，在比冲不变的情况下，将消耗额外的燃料dm。

(F+ΔF)·t＝(m+dm)·w

由以上式子，可以推到得到推力偏差方程：

姿态小量方程

根据轨道根数的摄动方程，有

对于远地点点火过程，代入远地点轨道条件f＝180,u＝0,E＝180，上式简化为：

考虑到点火姿态下，切向与法向推力有：

f_t＝(F+ΔF)cos(i+θ+dθ)

f_n＝(F+ΔF)sin(i+θ+dθ)

代入简化的摄动方程：

经过化简，得到姿态小量方程为：

上式中，i为点火中的平均倾角，dθ为滚动偏置角的误差，θ为滚动的偏置角，da为理论上点火前后半长轴的变化量，de为理论上点火前后偏心率的变化量，di为理论上点火前后倾角的变化量，dda为实际与理论点火前后半长轴的变化量的差值，dde为实际与理论点火前后偏心率的变化量的差值，ddi为实际与理论点火前后倾角的变化量的差值。

本发明的远地点点火姿态辨识流程如下：

步骤一、据理论点火姿态、标称远地点发动机推力F，点火前卫星质量M，点火时长t，理论的速度增量，计算点火前后理论的卫星在J2000.0坐标系下的惯性速度；

点火前的惯性速度(Vx(0),Vy(0),Vz(0))

点火前的轨道根数(a(0),e(0),i(0))

理论点火后的惯性速度(Vx(T),Vy(T),Vz(T))

计算点火后理论的卫星的惯性位置速度的方法为：根据地面测定轨得到点火前卫星的惯性位置和速度为轨道初值，将轨道初值和轨控策略(包括推力大小、方向、时长)输入高精度地面轨道递推软件，得到卫星点火后理论的轨道根数a(0),e(0),i(0)。

步骤二、控后卫星的测定轨，得出远地点点火后卫星在J2000.0坐标系下的惯性速度；

实际点火后的惯性速度(Vx(R),Vy(R),Vz(R))

实际点火后的轨道根数(a(R),e(R),i(R))

计算轨道根数(a(R),e(R),i(R))的方法为：

半长轴a(R)计算方法如下：

其中常数μ＝3.986005E5；

偏心率e(R)计算方法如下：

轨道倾角i(R)计算方法如下：

取值范围为0～π

其中，r为卫星地心距离：v为速度大小：H为动量矩：H＝[h_x h_y h_z]^T＝[r_x r_y r_z]^T×[v_x v_y v_z]^T，

步骤三、解算推力偏差值

ΔV＝||Vx(R)-Vx(T),Vy(R)-Vy(T),Vz(R)-Vz(T)||

步骤四、根据步骤三的推力偏差值，重新计算理论的控后轨道根数理论点火后的轨道根数(a(T),e(T),i(T))

步骤五、计算理论轨道偏差量，实际轨道偏差量

理论轨道偏差量

平均倾角：

实际轨道偏差量

实际与理论点火前后根数的变化量的差值

步骤六、计算点火姿态偏差角，其中θ为理论的点火偏置角

步骤七、计算判断dθ的极性。若dθ为正时，选用偏心率辨识方程的数据；若dθ为负时，选用倾角辨识方程。将最终的dθ作为远地点点火姿态偏差输出。

本发明的远地点点火姿态偏差辨识方法，已应用于某高轨卫星的转移段点火姿态偏差的辨识，并已通过半物理试验验证，姿态辨识精度达到0.05°，推力标定精度达到5N(理论标称值490N)。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种远地点点火姿态偏差辨识方法，其特征在于，包括如下步骤：

(1)计算点火后理论的卫星惯性位置速度，轨道根数(a(0),e(0),i(0))；

(2)卫星远地点点火后，通过地面测定轨得出实际轨道，得出实际远地点点火后卫星的惯性速度和轨道根数(a(R),e(R),i(R))；

(3)根据点火前后理论的惯性位置速度与实际远地点点火后卫星的惯性速度的偏差ΔV，进而计算远地点发动机的推力偏差；

(4)根据推力偏差计算理论点火后的轨道根数(a(T),e(T),i(T))；

(5)计算理论点火后的轨道根数和实际远地点点火后卫星的轨道根数变化量的差值；

(6)根据的轨道根数的偏差计算滚动偏置角的误差作为点火姿态偏差输出。

2.如权利要求1所述的远地点点火姿态偏差辨识方法，其特征在于：步骤(1)中计算点火后理论的卫星的惯性位置速度的方法为：根据地面测定轨得到点火前卫星的惯性位置和速度为轨道初值，利用轨道初值和轨控策略进行地面轨道递推，得到卫星点火后理论的轨道根数a(0),e(0),i(0)。

3.如权利要求2所述的远地点点火姿态偏差辨识方法，其特征在于：轨控策略包括推力大小、方向、时长。

4.如权利要求2所述的远地点点火姿态偏差辨识方法，其特征在于：步骤(2)中通过地面测定轨得出实际轨道，根据实际远地点点火后卫星的惯性位置(r_x，r_y，r_z)、速度(v_x，v_y，v_z)计算轨道根数(a(R),e(R),i(R))的方法为：

半长轴a(R)计算方法如下：

其中μ为常数；

偏心率e(R)计算方法如下：

轨道倾角i(R)计算方法如下：

其中，r为卫星地心距离；v为卫星的速度大小；H为动量矩，三个方向的分量为h_x、h_y、h_z；h为动量矩的矢量大小，

5.如权利要求4所述的远地点点火姿态偏差辨识方法，其特征在于：步骤(3)中计算远地点发动机的推力偏差ΔF的方法为：

式中：M为开始点火前卫星质量，w为喷气速度即推进剂的比冲，F为发动机的理论推力，t为点火时间长度。

6.如权利要求5所述的远地点点火姿态偏差辨识方法，其特征在于：步骤(4)中，根据推力偏差计算理论点火后的轨道根数的方法为：推力偏差ΔF修正推力大小，利用轨道初值和轨控策略进行地面轨道递推，得到卫星点火后理论的轨道根数(a(T),e(T),i(T))。

7.如权利要求6所述的远地点点火姿态偏差辨识方法，其特征在于：步骤(5)中计算实际远地点点火后卫星的轨道根数与理论点火后的轨道根数的变化量的差值具体方法为：

计算理论轨道偏差量

计算平均倾角：

计算轨道根数的偏差

计算变化量的差值

其中da_T为理论上点火前后卫星半长轴变化量，de_T为理论上点火前后卫星偏心率变化量，di_T为理论上点火前后卫星倾角变化量，da_R为推力修正后理论上点火前后卫星半长轴变化量，de_R为推力修正后理论上点火前后卫星偏心率变化量，di_R为推力修正后理论上点火前后卫星倾角变化量，dda为实际与理论点火前后半长轴的变化量的差值，dde为实际与理论点火前后偏心率的变化量的差值，ddi为实际与理论点火前后倾角的变化量的差值。

8.如权利要求7所述的远地点点火姿态偏差辨识方法，其特征在于：所述的步骤(6)中，采用下述公式之一计算滚动偏置角误差dθ：

其中：i为点火中的平均倾角，θ为滚动的偏置角，da_T为理论上点火前后卫星半长轴变化量，de_T为理论上点火前后卫星偏心率变化量，di_T为理论上点火前后卫星倾角变化量。

9.如权利要求7所述的远地点点火姿态偏差辨识方法，其特征在于：所述的步骤(6)中初始计算dθ并判断极性，若dθ为正时，选用偏心率辨识方程计算dθ并输出；若dθ为负时，选用倾角辨识方程计算dθ并输出，其中：i为点火中的平均倾角，θ为滚动的偏置角。

10.如权利要求9所述的远地点点火姿态偏差辨识方法，其特征在于：初始计算dθ的方法为：其中：i为点火中的平均倾角，θ为滚动的偏置角。