CN109649692A - 一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法和系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法和系统，该方法包括：分别获取整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息；以及，获取第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向；进行在轨辨识，并根据在轨辨识结果，确定第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩；构建干扰力矩评价函数；对干扰力矩评价函数进行求解，确定干扰力矩评价函数的极小值，并计算得到喷气脉宽；根据计算得到的喷气脉宽，进行轨道控制。本发明采用能量最优原则在轨更新轨控推力分配策略，实现轨控干扰的最小化。
Description
技术领域
本发明属于轨道控制技术领域，尤其涉及一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法和系统。
背景技术
一般来说，卫星平台的设计都是以载荷需求为出发点，大部分载荷对卫星的轨道精度有一定的要求，而卫星初始的偏低发射、在轨运行期间轨道摄动影响等都会使得实际轨道与标称轨道存在一定的偏差，因而要求卫星平台具有轨道控制能力。
理想情况下的轨控推力器应当只产生所需方向上的推力，对卫星不产生额外的力和力矩作用，因此需要在卫星设计之初就综合考虑卫星的质量特性以及推力器的安装布局。但在实际的卫星研制过程当中，由于载荷和单机的质量特性和安装要求一般都会发生变化，导致最终的质量特性会发生较大变化，质心位置相比于设计之初可能相差几厘米至几十厘米。而推力器设计生产比较成熟，一般不作改动，因而最终的推力器安装布局可能会与整星质心位置不匹配，导致轨控推力器自身产生的干扰较大，影响姿态控制精度，进而影响轨道控制的精度，且需要消耗额外的燃料来平衡轨控推力器产生的干扰力矩。另外，轨控期间会消耗大量的推进剂，也会导致整星质心发生变化，影响下一次轨控效果。
发明内容
本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法和系统，根据每次轨控后的卫星状态变化，采用能量最优原则在轨更新轨控推力分配策略，实现轨控干扰的最小化。
为了解决上述技术问题，本发明公开了一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法，包括：
分别获取整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息；以及，获取第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向；
根据获取的整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息，以及第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向，进行在轨辨识，并根据在轨辨识结果，确定第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩；
根据确定的第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩，构建干扰力矩评价函数；
对干扰力矩评价函数进行求解，确定干扰力矩评价函数的极小值，并计算得到喷气脉宽；
根据计算得到的喷气脉宽，进行轨道控制。
优选的，通过如下公式确定第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩：
其中，表示第一轨控推力器产生的力矩，表示第二轨控推力器产生的力矩，AOL表示布局系到质心系的转换矩阵，表示整星质心相对布局系的位置、表示第一轨控推力器相对布局系的安装位置，表示第二轨控推力器相对布局系的安装位置，表示第一轨控推力器的推力矢量方向，表示第二轨控推力器的推力矢量方向。
优选的，干扰力矩评价函数J的表达式如下：
其中，M1表示第一轨控推力器的喷气脉宽，M2表示第二轨控推力器的喷气脉宽，a＝M1/M2，T1(i)为的三轴分量，T2(i)为的三轴分量，i＝1，2，3。
优选的，对干扰力矩评价函数进行求解，确定干扰力矩评价函数的极小值，并计算得到喷气脉宽，包括：
对干扰力矩评价函数进行求解，得到J最小时对应的a的取值，记为a*；
当a*≤1时，M2＝Tctrl，M1＝a*Tctrl；当a*＞1时，M1＝Tctrl，M2＝a*Tctrl；其中，Tctrl表示控制周期。
优选的，根据计算得到的喷气脉宽，进行轨道控制，包括：
确定轨道控制状态；
在进入轨道控制前，停止在轨辨识，并在进入轨道控制后，通过计算得到的喷气脉宽M1和M2，进行轨道控制；
在轨道控制结束后，重新执行在轨辨识，以供下次轨道控制使用。
优选的，分别获取整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息；以及，获取第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向，包括：
获取地面测量结果；
从地面测量结果中筛选得到整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息；以及，获取第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向。
优选的，还包括：
确定卫星发射前的最终状态信息；
根据所述最终状态信息，调整卫星的整星位置、第一轨控推力器的喷嘴安装位置和安装方向、以及第二轨控推力器的喷嘴安装位置和安装方向。
本发明还公开了一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正系统，包括：
获取模块，用于分别获取整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息；以及，获取第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向；
在轨辨识模块，用于根据获取的整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息，以及第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向，进行在轨辨识，并根据在轨辨识结果，确定第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩；
函数构建模块，用于根据确定的第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩，构建干扰力矩评价函数；
计算模块，用于对干扰力矩评价函数进行求解，确定干扰力矩评价函数的极小值，并计算得到喷气脉宽；
控制模块，用于根据计算得到的喷气脉宽，进行轨道控制。
本发明具有以下优点：
本发明所述的一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法，根据卫星在轨的状态变化自主调整轨控推力分配策略，实现轨控干扰的最小化，提高了姿态及轨道控制精度和效率，减少了推进剂消耗，延长了卫星在轨寿命。
附图说明
图1是本发明实施例中一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法的步骤流程图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公开的实施方式作进一步详细描述。
如图1，在本实施例中，所述基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法，包括：
步骤101，分别获取整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息；以及，获取第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向。
在本实施例中，可以先获取地面测量结果；然后，从地面测量结果中筛选得到整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息；以及，获取第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向。以地面测量结果作为初值进行后续的在轨辨识解算，加快了收敛速度，提高了轨道控制效率。
步骤102，根据获取的整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息，以及第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向，进行在轨辨识，并根据在轨辨识结果，确定第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩。
在本实施例中，具体可以通过如下公式确定第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩：
其中，表示第一轨控推力器产生的力矩，表示第二轨控推力器产生的力矩，AOL表示布局系到质心系的转换矩阵，表示整星质心相对布局系的位置、表示第一轨控推力器相对布局系的安装位置，表示第二轨控推力器相对布局系的安装位置，表示第一轨控推力器的推力矢量方向，表示第二轨控推力器的推力矢量方向。
步骤103，根据确定的第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩，构建干扰力矩评价函数。
一般的轨控策略是两个轨控推力器均满喷，为了实现干扰最小，在本实施例中，两个轨控推力器分配不同的喷气脉宽，基于能量最优原则设计构建了干扰力矩评价函数J：
其中，M1表示第一轨控推力器的喷气脉宽，M2表示第二轨控推力器的喷气脉宽，a＝M1/M2，T1(i)为的三轴分量，T2(i)为的三轴分量，i＝1，2，3。
步骤104，对干扰力矩评价函数进行求解，确定干扰力矩评价函数的极小值，并计算得到喷气脉宽。
在本实施例中，干扰力矩评价函数J越小表示残余干扰力矩越小，对干扰力矩评价函数进行求解，也即，求使得J最小的a的取值，记为a*。其中：
当a*≤1时，M2＝Tctrl，M1＝a*Tctrl
当a*＞1时，M1＝Tctrl，M2＝a*Tctrl
其中，Tctrl表示控制周期。
步骤105，根据计算得到的喷气脉宽，进行轨道控制。
在本实施例中，可以先获取轨道控制状态，确定是否进入轨道控制；在进入轨道控制前，停止在轨辨识(因为轨道控制期间大量喷气会改变整星的质心位置，因此，在进入轨道控制前停止在轨辨识，以确保在进入轨道控制后一直采用进入轨道控制前的辨识结果作为解算初值)。在进入轨道控制后，通过计算得到的喷气脉宽M1和M2，进行轨道控制。进一步的，在轨道控制结束后，重新执行在轨辨识，以供下次轨道控制使用。
在本发明的一优选实施例中，所述基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法，还可以包括：确定卫星发射前的最终状态信息；根据所述最终状态信息，调整卫星的整星位置、第一轨控推力器的喷嘴安装位置和安装方向、以及第二轨控推力器的喷嘴安装位置和安装方向。
在上述实施例的基础上，本发明还公开了一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正系统，包括：获取模块，用于分别获取整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息；以及，获取第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向；在轨辨识模块，用于根据获取的整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息，以及第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向，进行在轨辨识，并根据在轨辨识结果，确定第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩；函数构建模块，用于根据确定的第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩，构建干扰力矩评价函数；计算模块，用于对干扰力矩评价函数进行求解，确定干扰力矩评价函数的极小值，并计算得到喷气脉宽；控制模块，用于根据计算得到的喷气脉宽，进行轨道控制。
对于系统实施例而言，由于其与方法实施例相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施例部分的说明即可。
本说明中的各个实施例均采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可。
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 (8)
1.一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法，其特征在于，包括：
分别获取整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息；以及，获取第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向；
根据获取的整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息，以及第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向，进行在轨辨识，并根据在轨辨识结果，确定第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩；
根据确定的第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩，构建干扰力矩评价函数；
对干扰力矩评价函数进行求解，确定干扰力矩评价函数的极小值，并计算得到喷气脉宽；
根据计算得到的喷气脉宽，进行轨道控制。
2.根据权利要求1所述的基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法，其特征在于，通过如下公式确定第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩：
其中，表示第一轨控推力器产生的力矩，表示第二轨控推力器产生的力矩，AOL表示布局系到质心系的转换矩阵，表示整星质心相对布局系的位置、表示第一轨控推力器相对布局系的安装位置，表示第二轨控推力器相对布局系的安装位置，表示第一轨控推力器的推力矢量方向，表示第二轨控推力器的推力矢量方向。
3.根据权利要求2所述的基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法，其特征在于，干扰力矩评价函数J的表达式如下：
其中，M1表示第一轨控推力器的喷气脉宽，M2表示第二轨控推力器的喷气脉宽，a＝M1/M2，T1(i)为的三轴分量，T2(i)为的三轴分量，i＝1，2，3。
4.根据权利要求3所述的基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法，其特征在于，对干扰力矩评价函数进行求解，确定干扰力矩评价函数的极小值，并计算得到喷气脉宽，包括：
对干扰力矩评价函数进行求解，得到J最小时对应的a的取值，记为a*；
当a*≤1时，M2＝Tctrl，M1＝a*Tctrl；当a*＞1时，M1＝Tctrl，M2＝a*Tctrl；其中，Tctrl表示控制周期。
5.根据权利要求4所述的基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法，其特征在于，根据计算得到的喷气脉宽，进行轨道控制，包括：
确定轨道控制状态；
在进入轨道控制前，停止在轨辨识，并在进入轨道控制后，通过计算得到的喷气脉宽M1和M2，进行轨道控制；
在轨道控制结束后，重新执行在轨辨识，以供下次轨道控制使用。
6.根据权利要求1所述的基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法，其特征在于，分别获取整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息；以及，获取第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向，包括：
获取地面测量结果；
从地面测量结果中筛选得到整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息；以及，获取第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向。
7.根据权利要求1所述的基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法，其特征在于，还包括：
确定卫星发射前的最终状态信息；
根据所述最终状态信息，调整卫星的整星位置、第一轨控推力器的喷嘴安装位置和安装方向、以及第二轨控推力器的喷嘴安装位置和安装方向。
8.一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正系统，其特征在于，包括：
获取模块，用于分别获取整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息；以及，获取第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向；
在轨辨识模块，用于根据获取的整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息，以及第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向，进行在轨辨识，并根据在轨辨识结果，确定第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩；
函数构建模块，用于根据确定的第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩，构建干扰力矩评价函数；
计算模块，用于对干扰力矩评价函数进行求解，确定干扰力矩评价函数的极小值，并计算得到喷气脉宽；
控制模块，用于根据计算得到的喷气脉宽，进行轨道控制。
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