CN111596648A - 一种加速度模式无拖曳控制的在轨实验验证方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种加速度模式无拖曳控制的在轨实验验证方法，首先利用卫星单侧的微推力器产生主动干扰，并通过引力参考传感器测量所述主动干扰导致的第一加速度值；然后，基于所述第一加速度值以及加速度估计值，标定所述引力参考传感器的加速度零偏；将标定得到的引力参考传感器的加速度零偏上注到卫星系统后，根据所述加速度零偏对加速度进行补偿处理；最后，进行加速度无拖曳在轨实验，并测量得到第二加速度值，将所述第二加速度值与所述第一加速度值进行比较，验证加速度无拖曳在轨实验的效果。

Description

一种加速度模式无拖曳控制的在轨实验验证方法

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种加速度模式无拖曳控制的在轨实验验证方法。

背景技术

空间基础物理研究中的低频引力波探测、等效原理检验、短线程效应以及高精度地球重力场测量卫星都要求在设计的测量频段内卫星受到的残余扰动加速度小于10^-10m/s²，有的甚至更低，而无拖曳控制技术就是实现上述需求的关键技术。无拖曳控制分为加速度模式与位移模式两类，其中，加速度模式无拖曳控制技术可应用于地球和地外天体等复杂引力场的空间探测；位移模式无拖曳控制技术则可应用于引力波探测及等效原理检验等相对论效应的空间科学研究领域。

随着科学技术的迅猛发展和社会需求的提高，越来越多的空间科学任务得以开展，微重力科学、空间基础物理验证、对地观测和卫星高精度导航及定轨等空间实验都要求卫星受到的残余扰动加速度尽可能小。对于近地卫星而言，其受到的干扰包括外部干扰以及内部干扰，其中，外部干扰主要来自地球大气阻力、太阳光压、高能宇宙射线以及地磁干扰等；内部扰动主要包括卫星的结构振动、卫星姿态调节产生的扰动以及卫星各分系统耦合产生的力与力矩以及卫星剩磁导致的力和力矩。卫星受到的内外扰动所导致的加速度通常在1×10^-5至1×10^-3m/s²量级，远达不到空间高精度基础科学实验对卫星稳定度的需求，因此，为了实现卫星低扰动水平甚至纯惯性飞行，加速度模式无拖曳控制技术的研究是关键。

无拖曳控制技术与卫星平台、引力参考传感器以及微推力器的耦合性极强，引力参考传感器的噪声分辨率、微推力器的推力噪声及分辨率、控制系统的时延、卫星平台的微振动水平等是决定无拖曳控制能否成功的关键因素。目前我国无拖曳控制技术的研究还停留在理论研究与地面仿真分析阶段。如何根据现有的技术水平在近地轨道对无拖曳控制技术进行在轨实验和验证是我国空间实验需要解决的技术问题之一。

发明内容

针对现有技术中的部分或全部问题，本发明提供一种加速度模式无拖曳控制的在轨实验验证方法，对近地轨道重力场卫星、等效原理验证以及深空轨道空间引力波探测中卫星的加速度无拖曳控制进行在轨实验验证，所述在轨实验验证方法包括：

利用卫星单侧的微推力器产生主动干扰，并通过引力参考传感器测量所述主动干扰导致的第一加速度值；

基于所述第一加速度值以及加速度估计值，标定所述引力参考传感器的加速度零偏；

将标定得到的引力参考传感器的加速度零偏上注到卫星系统，并根据所述加速度零偏进行补偿处理；以及

进行加速度无拖曳在轨实验，并测量得到第二加速度值，将所述第二加速度值与所述第一加速度值进行比较，验证加速度无拖曳在轨实验的结果。

进一步地，所述主动干扰的形式由地面根据所述卫星的特点分析确定。

进一步地，所述加速度估计值是由预先建立的加速度模式无拖曳控制器计算得到的。

进一步地，所述引力参考传感器的加速度零偏通过地面测控系统上注到卫星系统。

本发明提供的一种加速度模式无拖曳控制的在轨实验验证方法，首次提出了采用主动加扰的方式对加速度模式无拖曳控制功能进行在轨实验验证，其采用微推力器对卫星施加形式已知的主动干扰，即使在外界非保守力干扰较小的情况下，也能实现对加速度模式无拖曳控制功能的在轨实验验证。

附图说明

为进一步阐明本发明的各实施例的以上和其它优点和特征，将参考附图来呈现本发明的各实施例的更具体的描述。可以理解，这些附图只描绘本发明的典型实施例，因此将不被认为是对其范围的限制。在附图中，为了清楚明了，相同或相应的部件将用相同或类似的标记表示。

图1示出本发明一个实施例的一种加速度模式无拖曳控制的在轨实验验证方法的流程示意图；

图2示出本发明一个实施例的加速度模式无拖曳控制原理图；

图3出本发明一个实施例的加速度模式无拖曳控制在轨实验验证流程示意图；

图4a示出本发明一个实施例的主动加扰后的加速度时域图；

图4b示出本发明一个实施例的主动加扰后的加速度频率图；

图5a示出本发明一个实施例的加速度无拖曳控制前后加速度噪声时域曲线对比图；以及

图5b示出本发明一个实施例的加速度无拖曳控制前后加速度噪声频率曲线对比图。

具体实施方式

以下的描述中，参考各实施例对本发明进行描述。然而，本领域的技术人员将认识到可在没有一个或多个特定细节的情况下或者与其它替换和/或附加方法、材料或组件一起实施各实施例。在其它情形中，未示出或未详细描述公知的结构、材料或操作以免模糊本发明的发明点。类似地，为了解释的目的，阐述了特定数量、材料和配置，以便提供对本发明的实施例的全面理解。然而，本发明并不限于这些特定细节。此外，应理解附图中示出的各实施例是说明性表示且不一定按正确比例绘制。

在本说明书中，对“一个实施例”或“该实施例”的引用意味着结合该实施例描述的特定特征、结构或特性被包括在本发明的至少一个实施例中。在本说明书各处中出现的短语“在一个实施例中”并不一定全部指代同一实施例。

需要说明的是，本发明的实施例以特定顺序对工艺步骤进行描述，然而这只是为了阐述该具体实施例，而不是限定各步骤的先后顺序。相反，在本发明的不同实施例中，可根据工艺的调节来调整各步骤的先后顺序。

本发明提供一种加速度模式无拖曳控制的在轨实验验证方法，可用于近地轨道重力场卫星、等效原理验证以及深空轨道空间引力波探测中卫星的加速度无拖曳控制的在轨实验验证。所述加速度模式无拖曳控制的原理如图2所示，加速度计201根据相关信息形成静电力闭环控制，对加速度测量信息进行补偿处理，生成相对加速度信号，所述相对加速度信号经过无拖曳控制算法202处理后生成推力指令信号，并施加于卫星的微推力器2031、2032、2033、2034上，实现加速度模式无拖曳控制。其中所述加速度计包括检验质量2011、电容传感器2012、电极笼2013以及GRS前端电子学2014。

下面结合实施例附图对本发明的方案做进一步描述。图1示出本发明一个实施例的一种加速度模式无拖曳控制的在轨实验验证方法的流程示意图。如图1所示，一种加速度模式无拖曳控制的在轨实验验证方法，包括：

首先，在步骤101，施加主动干扰。利用卫星单侧的推力器对卫星施加主动推力干扰，干扰信号的具体形式由地面根据卫星的特点分析确定。在本发明的一个实施例中，利用+Zb面的微推力器，在卫星的+Z面利用射频微推施加主动干扰，干扰形式如下：

其中，f₁为主动加扰的频率，其取值在0.01Hz～1Hz之间，默认值取0.05Hz；A₁为正弦扰动的幅值；B₁为主动施加的常值干扰，为了避免推力指令进入推力器死区，其默认值为30μN，同时，为了避免推力器输出饱和，并考虑到加速度测量噪声影响，A₁及B₁的取值需满足A₁+B₁≤70μN；

接下来，在步骤102，标定加速度零偏。通过卫星携带的引力参考传感器测量卫星在施加入步骤101中所述的主动干扰后受到的加速度信息，其中测量所得的加速度值计为第一加速度值，将所述第一加速度值与加速度估计值做比较，进行数值处理，得到均值信息，实现对引力参考传感器的加速度零偏在地面的初步标定。

在本发明的一个实施例中，所述加速度估计值是由加速度模式无拖曳控制器估计得到。其中，所述加速度模式无拖曳控制器根据对近地卫星受到的非保守力干扰的分析，推导建立而成。加速度测量模式下的引力参考传感器的测量加速度理论输出为：

式中，f_ng为作用于卫星上不包括推力器推力的非保守干扰加速度，f_c为推力器产生的无拖曳控制补偿加速度，f_dis为推力器产生的主动干扰加速度，gg为重力梯度导致的加速度，ω、

为卫星的角速度和角加速度，d为惯性传感器质心与卫星质心的偏移量，d＝d_h+Δd，其中d_h为电极笼2013空腔坐标系原点在卫星本体坐标系下的位移坐标，Δd为检验质量2011相对于电极笼2013空腔坐标系原点的位移，w_unmodel为未建模扰动加速度，上述各个参数均为矢量。

则，根据上述理论输出可建立如下内嵌模型的状态方程：

其中：

C＝[C_c C_d],F＝[F_c 0],

x_c＝f_ng+f_c+f_dis+f_unreject,

x_d1＝f_ng+f_dis+f_unreject,

x_d2＝w_unmodel,

A_c＝0,H_c＝[I 0],

B_c＝I,G_c＝[I 0],

C＝I,C_d＝0,F_c＝I；

根据所建立的模型可知，y_m为模型的输出，z_m为需要考核性能的状态量，若理论跟实际情况一样，则有：

y_m＝z_m＝A_out,

可将上述状态方程拆分为两部分，其中，一部分为可控部分，成为参考模型，所述参考模型描述的是卫星的期望运动轨迹，对于加速度模式无拖曳控制而言，所述期望运动轨迹为任意时刻卫星的非保守干扰加速度的值为0，如下所示：

另一部分为不可控，称为扰动模型，所述扰动模型描述的是在所述期望运动轨迹上的扰动，对于加速度模式无拖曳控制而言，所述扰动包含了环境干扰、主动推力干扰和姿态运动引起的测量加速度变化动力学，具体如下所示：

接下来，在步骤103，加速度补偿。将上述步骤中标定得到的引力参考传感器的加速度零偏上注到卫星系统，并根据所述加速度零偏对加速度测量信息进行补偿处理；在本发明的一个实施例中，所述加速度零偏通过地面测控系统上注到卫星系统；以及

最后，在步骤104，进行加速度无拖曳在轨实验验证。通过遥控指令让无拖曳与姿态控制子系统启用无拖曳控制模式，采用无拖曳控制算法对补偿后的加速度信息进行处理，以生成无拖曳控制指令F_df，施加给-Z面的推力器，即：

F_-Zb＝F_df，

然后，将无拖曳控制过程中测量得到的加速度信息下传到地面。其中，测量得到的加速度值记为第二加速度值，将所述第二加速度值与步骤102中测量得到的所述第一加速度值进行比较，以验证加速度无拖曳控制是否达到预定效果：

若达到，则实验结束；以及

若未达到，则进入步骤105，更改主动加扰的幅度和/或频率，重新进行实验，直至达到预定效果。

在本发明的一个实施例中，进行实验的卫星整星质量为182kg，实验过程如图3所示，首先，步骤301，对卫星的+Z面施加主动干扰，所述主动干扰的具体参数如表1所示，

表1

图4a及图4b分别示出施加上述参数的主动加扰后的加速度时域及频率图。可以看出，本发明的实施例中所设计的主动加扰会对卫星产生一个正弦的推力加速度，在主动加扰的频点能明显看出推力效果。然后，在步骤302，根据所述主动加扰后的加速度进行引力参考传感器加速度零偏标定，并在步骤303中，将所述引力参考传感器加速度零偏上注，然后在步骤304中，进行加速度模式无拖曳控制在轨试验，接下来，在步骤305，进行无拖曳控制前后效果对比，图5a及图5b分别示出本发明一个实施例的加速度无拖曳控制前后加速度噪声时域及频率曲线对比图。可以看出，经过加速度无拖曳控制后，卫星的加速度噪声相比控制之前降低了2倍以上，从频率曲线可以看出，在0.01Hz～1Hz的低频段内，加速度噪声在10^-8m/s²量级，加速度无拖曳控制效果明显。最后根据上述结果判断所述无拖曳控制是否有效，及是否达到预期效果，若有效，则结束实验，若无效，则进行步骤306，更改主动加扰幅值和/或频率，然后重新进行实验，直至实现预期效果。

尽管上文描述了本发明的各实施例，但是，应该理解，它们只是作为示例来呈现的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其做出各种组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。

Claims (7)

1.一种加速度模式无拖曳控制的在轨实验验证方法，其特征在于，包括步骤：

利用卫星单侧的微推力器产生主动干扰，并通过引力参考传感器测量所述主动干扰导致的第一加速度值；

基于所述第一加速度值以及卫星的加速度估计值，标定所述引力参考传感器的加速度零偏；

将标定得到的引力参考传感器的加速度零偏上注到卫星系统，并根据所述加速度零偏对加速度进行补偿；以及

进行加速度无拖曳在轨实验，并测量得到第二加速度值，将所述第二加速度值与所述第一加速度值进行比较，以验证加速度无拖曳在轨实验的效果。

2.如权利要求1所述的在轨实验验证方法，其特征在于，所述主动干扰的形式由地面根据所述卫星的特点分析确定。

3.如权利要求1所述的在轨实验验证方法，其特征在于，所述主动干扰的形式如下：

其中，f₁为主动加扰的频率，其取值在0.01Hz～1Hz之间；A₁为正弦扰动的幅值；B₁为主动施加的常值干扰，A₁及B₁的取值满足A₁+B₁≤70μN。

4.如权利要求3所述的在轨实验验证方法，其特征在于，所述主动加扰的频率f₁取值为0.05Hz。

5.如权利要求3所述的在轨实验验证方法，其特征在于，所述主动施加的常值干扰B₁取值为30μN。

6.如权利要求1所述的在轨实验验证方法，其特征在于，所述加速度估计值是由预先建立的加速度模式无拖曳控制器，根据近地卫星受到的非保守力干扰，根据下式推导计算得到：

其中：

f_ng为作用于卫星上不包括推力器推力的非保守干扰加速度；

f_c为推力器产生的无拖曳控制补偿加速度；

f_dis为推力器产生的主动干扰加速度；

gg为重力梯度导致的加速度；

ω、

为卫星的角速度和角加速度；

d为惯性传感器质心与卫星质心的偏移量，且d＝d_h+Δd，其中d_h为电极笼空腔坐标系原点在卫星本体坐标系下的位移坐标，Δd为检验质量相对于电极笼空腔坐标系原点的位移；以及

w_unmodel为未建模扰动加速度。

7.如权利要求1所述的在轨实验验证方法，其特征在于，所述加速度零偏通过地面测控系统上注到卫星系统。

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