CN112208799B - 深空探测器轨控发动机推力方向偏差在轨标定方法和系统 - Google Patents
深空探测器轨控发动机推力方向偏差在轨标定方法和系统 Download PDFInfo
- Publication number
- CN112208799B CN112208799B CN202011140994.9A CN202011140994A CN112208799B CN 112208799 B CN112208799 B CN 112208799B CN 202011140994 A CN202011140994 A CN 202011140994A CN 112208799 B CN112208799 B CN 112208799B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- rail
- deep space
- speed increment
- orbit
- thrust direction
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 239000000523 sample Substances 0.000 title claims abstract description 46
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 28
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims abstract description 12
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims abstract description 12
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 13
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 9
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 7
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 9
- 230000008859 change Effects 0.000 description 4
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 4
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 230000004044 response Effects 0.000 description 2
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 2
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/244—Spacecraft control systems
Abstract
本发明提供了一种深空探测器轨控发动机推力方向偏差在轨标定方法和系统,包括:步骤1:通过加速度计遥测计算轨控阶段的速度增量在深空探测器本体系上的投影;步骤2:根据轨控阶段姿控推力器的喷气时长,计算姿控推力器贡献的速度增量;步骤3:根据姿控推力器贡献的速度增量和轨控阶段的速度增量,计算轨控发动机贡献的速度增量;步骤4:根据测得的轨控发动机的速度增量,计算轨控发动机推力方向的偏差。本发明适用于深空探测器轨控发动机推力方向偏差的在轨标定,标定参数可用于后续轨控活动的点火姿态修正,以提高探测器变轨精度,减少燃料消耗。
Description
技术领域
本发明涉及姿态动力学技术领域,具体地,涉及一种深空探测器轨控发动机推力方向偏差在轨标定方法和系统。
背景技术
深空探测器为了实现脱离地球引力、进入巡航轨道或进入星地间转移轨道以及再入行星、绕飞行星等目标,需多次变轨以满足节约燃料、修正入轨精度等要求。同时,在再入大气、行星捕获等关键变轨环节中,通常仅有一次变轨机会,且需要较高的轨控精度以保障后续任务。在行星捕获阶段,探测器需点火减速,点火方向的偏差极有可能导致探测器无法形成环绕轨道,更严重则撞入行星任务失败。在再入阶段点火方向的偏差则会导致落点偏离预定位置,甚至无法进入大气。
影响轨控方向精度的主要因素来自轨控发动机推力方向的偏差。通常发动机地面安装误差在0.2°左右,另外受深空复杂外热流环境影响,在轨飞行过程中发动机还会发生结构热变形,推力矢量的偏差情况更加恶劣。
目前,轨控发动机推力方向标定的主要手段大多采用多次变轨迭代修正、和地面卫星热试车标定测试的方法。
专利文献CN106094529A(申请号:201610559700.3)公开了一种编队任务多脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定方法,使用地面测定轨的方式,测出每次变轨轨控偏差,并用偏差量修正下一次变轨。该方法需要地面持续测定轨且对测定轨精度有较高的要求,无法适应深空探测测定轨精度有限的情况。
专利文献CN108061660A(申请号:201710993325.8)公开了一种基于线振动测量的卫星发动机在轨推力实时标定方法,采用了地面线振动测试数据进行响应仿真有限元模型的修正,并标定推力与线振动间的传递函数,仿真数据结合在轨数据进行干扰剔除,获得发动机在轨推力带来的线振动响应,并利用推力与线振动间的传递函数进行发动机在轨推力矢量的反演。该方法结合了星地测试数据,能够较好地反应在轨发动机推力实际方向。但地面标定的偏差以及在轨空间外热流的变化直接影响标定精度,而深空探测器飞行距离远,持续时间长,空间环境变化剧烈,该方法无法适应深空探测器。
专利文献CN108454886A(申请号:201810019686.7)公开了一种电推进系统毫牛级推力在轨标定方法,使用单个不过卫星质心的电推力器长时间点火,根据点火期间飞轮的角动量变化,以及推力器力臂数据,反算推力大小和方向。该方法仅适用小推力的状况,无法应用于大推力的轨控发动机。
发明内容
针对现有技术中的缺陷,本发明的目的是提供一种深空探测器轨控发动机推力方向偏差在轨标定方法和系统。
根据本发明提供的深空探测器轨控发动机推力方向偏差在轨标定方法,包括:
步骤4:根据测得的轨控发动机的速度增量,计算轨控发动机推力方向的偏差。
优选的,所述步骤1包括:加速度计与深空探测器固连,在轨控阶段加速度计实时输出深空探测器三轴的加速度,地面通过遥测计算整个轨控阶段的速度增量。
优选的,所述步骤2包括:通过深空探测器轨控期间姿控推力器的喷气时长遥测,结合各姿控推力器的推力方向和大小,以及整星质量参数,计算姿控推力器贡献的速度增量。
优选的,所述步骤3包括:排除姿控推力器引起的速度增量干扰,由加速度计测得的轨控阶段的速度增量减去理论计算得到的姿控推力器引起的速度增量,得到轨控发动机推力贡献的速度增量,计算公式为:
根据本发明提供的深空探测器轨控发动机推力方向偏差在轨标定系统,包括:
模块M4:根据测得的轨控发动机的速度增量,计算轨控发动机推力方向的偏差。
优选的,所述模块M1包括:加速度计与深空探测器固连,在轨控阶段加速度计实时输出深空探测器三轴的加速度,地面通过遥测计算整个轨控阶段的速度增量。
优选的,所述模块M2包括:通过深空探测器轨控期间姿控推力器的喷气时长遥测,结合各姿控推力器的推力方向和大小,以及整星质量参数,计算姿控推力器贡献的速度增量。
优选的,所述模块M3包括:排除姿控推力器引起的速度增量干扰,由加速度计测得的轨控阶段的速度增量减去理论计算得到的姿控推力器引起的速度增量,得到轨控发动机推力贡献的速度增量,计算公式为:
与现有技术相比,本发明具有如下的有益效果:本发明提出的深空探测器轨控发动机推力方向偏差在轨标定方法,采用加速度计实时测量轨控时速度增量与目标值的偏差,标定参数可用于后续轨控活动的点火姿态修正,以提高探测器变轨精度,减少燃料消耗。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述,本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显:
图1是本发明深空探测器轨控发动机推力方向标定方法流程图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明,但不以任何形式限制本发明。应当指出的是,对本领域的普通技术人员来说,在不脱离本发明构思的前提下,还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
实施例:
根据本发明提供的一种深空探测器轨控发动机推力方向偏差在轨标定方法,根据轨控期间加速度计遥测和姿控推力器的喷气时长,计算轨控发动机引起的速度增量,与标称速度增量比较,获得推力方向偏差。本发明方法可用于航天器轨控发动机推力方向参数辨识,轨控参数计算,提高变轨精度。
如图1所示,本发明的具体实施方式如下:
具体地,加速度计与深空探测器固连,在轨控阶段加速度计实时输出探测器三轴的加速度,地面根据该遥测计算整个轨控阶段的速度增量。
4)根据测得的轨控发动机引起的速度增量在本体系下的分量,计算与目标速度增量的方向偏差,该偏差即轨控发动机推力方向的偏差。
根据本发明提供的深空探测器轨控发动机推力方向偏差在轨标定系统,包括:
模块M1:通过加速度计遥测计算轨控阶段的速度增量在深空探测器本体系上的投影;
模块M2:根据轨控阶段姿控推力器的喷气时长,计算姿控推力器贡献的速度增量;
模块M3:根据姿控推力器贡献的速度增量和轨控阶段的速度增量在深空探测器本体系上的投影,计算轨控发动机贡献的速度增量;
模块M4:根据测得的轨控发动机的速度增量,计算轨控发动机推力方向的偏差。
本领域技术人员知道,除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外,完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以,本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件,而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构;也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是,本发明并不局限于上述特定实施方式,本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改,这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下,本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (10)
2.根据权利要求1所述的深空探测器轨控发动机推力方向偏差在轨标定方法,其特征在于,所述步骤1包括:加速度计与深空探测器固连,在轨控阶段加速度计实时输出深空探测器三轴的加速度,地面通过遥测计算整个轨控阶段的速度增量在深空探测器本体系上的投影。
3.根据权利要求1所述的深空探测器轨控发动机推力方向偏差在轨标定方法,其特征在于,所述步骤2包括:通过深空探测器轨控期间姿控推力器的喷气时长遥测,结合各姿控推力器的推力方向和大小,以及整星质量参数,计算姿控推力器贡献的速度增量。
7.根据权利要求6所述的深空探测器轨控发动机推力方向偏差在轨标定系统,其特征在于,所述模块M1包括:加速度计与深空探测器固连,在轨控阶段加速度计实时输出深空探测器三轴的加速度,地面通过遥测计算整个轨控阶段的速度增量在深空探测器本体系上的投影。
8.根据权利要求6所述的深空探测器轨控发动机推力方向偏差在轨标定系统,其特征在于,所述模块M2包括:通过深空探测器轨控期间姿控推力器的喷气时长遥测,结合各姿控推力器的推力方向和大小,以及整星质量参数,计算姿控推力器贡献的速度增量。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202011140994.9A CN112208799B (zh) | 2020-10-22 | 2020-10-22 | 深空探测器轨控发动机推力方向偏差在轨标定方法和系统 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202011140994.9A CN112208799B (zh) | 2020-10-22 | 2020-10-22 | 深空探测器轨控发动机推力方向偏差在轨标定方法和系统 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN112208799A CN112208799A (zh) | 2021-01-12 |
CN112208799B true CN112208799B (zh) | 2021-12-07 |
Family
ID=74054867
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN202011140994.9A Active CN112208799B (zh) | 2020-10-22 | 2020-10-22 | 深空探测器轨控发动机推力方向偏差在轨标定方法和系统 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN112208799B (zh) |
Families Citing this family (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN113188799B (zh) * | 2021-04-27 | 2022-09-30 | 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所 | 基于速度差极值法的航空发动机推力修正方法 |
CN113686486B (zh) * | 2021-08-19 | 2024-01-16 | 上海卫星工程研究所 | 卫星推进系统压力传感器整星标定方法和系统 |
Family Cites Families (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN100559190C (zh) * | 2007-12-26 | 2009-11-11 | 北京控制工程研究所 | 一种对加速度计零位偏差进行在轨标定的方法 |
CA2973741C (en) * | 2015-01-28 | 2024-01-23 | Gedex Systems Inc. | Inertial sensing augmentation for navigation of spacecraft |
CN108061660B (zh) * | 2017-10-23 | 2019-09-17 | 上海卫星工程研究所 | 基于线振动测量的卫星发动机在轨推力实时标定方法 |
-
2020
- 2020-10-22 CN CN202011140994.9A patent/CN112208799B/zh active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN112208799A (zh) | 2021-01-12 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Olds et al. | IRVE-3 post-flight reconstruction | |
CN111061247B (zh) | 整星下飞轮角动量闭环控制的极性测试系统及测试方法 | |
CN107544467B (zh) | 整星条件下的双星编队控制闭环测试系统及方法 | |
CN112208799B (zh) | 深空探测器轨控发动机推力方向偏差在轨标定方法和系统 | |
CN110632935B (zh) | 一种编队卫星绕飞自主控制方法 | |
JPH10318778A (ja) | 衛星の位置を機内で自主的に求める方法と装置 | |
CN106020221A (zh) | 一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台及验证方法 | |
CN107861386B (zh) | 一种基于角速度观测器的抗干扰姿态控制地面验证系统及其控制方法 | |
CN110316402A (zh) | 一种编队控制模式下的卫星姿态控制方法 | |
CN111638643B (zh) | 一种位移模式无拖曳控制动力学协调条件确定方法 | |
CN104765374A (zh) | 一种高轨自然绕飞轨迹修正方法 | |
CN111722635B (zh) | 一种遥感卫星并行处理任务的方法以及遥感卫星系统 | |
CN111319801B (zh) | 一种适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法 | |
Hong et al. | Application of EKF for missile attitude estimation based on “SINS/CNS” integrated guidance system | |
Wenbo et al. | The hardware-in-the-loop simulation on the control system of a small launch vehicle | |
CN112498747B (zh) | 深空探测器推力矢量与目标加速度偏差角计算方法及系统 | |
CN112520070B (zh) | 深空探测器推力矢量实时修正方法和系统 | |
CN112429276B (zh) | 深空探测器推力矢量偏差的器上姿态补偿方法及系统 | |
CN113060306B (zh) | 有限推力的多脉冲交会迭代制导方法、装置及电子设备 | |
CN112393835B (zh) | 一种基于扩展卡尔曼滤波的小卫星在轨推力标定方法 | |
CN112208794B (zh) | 深空探测器的质量在轨测量方法、系统及介质 | |
CN112987691B (zh) | 一种地外天体表面软着陆闭环随动控制试验方法 | |
Gupta et al. | Development of navigation guidance and control technology for Indian launch vehicles | |
Liu et al. | Feedback linearization control of uncertain satellite attitude based on disturbance estimation and state observation | |
Zhao et al. | On joint hardware-in-the-loop simulation of aircraft control system and propulsion system |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant |