CN112498747B - 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 - Google Patents

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 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种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，包括：步骤M1：在探测器轨控期间使用加速度计和陀螺测量值，计算惯性系下的实际三轴速度增量；步骤M2：使用惯性系下的实际速度增量与目标值比较计算夹角，辨识出推力方向偏差。本发明用于估计航天器推力方向的误差，诣在提高变轨精度，减少燃料消耗。

Description

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
技术领域
本发明涉及姿态动力学领域，具体地，涉及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。
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。因此轨控阶段的控制精度是影响任务成败的重要环节。
影响轨控方向精度的主要因素来自推力器的偏差。通常推力器地面安装误差在0.2°左右，另外受深空复杂外热流环境影响，在轨飞行过程中推力器还会发生结构热变形，推力矢量的偏差情况更加恶劣。
目前，提高轨控精度的主要手段大多采用多次变轨迭代修正的方法。完备、杜耀珂、沈阳等在“编队任务多脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定方法”(CN 106094529 A)中，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。多次迭代逐步实现高精度的轨道控制。该方法适用多频次、小推力的变轨修正，且需要精密测定轨数据的支持，而深空探测领域测定轨精度有限，则该方法难以适用。
徐明、汪作鹏、魏延等在“一种基于加速度计的偏无拖曳卫星的干扰补偿控制方法”(CN 104090493 A)中，使用加速度计测量值补偿在轨卫星受到的干扰力和力矩，以保证卫星轨道的稳定，该方法多用于为科学仪器提供无干扰的空间试验平台，无法应用于高精度变轨过程。
唐歌实、陈莉丹、刘勇在“嫦娥一号卫星轨控标定方法与实现”(见《中国空间科学与技术》，2009年12月，第6期，页码1-6)中，提出了利用轨控前和轨控后的轨道数据，以及轨控过程中星敏姿态、加速度遥测对沉底发动机、主发动机、加速度计刻度系数进行标定，并将标定结果引入后续轨控任务，大大提高了控制精度。但该方法需要地面测定轨数据辅助，无法独立测量推力方向偏差。
陈莉丹、李革非、谢剑锋等在“轨控标定方法研究及在交会对接中的应用”(见《载人航天》，2014年1月，第1期，页码16-20)中，采用了以轨道要素的控制结果作为标定依据，将光压、气动阻力等干扰力矩作为推力矢量偏差的一部分，以当圈标定结果作为下一次轨控的输入依据。该方法仍旧仅能适应具有高精度测定轨条件的航天器的轨道控制，无法应用在深空探测领域。
本发明提出的深空探测器推力矢量与目标加速度之间夹角计算方法，根据加速度计和陀螺实时测量数据，计算惯性系下整器速度增量，通过与标称推力方向矢量对比，得出推力方向与目标加速度的偏差角。
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推力矢量与目标加速度偏差角计算方法及系统。
根据本发明提供的一种深空探测器推力矢量与目标加速度偏差角计算方法，包括：
步骤M1：在探测器轨控期间使用加速度计和陀螺测量值，计算惯性系下的实际三轴速度增量；
步骤M2：使用惯性系下的实际速度增量与目标值比较计算夹角，辨识出推力方向偏差。
优选地，所述步骤M1包括：
步骤M1.1：在探测器轨控阶段，使用加速度计实时测量整器加速度，使用陀螺实时递推整器惯性姿态；
步骤M1.2：根据整器加速度和整器惯性姿态，计算惯性系下的整器加速度，并在惯性系下积分，得到轨控阶段整器在惯性系下的实际三轴速度增量。
优选地，所述步骤M2包括：
步骤M2.1：根据标称点火姿态和发动机安装方向计算目标加速度矢量；
步骤M2.2：利用目标加速度矢量与实际速度增量比较计算夹角。
优选地，所述步骤M1.1包括：加速度计与探测器连接，在轨控阶段实时输出整器的速度增量；陀螺与探测器连接，实时递推整器惯性姿态。
优选地，所述步骤M1.2中根据整器加速度和整器惯性姿态，计算惯性系下的整器加速度包括：
Figure BDA0002821820480000031
其中，Cbi T为探测器惯性姿态的转置；[ax ay az]为加速度计原始测量值，[aix aiyaiz]为惯性系下加速度，i表示惯性坐标系；
轨控期间速度增量由惯性加速度积分得到，计算公式为：
Figure BDA0002821820480000032
优选地，所述步骤M2.2包括：
根据目标点火姿态和推力器安装方向，确定惯性系下的目标加速度矢量
Figure BDA0002821820480000033
实测速度增量与目标值的夹角Δθ计算公式为：
惯性系下的目标加速度矢量
Figure BDA0002821820480000034
计算公式为：
Figure BDA0002821820480000035
其中，[ux uy uz]表示推力器安装方向在本体系的投影分量，Cbi为深空探测器的目标点火姿态，用惯性系到本体系的姿态矩阵描述；
实测速度增量与目标值的夹角Δθ计算公式：
Figure BDA0002821820480000036
根据本发明提供的一种深空探测器推力矢量与目标加速度偏差角计算系统，包括：
模块M1：在探测器轨控期间使用加速度计和陀螺测量值，计算惯性系下的实际三轴速度增量；
模块M2：使用惯性系下的实际速度增量与目标值比较计算夹角，辨识出推力方向偏差。
优选地，所述模块M1包括：
模块M1.1：在探测器轨控阶段，使用加速度计实时测量整器加速度，使用陀螺实时递推整器惯性姿态；
模块M1.2：根据整器加速度和整器惯性姿态，计算惯性系下的整器加速度，并在惯性系下积分，得到轨控阶段整器在惯性系下的实际三轴速度增量；
所述模块M2包括：
模块M2.1：根据标称点火姿态和发动机安装方向计算目标加速度矢量；
模块M2.2：利用目标加速度矢量与实际速度增量比较计算夹角。
优选地，所述模块M1.1包括：加速度计与探测器连接，在轨控阶段实时输出整器的速度增量；陀螺与探测器连接，实时递推整器惯性姿态；
所述模块M1.2中根据整器加速度和整器惯性姿态，计算惯性系下的整器加速度包括：
Figure BDA0002821820480000041
其中，Cbi T为探测器惯性姿态的转置；[ax ay az]为加速度计原始测量值，[aix aiyaiz]为惯性系下加速度，i表示惯性坐标系；
轨控期间速度增量由惯性加速度积分得到，计算公式为：
Figure BDA0002821820480000042
优选地，所述模块M2.2包括：
根据目标点火姿态和推力器安装方向，确定惯性系下的目标加速度矢量
Figure BDA0002821820480000043
实测速度增量与目标值的夹角Δθ计算公式为：
惯性系下的目标加速度矢量
Figure BDA0002821820480000044
计算公式为：
Figure BDA0002821820480000045
其中，[ux uy uz]表示推力器安装方向在本体系的投影分量，Cbi为深空探测器的目标点火姿态，用惯性系到本体系的姿态矩阵描述；
实测速度增量与目标值的夹角Δθ计算公式：
Figure BDA0002821820480000046
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明用于估计航天器推力方向的误差，诣在提高变轨精度，减少燃料消耗。
2、本发明通过加速度计测得的探测器加速度数据，以及陀螺递推得到的整器惯性姿态，实现深空探测器在轨推力矢量与目标加速度偏差的辨识。
3、辨识出的偏差角度用于轨控点火姿态的补偿和修正，实现变轨精度的提升，节约燃料消耗。
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为本发明推力矢量与目标加速度之间夹角计算流程图。
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1
本发明提出一种深空探测器推力矢量与目标加速度之间夹角计算方法，目的在于减少深空探测器轨控时推力方向的偏差，提升轨控精度，节约燃料消耗。
根据本发明提供的一种深空探测器推力矢量与目标加速度偏差角计算方法，如图1所示，包括：
步骤M1：在探测器轨控期间使用加速度计和陀螺测量值，计算惯性系下的实际三轴速度增量；
步骤M2：使用惯性系下的实际速度增量与目标值比较计算夹角，辨识出推力方向偏差。
具体地，所述步骤M1包括：
步骤M1.1：在探测器轨控阶段，使用加速度计实时测量整器加速度，使用陀螺实时递推整器惯性姿态，作为推力矢量偏差计算的依据；
步骤M1.2：加速度计用于测量作用在探测器上的非保守力引发的加速度，输出结果直接表征了探测器的速度增量，根据整器加速度和整器惯性姿态，计算惯性系下的整器加速度，并在惯性系下积分，得到轨控阶段整器在惯性系下的实际三轴速度增量。
具体地，所述步骤M2包括：
步骤M2.1：根据标称点火姿态和发动机安装方向计算目标加速度矢量；
步骤M2.2：利用目标加速度矢量与实际速度增量比较计算夹角。
具体地，所述步骤M1.1包括：加速度计与探测器固连，在轨控阶段实时输出整器的速度增量；陀螺与探测器固连，实时递推整器惯性姿态，二者输出用于计算推力矢量偏差。
具体地，所述步骤M1.2中根据整器加速度和整器惯性姿态，计算惯性系下的整器加速度包括：
Figure BDA0002821820480000061
其中，Cbi T为探测器惯性姿态的转置；[ax ay az]为加速度计原始测量值，[aix aiyaiz]为惯性系下加速度，i表示惯性坐标系；
轨控期间速度增量由惯性加速度积分得到，计算公式为：
Figure BDA0002821820480000062
具体地，所述步骤M2.2包括：
根据目标点火姿态和推力器安装方向，确定惯性系下的目标加速度矢量
Figure BDA0002821820480000063
实测速度增量与目标值的夹角Δθ计算公式为：
惯性系下的目标加速度矢量
Figure BDA0002821820480000064
计算公式为：
Figure BDA0002821820480000065
其中，[ux uy uz]表示推力器安装方向在本体系的投影分量，Cbi为深空探测器的目标点火姿态，用惯性系到本体系的姿态矩阵描述；本发明用于深空探测器，由于时延地面无法干预，在点火阶段姿态和加速度需同时解算、同时控制。
实测速度增量与目标值的夹角Δθ计算公式：
Figure BDA0002821820480000071
根据本发明提供的一种深空探测器推力矢量与目标加速度偏差角计算系统，包括：
模块M1：在探测器轨控期间使用加速度计和陀螺测量值，计算惯性系下的实际三轴速度增量；
模块M2：使用惯性系下的实际速度增量与目标值比较计算夹角，辨识出推力方向偏差。
具体地，所述模块M1包括：
模块M1.1：在探测器轨控阶段，使用加速度计实时测量整器加速度，使用陀螺实时递推整器惯性姿态，作为推力矢量偏差计算的依据；
模块M1.2：加速度计用于测量作用在探测器上的非保守力引发的加速度，输出结果直接表征了探测器的速度增量，根据整器加速度和整器惯性姿态，计算惯性系下的整器加速度，并在惯性系下积分，得到轨控阶段整器在惯性系下的实际三轴速度增量。
具体地，所述模块M2包括：
模块M2.1：根据标称点火姿态和发动机安装方向计算目标加速度矢量；
模块M2.2：利用目标加速度矢量与实际速度增量比较计算夹角。
具体地，所述模块M1.1包括：加速度计与探测器固连，在轨控阶段实时输出整器的速度增量；陀螺与探测器固连，实时递推整器惯性姿态，二者输出用于计算推力矢量偏差。
具体地，所述模块M1.2中根据整器加速度和整器惯性姿态，计算惯性系下的整器加速度包括：
Figure BDA0002821820480000072
其中，Cbi T为探测器惯性姿态的转置；[ax ay az]为加速度计原始测量值，[aix aiyaiz]为惯性系下加速度，i表示惯性坐标系；
轨控期间速度增量由惯性加速度积分得到，计算公式为：
Figure BDA0002821820480000073
具体地，所述模块M2.2包括：
根据目标点火姿态和推力器安装方向，确定惯性系下的目标加速度矢量
Figure BDA0002821820480000081
实测速度增量与目标值的夹角Δθ计算公式为：
惯性系下的目标加速度矢量
Figure BDA0002821820480000082
计算公式为：
Figure BDA0002821820480000083
其中，[ux uy uz]表示推力器安装方向在本体系的投影分量，Cbi为深空探测器的目标点火姿态，用惯性系到本体系的姿态矩阵描述；本发明用于深空探测器，由于时延地面无法干预，在点火阶段姿态和加速度需同时解算、同时控制。
实测速度增量与目标值的夹角Δθ计算公式：
Figure BDA0002821820480000084
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 (6)

1.一种深空探测器推力矢量与目标加速度偏差角计算方法，其特征在于，包括：
步骤M1：在探测器轨控期间使用加速度计和陀螺测量值，计算惯性系下的实际三轴速度增量；
步骤M2：使用惯性系下的实际速度增量与目标值比较计算夹角，辨识出推力方向偏差；
所述步骤M1包括：
步骤M1.1：在探测器轨控阶段，使用加速度计实时测量整器加速度，使用陀螺实时递推整器惯性姿态；
步骤M1.2：根据整器加速度和整器惯性姿态，计算惯性系下的整器加速度，并在惯性系下积分，得到轨控阶段整器在惯性系下的实际三轴速度增量；
所述步骤M2包括：
步骤M2.1：根据标称点火姿态和发动机安装方向计算目标加速度矢量；
步骤M2.2：利用目标加速度矢量与实际速度增量比较计算夹角。
2.根据权利要求1所述的深空探测器推力矢量与目标加速度偏差角计算方法，其特征在于，所述步骤M1.1包括：加速度计与探测器连接，在轨控阶段实时输出整器的速度增量；陀螺与探测器连接，实时递推整器惯性姿态。
3.根据权利要求1所述的深空探测器推力矢量与目标加速度偏差角计算方法，其特征在于，所述步骤M1.2中根据整器加速度和整器惯性姿态，计算惯性系下的整器加速度包括：
Figure FDA0003661401610000011
其中，Cbi T为探测器惯性姿态的转置；[ax ay az]为加速度计原始测量值，[aix aiy aiz]为惯性系下加速度，i表示惯性坐标系；
轨控期间速度增量由惯性加速度积分得到，计算公式为：
Figure FDA0003661401610000012
4.根据权利要求1所述的深空探测器推力矢量与目标加速度偏差角计算方法，其特征在于，所述步骤M2.2包括：
根据目标点火姿态和推力器安装方向，确定惯性系下的目标加速度矢量
Figure FDA0003661401610000024
实测速度增量与目标值的夹角Δθ计算公式为：
惯性系下的目标加速度矢量
Figure FDA0003661401610000021
计算公式为：
Figure FDA0003661401610000022
其中，[ux uy uz]表示推力器安装方向在本体系的投影分量，Cbi为深空探测器的目标点火姿态，用惯性系到本体系的姿态矩阵描述；
实测速度增量与目标值的夹角Δθ计算公式：
Figure FDA0003661401610000023
5.一种深空探测器推力矢量与目标加速度偏差角计算系统，其特征在于，包括：
模块M1：在探测器轨控期间使用加速度计和陀螺测量值，计算惯性系下的实际三轴速度增量；
模块M2：使用惯性系下的实际速度增量与目标值比较计算夹角，辨识出推力方向偏差；
所述模块M1包括：
模块M1.1：在探测器轨控阶段，使用加速度计实时测量整器加速度，使用陀螺实时递推整器惯性姿态；
模块M1.2：根据整器加速度和整器惯性姿态，计算惯性系下的整器加速度，并在惯性系下积分，得到轨控阶段整器在惯性系下的实际三轴速度增量；
所述模块M2包括：
模块M2.1：根据标称点火姿态和发动机安装方向计算目标加速度矢量；
模块M2.2：利用目标加速度矢量与实际速度增量比较计算夹角；
所述模块M1.1包括：加速度计与探测器连接，在轨控阶段实时输出整器的速度增量；陀螺与探测器连接，实时递推整器惯性姿态；
所述模块M1.2中根据整器加速度和整器惯性姿态，计算惯性系下的整器加速度包括：
Figure FDA0003661401610000031
其中，Cbi T为探测器惯性姿态的转置；[ax ay az]为加速度计原始测量值，[aix aiy aiz]为惯性系下加速度，i表示惯性坐标系；
轨控期间速度增量由惯性加速度积分得到，计算公式为：
Figure FDA0003661401610000032
6.根据权利要求5所述的深空探测器推力矢量与目标加速度偏差角计算系统，其特征在于，所述模块M2.2包括：
根据目标点火姿态和推力器安装方向，确定惯性系下的目标加速度矢量
Figure FDA0003661401610000036
实测速度增量与目标值的夹角Δθ计算公式为：
惯性系下的目标加速度矢量
Figure FDA0003661401610000033
计算公式为：
Figure FDA0003661401610000034
其中，[ux uy uz]表示推力器安装方向在本体系的投影分量，Cbi为深空探测器的目标点火姿态，用惯性系到本体系的姿态矩阵描述；
实测速度增量与目标值的夹角Δθ计算公式：
Figure FDA0003661401610000035
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