CN113221267B - 一种基于在轨数据的发动机性能参数修正方法 - Google Patents

一种基于在轨数据的发动机性能参数修正方法 Download PDF

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Abstract

本发明提出的一种基于在轨数据的发动机性能参数修正方法，利用在轨实际表现数据，对发动机的性能参数进行修正，有益于提高在轨数据的分析水平，更加深入了解发动机的工作性能；本发明的方法无需多余的硬件，即可实现对发动机性能参数的修正，不仅有益于提高在轨剩余推进剂的估算精度，进一步提高在轨推力的预测精度和变轨效率，避免推进剂的浪费，对后续卫星的长期在轨管理具有重大的意义。

Description

一种基于在轨数据的发动机性能参数修正方法
技术领域
本发明涉及一种发动机性能参数修正方法。
背景技术
我国地球静止轨道卫星一般采用双组元统一推进系统，并配置远地方发动机和姿控推力器。远地点发动机主要用于为航天器轨道机动入轨提供推力。
在卫星轨道机动期间，制定变轨策略需要用到整星质量、发动机的比冲及推力等参数。其中发动机比冲可以通过发动机地面热标试验得到，发动机推力和整星质量则需要通过引入发动机的小偏差方程。因此，整星的变轨控制效果及长期在轨管理均与发动机参数的精确性密切相关。如果发动机的实际性能偏差过大，不仅会影响变轨次数，耗费不必要的人力、物力，更会造成推进剂的浪费，从而导致卫星的寿命减少，带来不可避免的损失。
由于，发动机性能参数一般由额定点附近的小偏差方程给出，因此，在参数处理的方法本身存在一定的系统误差，使用受限。另外，发动机在轨工作的工况与地面热标工况不尽相同，且地面热标精度有待提高，冷试与热试之间的参数转换也存在一定的方法误差。因此，发动机的实际在轨性能与地面相比，往往存在不可忽略的差异性。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：提供了一种发动机性能在轨修正方法，利用在轨数据，结合参数寻优方法，实现了对发动机性能参数进行修正的目的，适用于双组元推进系统卫星发动机的在轨性能修正。
本发明所采用的技术方案是：一种基于在轨数据的发动机性能参数修正方法，包括如下步骤：
(1)每次卫星变轨前，打开卫星配置的超声波流量计，测量发动机工作过程中的推进剂流量，轨控发动机点火结束后，关闭超声波流量计，流量测量停止；每次变轨期间，对超声波流量计的输出进行积分得到该次变轨过程中的推进剂消耗量Δmui；
Figure BDA0003047899360000021
其中，Qo、Qf分别为氧化剂和燃烧剂贮箱下游对应的超声波流量计输出流量，ti为第i次轨道机动的时间；i为正整数；
(2)记录每次卫星变轨的沉底推力器点火时间，结合沉底推力器的流量，由BK法(薄记法)获取本次变轨期间沉底推力器的推进剂消耗量Δmci；
Δmci＝ωc×tci
tci为第i次变轨对应的沉底推力器的点火时间，ωc为沉底推力器的流量。
(3)记录每次卫星变轨期间姿控推力器的点火时间，结合姿控推力器的流量，由BK法获取本次变轨期间的姿控推力器的推进剂消耗量Δmzi；
Δmzi＝ωz×tzi
tzi为第i次变轨对应的姿控推力器的点火时间，ωz为姿控推力器的流量。
(4)结合步骤(1)、步骤(2)和步骤(3)的计算结果，获得第i次变轨期间的轨控发动机实际消耗量Δmei；
Δmei＝Δmui-Δmci-Δmzi；
(5)通过第i次变轨结束后由轨道标定得到的推进剂消耗量数据Δmoi，获得第i次变轨的速度增量Δvi；
Figure BDA0003047899360000022
Ispt为发动机在地面标定的额定比冲，Moi为第i次变轨前的卫星质量。
(6)将第i次变轨前的卫星质量Moi及步骤(5)计算得到的速度增量Δvi，代入火箭方程，获得卫星变轨发动机比冲Isp对应的轨控发动机推进剂消耗量ΔMei；
Figure BDA0003047899360000031
(7)设置目标函数J＝|ΔMei-Δmei|，采用单变量寻优法，求解J(Isp)＝0的最优解Isp0，Isp0为修正的卫星变轨发动机比冲；
(8)由固定比冲法，结合步骤(7)得到的标定比冲Isp0和步骤(4)得到的轨控发动机消耗量Δmei，获得第i次变轨修正后的推力Fi；
Figure BDA0003047899360000032
(9)由步骤(1)中超声波流量计的输出流量对变轨期间的发动机平均流量进行标定，即
氧化剂的平均流量值
Figure BDA0003047899360000033
燃烧剂的平均流量值
Figure BDA0003047899360000034
t为时间；
(10)根据第i次变轨过程中的平均压力和温度遥测数据，使用轨控发动机的小偏差方程计算该次变轨的氧化剂流量ωo和燃烧剂流量ωf；
氧化剂输送管路和燃烧剂输送管路流量的计算方程为：
ωo＝a11(Po-ΔPlo)+b11(Pf-ΔPlf)+c11To+d11Tf+e11，
ωf＝a12(Po-ΔPlo)+b12(Pf-ΔPlf)+c12To+d12Tf+e12，
式中，系数a11、b11、c11、d11、e11、a12、b12、c12、d12、e12均通过轨控发动机地面试验获得；Po、To分别为氧化剂贮箱的遥测平均压力、平均温度；Pf、Tf分别为燃烧剂贮箱的遥测平均压力、平均温度；ΔPlo、ΔPlf分别为待修正的氧化剂输送管路和燃烧剂输送管路流阻。
(11)设置目标函数
Figure BDA0003047899360000035
采用多变量寻优法，求解令J(ΔPlo,ΔPlf)＝0的最优解ΔPlo0、ΔPlf0；
ΔPlo0、ΔPlf0分别为修正的氧化剂输送管路和燃烧剂输送管路流阻；
将ΔPlo0、ΔPlf0分别带入步骤(10)的氧化剂输送管路和燃烧剂输送管路流量的计算方程中，得到修正后的轨控发动机的小偏差方程，用于变轨过程中的发动机推力及推进剂消耗量计算。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明提出的基于在轨数据的发动机性能参数修正方法，利用在轨实际表现数据，对发动机的性能参数进行修正，有益于提高在轨数据的分析水平，更加深入了解发动机的工作性能；
(2)本发明的方法无需多余的硬件，即可实现对发动机性能参数的修正，不仅有益于提高在轨剩余推进剂的估算精度，进一步提高在轨推力的预测精度和变轨效率，避免推进剂的浪费，对后续卫星的长期在轨管理具有重大的意义；
(3)本发明的方法通用性强，适用于常规双组元推进系统单台轨控发动机的参数修正，也可推广至多台轨控发动机的在轨参数修正，具有广泛的应用价值和推广前景。
附图说明
图1为本发明的流程图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明进行说明。
如图1所示，一种基于在轨数据的发动机性能参数修正方法，包括如下步骤：
(1)每次卫星变轨前，打开卫星配置的超声波流量计，测量发动机工作过程中的推进剂流量，轨控发动机点火结束后，关闭超声波流量计，流量测量停止；每次变轨期间，对超声波流量计的输出进行积分得到该次变轨过程中的推进剂消耗量Δmui；
Figure BDA0003047899360000041
其中，Qo、Qf分别为氧化剂和燃烧剂贮箱下游对应的超声波流量计输出流量，ti为第i次轨道机动的时间；i为正整数；
(2)记录每次卫星变轨的沉底推力器点火时间，结合沉底推力器的流量，由BK法(薄记法)获取本次变轨期间沉底推力器的推进剂消耗量Δmci；
Δmci＝ωc×tci
tci为第i次变轨对应的沉底推力器的点火时间，ωc为沉底推力器的流量。
(3)记录每次卫星变轨期间姿控推力器的点火时间，结合姿控推力器的流量，由BK法获取本次变轨期间的姿控推力器的推进剂消耗量Δmzi；
Δmzi＝ωz×tzi
tzi为第i次变轨对应的姿控推力器的点火时间，ωz为姿控推力器的流量。
(4)结合步骤(1)、步骤(2)和步骤(3)的计算结果，获得第i次变轨期间的轨控发动机实际消耗量Δmei；
Δmei＝Δmui-Δmci-Δmzi；
(5)通过第i次变轨结束后由轨道标定得到的推进剂消耗量数据Δmoi，获得第i次变轨的速度增量Δvi；
Figure BDA0003047899360000051
Ispt为发动机在地面标定的额定比冲，Moi为第i次变轨前的卫星质量。
(6)将第i次变轨前的卫星质量Moi及步骤(5)计算得到的速度增量Δvi，代入火箭方程，获得卫星变轨发动机比冲Isp对应的轨控发动机推进剂消耗量ΔMei；
Figure BDA0003047899360000052
(7)设置目标函数J＝|ΔMei-Δmei|，采用单变量寻优法，求解J(Isp)＝0的最优解Isp0，Isp0为修正的卫星变轨发动机比冲；
(8)由固定比冲法，结合步骤(7)得到的标定比冲Isp0和步骤(4)得到的轨控发动机消耗量Δmei，获得第i次变轨修正后的推力Fi；
Figure BDA0003047899360000061
(9)由步骤(1)中超声波流量计的输出流量对变轨期间的发动机平均流量进行标定，即
氧化剂的平均流量值
Figure BDA0003047899360000062
燃烧剂的平均流量值
Figure BDA0003047899360000063
t为时间；
(10)根据第i次变轨过程中的平均压力和温度遥测数据，使用轨控发动机的小偏差方程计算该次变轨的氧化剂流量ωo和燃烧剂流量ωf；
氧化剂输送管路和燃烧剂输送管路流量的计算方程为：
ωo＝a11(Po-ΔPlo)+b11(Pf-ΔPlf)+c11To+d11Tf+e11，
ωf＝a12(Po-ΔPlo)+b12(Pf-ΔPlf)+c12To+d12Tf+e12，
式中，系数a11、b11、c11、d11、e11、a12、b12、c12、d12、e12均通过轨控发动机地面试验获得；Po、To分别为氧化剂贮箱的遥测平均压力、平均温度；Pf、Tf分别为燃烧剂贮箱的遥测平均压力、平均温度；ΔPlo、ΔPlf分别为待修正的氧化剂输送管路和燃烧剂输送管路流阻。
(11)设置目标函数
Figure BDA0003047899360000064
采用多变量寻优法，求解令J(ΔPlo,ΔPlf)＝0的最优解ΔPlo0、ΔPlf0，
ΔPlo0、ΔPlf0分别为修正的氧化剂输送管路和燃烧剂输送管路流阻；
将ΔPlo0、ΔPlf0分别带入步骤(10)的氧化剂输送管路和燃烧剂输送管路流量的计算方程中，得到修正后的轨控发动机的小偏差方程，用于变轨过程中的发动机推进剂消耗量计算。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知技术。

Claims (5)

1.一种基于在轨数据的发动机性能参数修正方法，其特征在于，包括如下步骤：
(1)每次卫星变轨前，打开卫星配置的超声波流量计，测量发动机工作过程中的推进剂流量，轨控发动机点火结束后，关闭超声波流量计，流量测量停止；每次变轨期间，对超声波流量计的输出进行积分得到该次变轨过程中的推进剂消耗量Δmui；
(2)记录每次卫星变轨的沉底推力器点火时间，结合沉底推力器的流量，由BK法获取本次变轨期间沉底推力器的推进剂消耗量Δmci；
(3)记录每次卫星变轨期间姿控推力器的点火时间，结合姿控推力器的流量，由BK法获取本次变轨期间的姿控推力器的推进剂消耗量Δmzi；
(4)结合步骤(1)、步骤(2)和步骤(3)的计算结果，计算获得第i次变轨期间的轨控发动机实际消耗量Δmei；
(5)通过第i次变轨结束后由轨道标定得到的推进剂消耗量数据Δmoi，获得第i次变轨的速度增量Δvi；
Figure FDA0004198972280000011
其中，Ispt为发动机在地面标定的额定比冲，Moi为第i次变轨前的卫星质量；
(6)将第i次变轨前的卫星质量Moi及步骤(5)计算得到的速度增量Δvi，代入火箭方程，获得卫星变轨发动机比冲Isp对应的轨控发动机推进剂消耗量ΔMei；
Figure FDA0004198972280000012
(7)设置目标函数J＝|ΔMei-Δmei|，采用单变量寻优法，求解J(Isp)＝0的最优解Isp0，Isp0为修正的卫星变轨发动机比冲；
(8)由固定比冲法，结合步骤(7)得到的标定比冲Isp0和步骤(4)得到的轨控发动机消耗量Δmei，获得第i次变轨修正后的推力Fi；
Figure FDA0004198972280000021
ti为第i次轨道机动的时间；i为正整数；
(9)由步骤(1)中超声波流量计的输出流量对变轨期间的发动机平均流量进行标定，得到氧化剂的平均流量值
Figure FDA0004198972280000022
燃烧剂的平均流量值/>
Figure FDA0004198972280000023
氧化剂的平均流量值
Figure FDA0004198972280000024
燃烧剂的平均流量值
Figure FDA0004198972280000025
t为时间；
(10)根据第i次变轨过程中的平均压力和温度遥测数据，使用轨控发动机的小偏差方程计算该次变轨的氧化剂流量ωo和燃烧剂流量ωf；
氧化剂输送管路和燃烧剂输送管路流量的计算方程为：
ωo＝a11(Po-ΔPlo)+b11(Pf-ΔPlf)+c11To+d11Tf+e11，
ωf＝a12(Po-ΔPlo)+b12(Pf-ΔPlf)+c12To+d12Tf+e12，
式中，系数a11、b11、c11、d11、e11、a12、b12、c12、d12、e12均通过轨控发动机地面试验获得；Po、To分别为氧化剂贮箱的遥测平均压力、平均温度；Pf、Tf分别为燃烧剂贮箱的遥测平均压力、平均温度；
(11)设置目标函数
Figure FDA0004198972280000026
采用多变量寻优法，求解令J(ΔPlo,ΔPlf)＝0的最优解ΔPlo0、ΔPlf0；
ΔPlo、ΔPlf分别为待修正的氧化剂输送管路和燃烧剂输送管路流阻，ΔPlo0、ΔPlf0分别为修正的氧化剂输送管路和燃烧剂输送管路流阻；
将ΔPlo0、ΔPlf0分别带入步骤(10)中，得到修正后的轨控发动机的小偏差方程，用于变轨过程中的发动机推力及推进剂消耗量计算。
2.根据权利要求1所述的一种基于在轨数据的发动机性能参数修正方法，其特征在于，步骤(1)中，
Figure FDA0004198972280000031
其中，Qo、Qf分别为氧化剂和燃烧剂贮箱下游对应的超声波流量计输出流量，ti为第i次轨道机动的时间；i为正整数。
3.根据权利要求1或2所述的一种基于在轨数据的发动机性能参数修正方法，其特征在于，步骤(2)中，Δmci＝ωc×tci；
tci为第i次变轨对应的沉底推力器的点火时间，ωc为沉底推力器的流量。
4.根据权利要求3所述的一种基于在轨数据的发动机性能参数修正方法，其特征在于，步骤(3)中，Δmzi＝ωz×tzi；
tzi为第i次变轨对应的姿控推力器的点火时间，ωz为姿控推力器的流量。
5.根据权利要求4所述的一种基于在轨数据的发动机性能参数修正方法，其特征在于，步骤(4)中，Δmei＝Δmui-Δmci-Δmzi。
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