CN117184455A

CN117184455A - 轨控发动机推力矢量的估计方法、装置、设备及介质

Info

Publication number: CN117184455A
Application number: CN202311476691.8A
Authority: CN
Inventors: 常亚菲; 何英姿; 龚宇莲; 魏春岭; 王淑一; 李毛毛; 郭建新; 董文强; 于强
Original assignee: Beijing Institute of Control Engineering
Current assignee: Beijing Institute of Control Engineering
Priority date: 2023-11-08
Filing date: 2023-11-08
Publication date: 2023-12-08
Anticipated expiration: 2043-11-08
Also published as: CN117184455B

Abstract

本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种轨控发动机推力矢量的估计方法、装置、设备及介质。包括：确定轨控发动机干扰力矩的包络和轨控发动机开机后贮箱的液体能够建立稳定晃动状态的时间，以基于包络、能够建立稳定晃动状态的时间和姿控发动机的控制能力，确定在不引入姿控发动机的控制下能够保证安全性的轨控发动机的开机时长；基于开机时长，从轨控发动机的开机期间确定用于评估推力矢量的有效时间段；获取预先确定的估计模型，以利用陀螺和加速度测量计在有效时间段内的测量数据以及估计模型，估计轨控发动机的推力矢量。本方案可以提高轨控发动机的推力矢量的估计准确性，进而可以提高轨控精度。

Description

轨控发动机推力矢量的估计方法、装置、设备及介质

技术领域

本发明实施例涉及航空航天技术领域，特别涉及一种轨控发动机推力矢量的估计方法、装置、设备及介质。

背景技术

目前在轨航天器多根据轨控效果来评估轨控发动机的推力矢量，然而，由于飞行器质量、比冲等重要参数均存在极大的不确定性导致评估结果存在较大误差，导致会降低轨控发动机的推力矢量的估计准确性，进一步会影响轨控精度。

因此，亟需一种新的轨控发动机推力矢量的估计方法。

发明内容

为了解决目前的轨控发动机推力矢量估计方法估计准确性较差的问题，本发明实施例提供了一种轨控发动机推力矢量的估计方法、装置、设备及介质。

第一方面，本发明实施例提供了一种轨控发动机推力矢量的估计方法，包括：

确定轨控发动机干扰力矩的包络和所述轨控发动机开机后贮箱的液体能够建立稳定晃动状态的时间，以基于所述包络、能够建立稳定晃动状态的时间和姿控发动机的控制能力，确定在不引入姿控发动机的控制下能够保证安全性的轨控发动机的开机时长；

基于所述开机时长，从轨控发动机的开机期间确定用于评估推力矢量的有效时间段；

获取预先确定的估计模型，以利用陀螺和加速度测量计在所述有效时间段内的测量数据以及所述估计模型，估计所述轨控发动机的推力矢量。

第二方面，本发明实施例还提供了一种轨控发动机推力矢量的估计装置，包括：

确定单元，用于确定轨控发动机干扰力矩的包络和所述轨控发动机开机后贮箱的液体能够建立稳定晃动状态的时间，以基于所述包络、能够建立稳定晃动状态的时间和姿控发动机的控制能力，确定在不引入姿控发动机的控制下能够保证安全性的轨控发动机的开机时长；

选取单元，用于基于所述开机时长，从轨控发动机的开机期间确定用于评估推力矢量的有效时间段；

估计单元，用于获取预先确定的估计模型，以利用陀螺和加速度测量计在所述有效时间段内的测量数据以及所述估计模型，估计所述轨控发动机的推力矢量。

本发明实施例提供了一种轨控发动机推力矢量的估计方法、装置、设备及介质，通过对轨控发动机干扰力矩的包络和姿控能力的分析，确保开机时间设计上，角速率最大值在一定范围内，从而保证系统的安全性，那么就可以在轨控发动机点火期间不将姿控发动机引入控制，利用陀螺和加速度测量计在有效时间段内的测量数据结合估计模型，来估计轨控发动机的推力矢量，相比于目前在轨多采用的根据轨控效果评估的方式，避免了由于飞行器质量、比冲等重要参数均存在极大的不确定性导致的评估结果误差，故可以提高轨控发动机的推力矢量的估计准确性，进而可以提高轨控精度。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明一实施例提供的一种轨控发动机推力矢量的估计方法的流程图；

图2是本发明一实施例提供的一种计算设备的硬件架构图；

图3是本发明一实施例提供的一种轨控发动机推力矢量的估计装置结构图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

下面描述以上构思的具体实现方式。

请参考图1，本发明实施例提供了一种轨控发动机推力矢量的估计方法，该方法包括：

步骤100，确定轨控发动机干扰力矩的包络和轨控发动机开机后贮箱的液体能够建立稳定晃动状态的时间，以基于包络、能够建立稳定晃动状态的时间和姿控发动机的控制能力，确定在不引入姿控发动机的控制下能够保证安全性的轨控发动机的开机时长；

步骤102，基于开机时长，从轨控发动机的开机期间确定用于评估推力矢量的有效时间段；

步骤104，获取预先确定的估计模型，以利用陀螺和加速度测量计在有效时间段内的测量数据以及估计模型，估计轨控发动机的推力矢量。

本发明实施例中，通过对轨控发动机干扰力矩的包络和姿控能力的分析，确保开机时间设计上，角速率最大值在一定范围内，从而保证系统的安全性，那么就可以在轨控发动机点火期间不将姿控发动机引入控制，利用陀螺和加速度测量计在有效时间段内的测量数据结合估计模型，来估计轨控发动机的推力矢量，相比于目前在轨多采用的根据轨控效果评估的方式，避免了由于飞行器质量、比冲等重要参数均存在极大的不确定性导致的评估结果误差，故可以提高轨控发动机的推力矢量的估计准确性，进而可以提高轨控精度。

针对步骤100：

在一些实施方式中，步骤100可以包括：

基于轨控发动机的标称安装、推力大小和推力方向，以及轨控发动机的设定误差范围，确定轨控发动机的干扰力矩的包络；其中，包络包括滚转方向的干扰力矩最大值、俯仰方向的干扰力矩最大值和偏航方向的干扰力矩最大值；

针对每一个方向，均执行：

基于当前方向的干扰力矩最大值、当前方向的惯量和轨控发动机的开机期间内设定的角速度最大值，确定轨控发动机的开机时长需要符合的第一条件；

基于当前方向的干扰力矩最大值、姿控发动机的控制力矩和轨控发动机关闭之后速率阻尼的设定时长，确定轨控发动机的开机时长需要符合的第二条件；

将大于标称安装的轨控发动机开机后贮箱的液体能够建立稳定晃动状态的时间，且小于所有方向下的第一条件和第二条件作为最终条件，来确定轨控发动机的开机时长。

在本实施例中，在确定了轨控发动机的干扰力矩的包络后，需要分别计算滚转方向、俯仰方向和偏航方向的第一条件和第二条件。

在一些实施方式中，每一个方向的第一条件可以通过如下公式计算：

每一个方向的第二条件为：

式中，为轨控发动机的开机时长，/>为轨控发动机的开机期间内设定的角速度最大值，/>为当前方向的惯量，/>为当前方向的干扰力矩最大值，/>为轨控发动机关闭之后速率阻尼的设定时长，/>为姿控发动机的控制力矩。

那么，可以分别确定出滚转方向、俯仰方向和偏航方向的第一条件和第二条件，由于轨控发动机的开机期间内设定的角速度最大值和轨控发动机关闭之后速率阻尼的设定时长/>为从系统安全底线角度考虑下设计的最大值，那么使轨控发动机的开机时长满足所有方向下的第一条件和第二条件，就可以避免开机时间过长的情况下，由于未引入姿态控制，系统的角速率会过大，影响系统的安全性问题。

另外，由于发动机建立稳定的推力输出需要时间，开机期间贮箱内的液体建立稳定的晃动状态也需要一定时间，因此为获取足够的有效数据，开机时长不能太短。

因此，轨控发动机的开机时长的最终条件为：

针对步骤102：

在一些实施方式中，步骤102可以包括：

基于开机时长，确定轨控发动机的开机期间；

将轨控发动机的推力上升时期和推力下降时期去掉，从剩余开机期间内选取用于评估推力矢量的有效时间段，且有效时间段的时长为液体晃动标称波动周期的倍数。

针对步骤104：

在一些实施方式中，估计模型为：

式中，为轨控发动机的推力矢量，/>为航天器的标称质量，/>为加速度测量计测得的加速度矢量，/>为航天器惯性角速度向量，/>为航天器惯性角加速度向量的平均值，/>为安装陀螺和加速度测量计的惯导的安装位置到标称质心的距离。

在本实施例中，根据加速度测量计测量数据由质心的加速度和杆臂效应组成，可以确定：

其中，

式中，为加速度测量计测得的加速度矢量，/>为航天器惯性角速度向量，/>为航天器惯性角加速度向量的平均值，/>为安装陀螺和加速度测量计的惯导的安装位置到标称质心的距离，/>为质心加速度，/>为轨控发动机的推力矢量，/>为航天器的标称质量。

故而，可以推导得到如上述公式所示的估计模型。

在一些实施方式中，步骤“利用陀螺和加速度测量计在有效时间段内的测量数据以及估计模型，估计轨控发动机的推力矢量”，包括：

基于陀螺在有效时间段内的测量数据，确定航天器惯性角速度向量序列；其中，航天器惯性角速度向量序列包含若干个时刻下的航天器惯性角速度向量，且每相邻两个时刻下的航天器惯性角速度向量之间间隔设定周期时长；

基于预先确定的差分周期数和设定周期时长，确定差分时间长度，以基于差分周期数、差分时间长度和航天器惯性角速度向量序列，确定航天器惯性角加速度向量序列，之后对航天器惯性角加速度向量序列求均值，得到航天器惯性角加速度向量的平均值；

获取惯导的安装位置到标称质心的距离、航天器的标称质量以及加速度测量计测得的与航天器惯性角速度向量序列时刻一一对应的加速度矢量序列；

将航天器惯性角速度向量序列、航天器惯性角加速度向量的平均值、惯导的安装位置到标称质心的距离、航天器的标称质量以及加速度矢量序列按照序列时刻，依次带入估计模型，得到轨控发动机的推力矢量序列；

对推力矢量序列进行求平均，得到轨控发动机的推力矢量。

在本实施例中，基于陀螺在有效时间段内的测量数据，确定航天器惯性角速度向量序列，设计差分时间长度为/>，其中/>为差分周期数，dt为中每相邻两个时刻下的航天器惯性角速度向量之间间隔的设定周期时长。

在本发明实施例中，可以利用如下公式计算航天器惯性角加速度向量序列：

…

式中，为航天器惯性角速度向量序列，/>为航天器惯性角加速度向量序列，/>为差分周期数，/>为差分时间长度。

在得到航天器惯性角加速度向量序列之后，可以通过如下公式求均值，进而得到航天器惯性角加速度向量的平均值/>；

而惯导的安装位置到标称质心的距离可以通过加计的安装位置和航天器的标称质心计算出，计算过程为公知，在此不进行赘述；可直接获取航天器的标称质量；根据在有效时间段内加速度测量计测得的加速度矢量可以得到与航天器惯性角速度向量序列的时刻一一对应的加速度矢量序列/>。

那么，将航天器惯性角速度向量序列、航天器惯性角加速度向量的平均值/>、惯导的安装位置到标称质心的距离/>、航天器的标称质量/>以及加速度矢量序列/>，按照序列时刻，依次带入估计模型，可以得到轨控发动机的推力矢量序列：

，…

最后，对推力矢量序列进行平均，获得三轴平均推力矢量T，即估算出的轨控发动机的推力矢量：

下面对本发明实施例进行仿真举例。

以某低轨飞行器为例，以航天器标称质心位置、惯量；轨控发动机的标称安装、推力大小和推力方向、误差范围；姿控发动机的标称安装、推力大小和推力方向为输入，详述本发明的具体实施过程。

飞行器质心在机械坐标系（坐标系为飞行器本体坐标系平移至星箭对接环与火箭连接处）的位置为（5000,0,0）mm。惯量J为：

[2623.46 , 376.091 , 786.531,

376.091 , 21692.1 , -55.6865,

786.531 , -55.6865 , 23101.3]

该航天器配置轨控发动机的安装位置、推力大小如下表所示：

姿控发动机的安装位置和推力大小如下表所示：

仿真结果及分析：

轨控发动机推力矢量设置值：[999.926,-11.6431,3.48454]N

轨控发动机推力矢量估计值：[995.2568,-11.6065,3.804956]N

轨控发动机推力矢量估计误差值：[-4.66923,0.036558,0.320416]N。

可见，上述方案可以提高轨控发动机干扰力矩估计的准确性。

如图2、图3所示，本发明实施例提供了一种轨控发动机推力矢量的估计装置。装置实施例可以通过软件实现，也可以通过硬件或者软硬件结合的方式实现。从硬件层面而言，如图2所示，为本发明实施例提供的一种轨控发动机推力矢量的估计装置所在计算设备的一种硬件架构图，除了图2所示的处理器、内存、网络接口、以及非易失性存储器之外，实施例中装置所在的计算设备通常还可以包括其他硬件，如负责处理报文的转发芯片等等。以软件实现为例，如图3所示，作为一个逻辑意义上的装置，是通过其所在计算设备的CPU将非易失性存储器中对应的计算机程序读取到内存中运行形成的。本实施例提供的一种轨控发动机推力矢量的估计装置，包括：

确定单元301，用于确定轨控发动机干扰力矩的包络和轨控发动机开机后贮箱的液体能够建立稳定晃动状态的时间，以基于包络、能够建立稳定晃动状态的时间和姿控发动机的控制能力，确定在不引入姿控发动机的控制下能够保证安全性的轨控发动机的开机时长；

选取单元302，用于基于开机时长，从轨控发动机的开机期间确定用于评估推力矢量的有效时间段；

估计单元303，用于获取预先确定的估计模型，以利用陀螺和加速度测量计在有效时间段内的测量数据以及估计模型，估计轨控发动机的推力矢量。

本发明一个实施例中，确定单元301用于执行：

针对每一个方向，均执行：

本发明一个实施例中，确定单元301中第一条件为：

第二条件为：

本发明一个实施例中，选取单元302用于执行：

基于开机时长，确定轨控发动机的开机期间；

本发明一个实施例中，估计单元303中估计模型为：

本发明一个实施例中，估计单元303在执行利用陀螺和加速度测量计在有效时间段内的测量数据以及估计模型，估计轨控发动机的推力矢量时，用于：

对推力矢量序列进行求平均，得到轨控发动机的推力矢量。

本发明一个实施例中，估计单元303中航天器惯性角加速度向量序列是通过如下公式计算的：

…

可以理解的是，本发明实施例示意的结构并不构成对一种轨控发动机推力矢量的估计装置的具体限定。在本发明的另一些实施例中，一种轨控发动机推力矢量的估计装置可以包括比图示更多或者更少的部件单元，或者组合某些部件单元，或者拆分某些部件单元，或者不同的部件单元布置。图示的部件可以以硬件、软件或者软件和硬件的组合来实现。

上述装置内的各模块之间的信息交互、执行过程等内容，由于与本发明方法实施例基于同一构思，具体内容可参见本发明方法实施例中的叙述，此处不再赘述。

本发明实施例还提供了一种计算设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现本发明任一实施例中的一种轨控发动机推力矢量的估计方法。

本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序在被处理器执行时，使所述处理器执行本发明任一实施例中的一种轨控发动机推力矢量的估计方法。

具体地，可以提供配有存储介质的系统或者装置，在该存储介质上存储着实现上述实施例中任一实施例的功能的软件程序代码，且使该系统或者装置的计算机（或CPU或MPU）读出并执行存储在存储介质中的程序代码。

在这种情况下，从存储介质读取的程序代码本身可实现上述实施例中任何一项实施例的功能，因此程序代码和存储程序代码的存储介质构成了本发明的一部分。

用于提供程序代码的存储介质实施例包括软盘、硬盘、磁光盘、光盘（如CD-ROM、CD-R、CD-RW、DVD-ROM、DVD-RAM、DVD-RW、DVD+RW）、磁带、非易失性存储卡和ROM。可选择地，可以由通信网络从服务器计算机上下载程序代码。

此外，应该清楚的是，不仅可以通过执行计算机所读出的程序代码，而且可以通过基于程序代码的指令使计算机上操作的操作系统等来完成部分或者全部的实际操作，从而实现上述实施例中任意一项实施例的功能。

此外，可以理解的是，将由存储介质读出的程序代码写到插入计算机内的扩展板中所设置的存储器中或者写到与计算机相连接的扩展模块中设置的存储器中，随后基于程序代码的指令使安装在扩展板或者扩展模块上的CPU等来执行部分和全部实际操作，从而实现上述实施例中任一实施例的功能。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。

本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储在计算机可读取的存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质中。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims

1.一种轨控发动机推力矢量的估计方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确定轨控发动机干扰力矩的包络和所述轨控发动机开机后贮箱的液体能够建立稳定晃动状态的时间，以基于所述包络、能够建立稳定晃动状态的时间和姿控发动机的控制能力，确定在不引入姿控发动机的控制下能够保证安全性的轨控发动机的开机时长，包括：

基于轨控发动机的标称安装、推力大小和推力方向，以及轨控发动机的设定误差范围，确定所述轨控发动机的干扰力矩的包络；其中，所述包络包括滚转方向的干扰力矩最大值、俯仰方向的干扰力矩最大值和偏航方向的干扰力矩最大值；

针对每一个方向，均执行：

基于当前方向的干扰力矩最大值、当前方向的惯量和所述轨控发动机的开机期间内设定的角速度最大值，确定所述轨控发动机的开机时长需要符合的第一条件；

基于当前方向的干扰力矩最大值、姿控发动机的控制力矩和所述轨控发动机关闭之后速率阻尼的设定时长，确定所述轨控发动机的开机时长需要符合的第二条件；

将大于标称安装的轨控发动机开机后贮箱的液体能够建立稳定晃动状态的时间，且小于所有方向下的所述第一条件和所述第二条件作为最终条件，来确定所述轨控发动机的开机时长。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述第一条件为：

所述第二条件为：

式中，为所述轨控发动机的开机时长，/>为所述轨控发动机的开机期间内设定的角速度最大值，/>为当前方向的惯量，/>为当前方向的干扰力矩最大值，/>为所述轨控发动机关闭之后速率阻尼的设定时长，/>为姿控发动机的控制力矩。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于所述开机时长，从轨控发动机的开机期间确定用于评估推力矢量的有效时间段，包括：

基于所述开机时长，确定轨控发动机的开机期间；

将轨控发动机的推力上升时期和推力下降时期去掉，从剩余开机期间内选取用于评估推力矢量的有效时间段，且所述有效时间段的时长为液体晃动标称波动周期的倍数。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述估计模型为：

式中，为所述轨控发动机的推力矢量，/>为航天器的标称质量，/>为加速度测量计测得的加速度矢量，/>为航天器惯性角速度向量，/>为航天器惯性角加速度向量的平均值，/>为安装陀螺和加速度测量计的惯导的安装位置到标称质心的距离。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述利用陀螺和加速度测量计在所述有效时间段内的测量数据以及所述估计模型，估计所述轨控发动机的推力矢量，包括：

基于陀螺在所述有效时间段内的测量数据，确定航天器惯性角速度向量序列；其中，所述航天器惯性角速度向量序列包含若干个时刻下的航天器惯性角速度向量，且每相邻两个时刻下的航天器惯性角速度向量之间间隔设定周期时长；

基于预先确定的差分周期数和所述设定周期时长，确定差分时间长度，以基于所述差分周期数、所述差分时间长度和所述航天器惯性角速度向量序列，确定航天器惯性角加速度向量序列，之后对所述航天器惯性角加速度向量序列求均值，得到航天器惯性角加速度向量的平均值；

获取惯导的安装位置到标称质心的距离、航天器的标称质量以及加速度测量计测得的与所述航天器惯性角速度向量序列时刻一一对应的加速度矢量序列；

将所述航天器惯性角速度向量序列、所述航天器惯性角加速度向量的平均值、惯导的安装位置到标称质心的距离、航天器的标称质量以及所述加速度矢量序列按照序列时刻，依次带入所述估计模型，得到所述轨控发动机的推力矢量序列；

对所述推力矢量序列进行求平均，得到所述轨控发动机的推力矢量。

7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述航天器惯性角加速度向量序列是通过如下公式计算的：

…

式中，为所述航天器惯性角速度向量序列，/>为所述航天器惯性角加速度向量序列，/>为差分周期数，/>为所述差分时间长度。

8.一种轨控发动机推力矢量的估计装置，其特征在于，包括：

9.一种计算设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现如权利要求1-7中任一项所述的方法。

10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，当所述计算机程序在计算机中执行时，令计算机执行权利要求1-7中任一项所述的方法。