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与流程

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。

技术实现要素：

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。

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，由加速度计测得的总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：

优选的，所述步骤4包括：轨控时深空探测器保持惯性姿态，目标单位速度增量在本体系的投影为[100]，轨控发动机推力偏差角度为

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，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。

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，由加速度计测得的总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：

优选的，所述模块m4包括：轨控时深空探测器保持惯性姿态，目标单位速度增量在本体系的投影为[100]，轨控发动机推力偏差角度为

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：

1)在轨使用加速度计标定轨控发动机推力方向偏差，利用加速度遥测计算轨控阶段的速度增量在探测器本体系上的投影

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。

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

具体地，通过探测器轨控期间姿控推力器的喷气时长遥测，结合各推力器推力方向和大小，以及整星质量参数，计算姿控推力器贡献的速度增量

3)排除姿控推力器对总速度增量的影响，计算轨控发动机贡献的速度增量

具体地，排除姿控推力器引起的速度增量干扰，由加速度计测得的总速度增量减去理论算得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矢量

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。

具体地，轨控时探测器保持惯性姿态，轨控发动机引起的速度增量为目标单位速度增量在本体系的投影为[100]，则轨控发动机推力偏差角度为：

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，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。