深空探测器的质量在轨测量方法、系统及介质与流程

本发明涉及空间飞行器技术领域，具体地，涉及一种深空探测器的质量在轨测量方法、系统及介质。

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。飞行期间整器燃料消耗多，质量变化剧烈，每次变轨前需精确估算燃料余量和整器质量以便设计合理的变轨策略。辨识结果的偏差将会导致变轨偏差甚至燃料消耗过量无法完成后续任务。

目前在轨飞行器质量的辨识主要针对燃料剩余量辨识的工作开展，整器质量由燃料质量加上飞行器干重得到。

专利文献cn103453693a(申请号：201310212720.x)公开了一种采用增压泵增压的压力回灌系统，提出在燃料储箱下部粘贴加热器和热敏电阻，通过数学建模和地面热真空试验相结合的方法，得到燃料剩余量和热响应曲线的关系，进而利用在轨热响应特性估算燃料余量。该专利受限于储箱建模准确性，且仅适用少量推进剂的质量估算，当燃料剩余较多时难以适应。

专利文献cn103136425a(申请号：201310059681.4)公开了一种航天器质量特性快速分析方法，使用pro/e对航天器各组件建模，获得整器的质量特性。该方法的输出结果依赖建模的准确性，无法保证与航天器在轨实际状态一致。

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的质量在轨测量方法、系统及介质。

根据本发明提供的深空探测器的质量在轨测量方法，包括：

步骤1：在探测器使用轮控模式保持惯性指向时，地面遥控设置深空探测器的推力器发出短脉冲喷气，改变整器角动量；

步骤2：根据探测器喷气前后稳态时的角动量变化量和推力器力臂，计算喷气期间的推力冲量；

步骤3：根据喷气期间加速度计测得的速度增量和喷气期间的喷气冲量，计算整器质量。

优选的，所述步骤1包括：探测器使用飞轮保持姿态惯性指向，通过地面遥控方式设置探测器的任意一个推力器发出持续预设时间的短脉冲喷气，喷气结束后通过轮控回到原惯性姿态。

优选的，所述步骤2包括：喷气前通过稳态情况下的飞轮转速，得到整星角动量为：

其中，c3×n为飞轮安装矩阵，hn为第n台飞轮角动量；

使用同样的方法获得喷气后整器稳态时的角动量hq，喷气产生的角动量增量为：

δh＝hq-hp

根据推力器安装位置得到推力器力臂l，则喷气产生的推力冲量为：

优选的，所述步骤3包括：在喷气期间加速度计测得整器速度增量δv，得到整器质量：

根据本发明提供的深空探测器的质量在轨测量系统，包括：

模块m1：在探测器使用轮控模式保持惯性指向时，地面遥控设置深空探测器的推力器发出短脉冲喷气，改变整器角动量；

模块m2：根据探测器喷气前后稳态时的角动量变化量和推力器力臂，计算喷气期间的推力冲量；

模块m3：根据喷气期间加速度计测得的速度增量和喷气期间的喷气冲量，计算整器质量。

优选的，所述模块m1包括：探测器使用飞轮保持姿态惯性指向，通过地面遥控方式设置探测器的任意一个推力器发出持续预设时间的短脉冲喷气，喷气结束后通过轮控回到原惯性姿态。

优选的，所述模块m2包括：喷气前通过稳态情况下的飞轮转速，得到整星角动量为：

其中，c3×n为飞轮安装矩阵，hn为第n台飞轮角动量；

同理获取喷气后整器稳态时的角动量hq，喷气产生的角动量增量为：

δh＝hq-hp

根据推力器安装位置得到推力器力臂l，则喷气产生的推力冲量为：

优选的，所述模块m3包括：在喷气期间加速度计测得整器速度增量δv，得到整器质量：

根据本发明提供的一种存储有计算机程序的计算机可读存储介质，所述计算机程序被处理器执行时实现上述的方法的步骤。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：本发明通过探测器喷气前后稳态时的飞轮转速变化，估算推力器冲量；使用加速度计测量喷气时整器的速度增量，冲量和速度增量的比值即当前的整器质量，具有测量精度高，燃料消耗少的优点，整器质量估算可用于后续轨控点火时长的计算，提高轨控精度，减少轨控燃料消耗。

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在轨质量测量方法流程图。

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：

根据本发明提供的深空探测器的质量在轨测量方法，地面遥控某个推力器短脉冲喷气，根据喷气前后稳态时的飞轮角动量变化，以及速度增量遥测，计算整器质量，可用于航天器在轨质量估计、燃料剩余量辨识等工作。

如图1所示，本发明的具体实施方式如下：

步骤1：探测器使用轮控模式保持惯性指向，地面遥控设置深空探测器的任意一个推力器发出短脉冲喷气，改变整器角动量，用于整器质量测量；

探测器使用飞轮保持姿态惯性指向，惯性角速度保持为0，通过地面遥控方式设置探测器的任意一个推力器发出持续几十毫秒的短脉冲喷气，喷气结束后通过轮控回到原惯性姿态。

步骤2：利用探测器喷气前后稳态时飞轮角动量变化，和推力器力臂，计算喷气期间的推力冲量，用于整器质量测量。

喷气前通过稳态情况下的飞轮转速，得到整星角动量为：

其中c3×n为飞轮安装矩阵，hn为第n台飞轮角动量。

使用同样的方法获得喷气后整器稳态时的角动量hq，喷气产生的角动量增量为：

δh＝hq-hp

根据推力器安装位置得到推力器力臂，则喷气产生的冲量为：

步骤3：利用喷气期间加速度计测得的速度增量，以及上一步得到的喷气冲量，估算整器质量。

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，在喷气期间加速度计测得整器速度增量δv，则得到整器质量：

根据本发明提供的深空探测器的质量在轨测量系统，包括：

模块m1：在探测器使用轮控模式保持惯性指向时，地面遥控设置深空探测器的推力器发出短脉冲喷气，改变整器角动量；

模块m2：根据探测器喷气前后稳态时的角动量变化量和推力器力臂，计算喷气期间的推力冲量；

模块m3：根据喷气期间加速度计测得的速度增量和喷气期间的喷气冲量，计算整器质量。

优选的，所述模块m1包括：探测器使用飞轮保持姿态惯性指向，通过地面遥控方式设置探测器的任意一个推力器发出持续预设时间的短脉冲喷气，喷气结束后通过轮控回到原惯性姿态。

优选的，所述模块m2包括：喷气前通过稳态情况下的飞轮转速，得到整星角动量为：

其中，c3×n为飞轮安装矩阵，hn为第n台飞轮角动量；

同理获取喷气后整器稳态时的角动量hq，喷气产生的角动量增量为：

δh＝hq-hp

根据推力器安装位置得到推力器力臂l，则喷气产生的推力冲量为：

优选的，所述模块m3包括：在喷气期间加速度计测得整器速度增量δv，得到整器质量：

根据本发明提供的一种存储有计算机程序的计算机可读存储介质，所述计算机程序被处理器执行时实现上述的方法的步骤。

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。