一种在轨剩余燃料的确定方法与流程

本发明涉及一种在轨剩余燃料的确定方法，尤其属于在轨高精度剩余燃料的实时估计与补偿。

背景技术：

现有的在轨燃料确定方法均是通过在安装储箱的测量传感器的量测信息计算获得或是由需要的控制量根据比冲值预估获得，但在实际应用时，敏感器采集的测量信息计算误差较大，而通过控制量预估获得的燃料剩余量未考虑实际控制的执行情况导致预估值可能与实际不符，为了对剩余燃料进行实时高精度估计，需要采取一定的技术途径来保证剩余燃耗量的实时计算、评估与补偿。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：针对现有技术存在的不足，提出一种在轨剩余燃料的确定方法，它能够更加实时可靠的计算在轨剩余燃料值。

本发明是通过以下的技术方案实现的。

一种在轨剩余燃料的确定方法，包括如下步骤：

步骤1，根据推力器的流量参数及喷气脉宽量，计算飞行器总燃耗量：

计算各推力器本周期的燃耗量并累加；

计算当前飞行器总燃耗量；

步骤2，轨控期间同时由测量加速度计算燃耗量：

由测量加速度计算当前周期的燃耗量；

计算当前轨控期间总燃耗量；

计算当前飞行器质量；

步骤3，轨控期间根据推力器切换标志进行一次燃耗量更新：

判断是否已进行推力器切换；

更新当前飞行器总燃耗量；

步骤4，计算剩余燃料量。

所述步骤1具体包括如下步骤：

步骤1.1，计算各推力器本周期的燃耗量并累加：

由各推力器的流量参数和本周期的喷气脉宽计算各推力器本周期的燃耗量，累加后获得本周期燃耗量

其中，n为推力器总台数，i为推力器编号，k为周期数，qi为第i台推力器每秒的消耗速率(额定压力下的稳定流量)，ti,k为第k周期第i台推力器的喷气脉宽，δti为第i台推力器的电气延迟时间，βi(ti,k)为脉冲多耗系数(与各周期的喷气脉宽量有关)。

步骤1.2，计算当前飞行器总燃耗量：

由本周期燃耗量加前一周期的飞行器总燃耗量获得当前飞行器总燃耗量

其中，为当前飞行器总燃耗量(初值)。

所述步骤2具体包括如下步骤：

步骤2.1，由测量加速度计算当前周期的燃耗量

轨控期间由当前周期的轨控方向的测量加速度ak计算当前周期的燃耗量δm′k

其中，m′k-1为第k-1周期飞行器质量，tc为轨控周期时长，i为推力器比冲值。

步骤2.2，计算当前轨控期间总燃耗量：

累加前一周期计算的燃耗量m′k-1获得当前轨控的总燃耗量

m′k＝δm′k+m′k-1

其中，m′k为轨控期间用加速度测量值计算的第k周期时飞行器总燃耗量(初值k0为轨控起始时的周期数，为轨控起始时由步骤1计算的飞行器总燃耗量)。

步骤2.3，计算当前飞行器质量：

用飞行器满载质量减去当前总燃耗量m′k获得当前飞行器质量

m′k＝mall-m′k-1

其中，mall为飞行器满载时的质量。

所述步骤3具体包括如下步骤：

步骤3.1，判断是否已进行推力器切换：

根据推力器切换标志sk给出燃耗量是否更新标志uk

初值u0＝0，uk为1时表示需要更新，uk为0时表示不需要更新；

其中，初值s0＝0。

步骤3.2，更新当前飞行器总燃耗量mk：

步骤4，计算剩余燃料量：

由飞行器满载燃料量mall减去当前飞行器总燃耗量mk获得当前剩余燃料量mremain,k：

mremain,k＝mall-mk。

与现有技术相比，具有以下其优点和有益效果：

(1)无需在燃料储箱布置敏感器采集储箱温度、压力等物理参数，工程实现方便；

(2)基于地面高模试车实测的推力器流量参数计算的每周期燃耗量更接近燃耗量真实值；

(3)可在轨控期间根据是否发生推力器故障切换进行燃耗量补偿，对推力器故障导致的燃耗量计算偏差进行修正。

(4)本发明的方法基于各推力器流量参数和每周期脉宽量的燃耗量计算方法，在轨控期间基于测量加速度和比冲值的燃耗量计算方法，轨控期间推力器切换及燃耗量更新判断方法。

(5)本发明公开了一种高精度剩余燃料确定方法，包括如下步骤：根据推力器的流量参数及喷气脉宽量计算飞行器总燃耗量；轨控期间同时由测量加速度计算燃耗量；轨控期间根据推力器切换标志进行一次燃耗量更新；计算剩余燃料量。该方法基于各推力器脉宽量及轨控期间的加速度测量值计算燃耗量，并在轨控期间根据是否发生推力器故障切换对燃耗量进行补偿修正，实现高精度的实时燃料剩余量估计。该燃耗量估计及补偿方法计算简单，易于工程应用。

具体实施方式

下面对本发明的实施例作详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程。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，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。

一种高精度剩余燃料确定方法，包括如下步骤：

步骤1，根据推力器的流量参数及喷气脉宽量计算飞行器总燃耗量：

计算各推力器本周期的燃耗量并累加；

计算当前飞行器总燃耗量；

步骤2，轨控期间同时由测量加速度计算燃耗量：

由测量加速度计算当前周期的燃耗量；

计算当前轨控总燃耗量；

计算当前飞行器质量；

步骤3，轨控期间根据推力器切换标志进行一次燃耗量更新：

判断是否已进行推力器切换；

更新当前飞行器总燃耗量；

步骤4，计算剩余燃料量。

所述步骤1具体包括如下步骤：

步骤1.1，计算各推力器本周期的燃耗量并累加：

由各推力器的流量参数和本周期的喷气脉宽计算各推力器本周期的燃耗量，累加后获得本周期燃耗量

其中，n为推力器总台数，i为推力器编号，k为周期数，qi为第i台推力器每秒的消耗速率(额定压力下的稳定流量)，ti,k为第k周期第i台推力器的喷气脉宽，δti为第i台推力器的电气延迟时间，βi(ti,k)为脉冲多耗系数(与各周期的喷气脉宽量有关)。

步骤1.2，计算当前飞行器总燃耗量：

由本周期燃耗量加前一周期的飞行器总燃耗量获得当前飞行器总燃耗量

其中，为当前飞行器总燃耗量(初值)。

所述步骤2具体包括如下步骤：

步骤2.1，由测量加速度计算当前周期的燃耗量

轨控期间由当前周期的轨控方向的测量加速度ak计算当前周期的燃耗量δm′k

其中，m′k-1为第k-1周期由加速度测量值计算燃耗量时的飞行器质量，tc为控制周期时长，i为推力器比冲值。

步骤2.2，计算当前轨控总燃耗量：

累加前一周期计算的燃耗量m′k-1获得当前轨控的总燃耗量

m′k＝δm′k+m′k-1

其中，m′k为轨控期间用加速度测量值计算的第k周期时飞行器总燃耗量(初值k0为轨控起始时的周期数，为轨控起始时由步骤1计算的飞行器总燃耗量)。

步骤2.3，计算当前飞行器质量：

用飞行器满载质量减去当前总燃耗量m′k获得当前飞行器质量

m′k＝mall-m′k-1

其中，mall为飞行器满载时的质量。

所述步骤3具体包括如下步骤：

步骤3.1，判断是否已进行推力器切换：

根据推力器切换标志sk给出燃耗量是否更新标志uk

初值u0＝0

其中，初值s0＝0。

步骤3.2，更新当前飞行器总燃耗量mk：

步骤4具体包括如下步骤：

计算剩余燃料量：

由飞行器满载燃料量mall减去当前当前飞行器总燃耗量mk获得当前剩余燃料量mremain,k，

mremain,k＝mall-mk

具体为：

a.根据推力器的流量参数及喷气脉宽量计算飞行器总燃耗量

计算各推力器本周期的燃耗量并累加：

由各推力器的流量参数和本周期的喷气脉宽计算各推力器本周期的燃耗量，累加后获得本周期燃耗量

其中，n为推力器总台数，i为推力器编号，k为当前周期的周期数，qi为第i台推力器每秒的消耗速率(额定压力下的稳定流量)，ti,k为第k周期第i台推力器的喷气脉宽，δti为第i台推力器的电气延迟时间，βi(ti,k)为脉冲多耗系数(与各周期的喷气脉宽量有关)。

计算当前飞行器总燃耗量：

由本周期燃耗量加前一周期的飞行器总燃耗量获得当前飞行器总燃耗量mk，

其中，为当前飞行器总燃耗量(初值)。

b.轨控期间同时由测量加速度计算燃耗量

由测量加速度计算当前周期的燃耗量

轨控期间由当前周期的轨控方向的测量加速度ak计算当前周期的燃耗量δm′k

其中，m′k-1为第k-1周期飞行器质量，tc为控制周期时长，i为推力器比冲值。

计算当前轨控总燃耗量：

累加前一周期计算的燃耗量m′k-1获得当前轨控的总燃耗量

m′k＝δm′k+m′k-1

其中，m′k为轨控期间用加速度测量值计算的第k周期时飞行器总燃耗量(初值k0为轨控起始时的周期数，为轨控起始时由步骤1计算的飞行器总燃耗量)。

计算当前飞行器质量：

用飞行器满载质量减去当前总燃耗量m′k获得当前飞行器质量

m′k＝mall-m′k-1

其中，mall为飞行器满载时的质量。

c.轨控期间根据推力器切换标志进行一次燃耗量更新

判断是否已进行推力器切换：

根据推力器切换标志sk给出燃耗量是否更新标志uk

初值u0＝0

其中，初值s0＝0。

更新当前飞行器总燃耗量mk：

d.计算剩余燃料量

由飞行器满载燃料量mall减去当前当前飞行器总燃耗量mk获得当前剩余燃料量mremain,k，

mremain,k＝mall-mk

本实施案例提供的高精度剩余燃料确定方法，提供了一种高精度剩余燃料确定方法，该方法基于各推力器脉宽量及轨控期间的加速度测量值计算燃耗量，并在轨控期间根据是否发生推力器故障切换对燃耗量进行补偿修正，实现高精度的实时燃料剩余量估计。该燃耗量估计及补偿方法计算简单，易于工程应用。

本实施例基于各推力器脉宽量及轨控期间的加速度测量值计算燃耗量，并在轨控期间根据是否发生推力器故障切换对燃耗量进行补偿修正，实现高精度的实时燃料剩余量估计，提高了燃料剩余量估计可靠性，适用于对剩余燃料量估计的实时性和精度要求高的飞行器控制；该燃耗量估计及补偿方法计算简单，易于工程应用。

初始质量m0＝2846kg，推力器比冲为2788n·s/kg。开始轨控时，2台推力器故障，4台推力器满喷(200ms)。每台推力器的力威100n。60秒后判出推力器故障进行推力器切换。根据推力器的流量参数及喷气脉宽量，计算飞行器总燃耗量为4*100*60/2788＝8.608kg；由于2台推力器故障，实际2台推力器在工作，实际的燃耗量为2*100*60/2788＝4.304kg。喷气期间平均加速度a＝0.0703m/s2，速度增量为4.218m/s，则可估算真实燃耗量为:

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形或修改，这并不影响本发明的实质内容。