基于动量轮数据的在轨发动机羽流数据获取方法

摘要

本发明公开了一种基于动量轮数据的在轨发动机羽流数据获取方法，包括以下步骤：建立航天器正常三轴稳定姿态，采用动量轮作为三轴控制的执行机构、磁力矩器卸载，陀螺和红外或星敏感器等姿态敏感器定姿；确定参与试验的发动机启控点和喷气时间长度；发动机工作前准备(如开加热器、开自锁阀等)；记录动量轮输出的数据；测试结果分析，根据动量轮数据和航天器的质量特性分析发动机喷气产生的干扰力和力矩。采用本发明实现了在高真空真实环境下在轨发动机的羽流数据获取。

说明书

技术领域

本发明属于航天器姿态和轨道控制技术领域，涉及一种在轨发动机羽流数 据获取方法，尤其是基于动量轮数据的羽流获取方法。

背景技术

航天器一般都配置了多种发动机来实现姿态控制和轨道控制，如姿态调整、 轨道机动等，发动机工作期间喷射的羽流可能撞击航天器表面产生扰动力和力 矩，这将影响航天器姿控精度或轨控精度，甚至产生更严重的影响，如失控。 研究表明，要正确评估羽流对航天器的作用，首先需要精确描述发动机真空羽 流场。真空羽流场的研究主要有两种方法：数值模拟法和试验研究法。数值模 拟法主要针对不同的流动状态建立响应的数学物理模型，并采用与之相适应的 计算机数值模拟方法。试验研究法主要是以在地面模拟空间环境羽流试验为主， 在轨发动机羽流数据获取技术未见报道。

数值模拟法的精确度依赖数学物理建模和所选数值分析方法的正确性，需 要试验验证的支撑，而地面试验模拟环境与航天器在轨实际高真空环境不一致， 地面试验模拟环境实现困难。相关文献有：

【1】肖泽娟等，空间发动机羽流场的试验研究，空气动力学学报，2008年 12月，26卷(2):480～485。研制了一套地面试验系统，进行模拟100km高空条 件下的羽流试验。

【2】程晓莉等，卫星变轨发动机羽流污染的研究，上海航天，2000年第5 期：15～18.针对卫星变轨发动机工作时高空污染问题，从分子运动论出发，采 用直接模拟Monte Carlo(DSMC)方法对轴对称羽流场进行了数值模拟分析。

【3】唐振宇等，姿控发动机羽流液相污染对航天器影响分析，载人航天， 2011年第4期：54～58.针对液体姿控发动机羽流的液相污染问题，开展了文献 研究，对液滴形成的成因、危害及研究方法给予了详细说明。

上述相关文献存在的不足是：数值模拟结果只是着重于模拟算法的优化， 虽然与国外文献提供的模拟结果进行了比对，但缺少工程试验数据支撑；地面 试验方法只是模拟了100km内的空间环境，采用压力传感器等测量设备，而航 天器一般运行于300km或以上的高真空环境，空间环境与100km内的不一样， 该地面试验条件不满足航天器在轨运行的高真空环境。

发明内容

本发明的技术解决问题是：针对现有技术的不足，提供了一种基于动量轮 数据的在轨发动机羽流数据获取方法，实现了真实高真空环境下的在轨发动机 羽流数据获取。

本发明的技术解决方案是：一种基于动量轮数据的在轨发动机羽流数据获 取方法，包括以下步骤：

（1）建立航天器正常三轴稳定姿态，采用动量轮作为三轴控制的执行机构、 磁力矩器卸载，姿态敏感器定姿；

（2）确定航天器上参与试验的发动机启控点和喷气时间长度tj，发动机启 控前开始记录动量轮和磁力矩器输出的数据，直至喷气完成后航天器进入三轴 稳定姿态；

（3）根据步骤（2）记录的动量轮和磁力矩器输出数据，确定发动机喷气 产生的羽流干扰力矩。

所述的发动机喷气产生的羽流干扰力矩根据下式确定：

T_di=（H_i1-H_i0）/tj+ΔT_di

其中：T_di为i(i=x,y，z)轴干扰力矩，量纲：N.m;

tj为喷气时间长度，量纲：s。

H_i1为发动机喷气后，航天器姿态恢复到三轴稳定姿态时的i(i=x,y，z) 轴动量轮测量角动量，量纲：N.m.s；

H_i0为发动机喷气前，航天器三轴稳定姿态时的i(i=x,y，z)轴动量轮测 量角动量，量纲：N.m.s。

ΔT_di为发动机喷气过程中，航天器磁力矩器卸载力矩，量纲：N.m。

所述的航天器磁力矩器卸载力矩根据下式确定：

ΔT_di=(M×B)

其中：M为三轴磁力矩器工作磁矩，量纲：A.m²；

B为地磁强度，量纲：T(特斯拉)。

所述的航天器磁力矩器卸载力矩在试验期间禁止磁力矩器卸载时，ΔT_di=0。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

1)本发明的测试环境为高真空真实环境，航天器在轨稳态运行，三轴姿态 控制采用动量轮控制，除了试验选用的发动机喷气干扰外，没有其它喷 气作用力的干扰，比当前技术的羽流分析环境更真实。

2)本发明基于动量轮数据进行分析，动量轮转速测量的高精度保证了羽流 分析结果的高精度，本发明方法及逻辑简单，工程可实现性强。

3)本发明的算法公式计算简单，既利于地面事后处理也利于在轨自主直接 处理。

附图说明

图1为本发明流程图。

具体实施方式

本发明在航天器处于正常三轴稳态飞行模式下，通过采用动量轮作为姿态 控制执行机构，姿态控制采用PID控制律，选取发动机启控点和喷气时间长度， 记录此过程的动量轮数据，根据动量轮测量输出的变化以及航天器的质量特性 求取发动机羽流对航天器的作用影响。

为实现上述过程，本发明包括以下步骤：

（1）建立航天器正常三轴稳定姿态：三轴姿态控制采用动量轮PID控制、 磁力矩器卸载、陀螺和红外或星敏感器等姿态敏感器定姿、姿态角和角速度处 于稳态；

（2）确定参与试验的发动机启控点和喷气时间长度：

参与试验的发动机喷气方向要能与星体产生干涉。启控点的选择以整个试 验在可测控弧段内为原则。

喷气时间长度由发动机控制器开关精度、发动机的稳态比冲散布、动量轮 转速测量相对误差、试验精度指标等确定。比如AOCC一般用82C54控制发动 机的开关，当82C54计数器计时到以后，产生中断，AOCC响应中断关闭推力 器，82C54的时钟脉冲单位为t1秒，因此带来的时间上的误差小于t1秒。发动 机的比冲误差随工作时间变化，当发动机工作时间小于1.0秒时，发动机存在比 冲误差，工作时间越短，误差越大，当工作时间为0.05秒时，散布约为50%， 当发动机工作时间大于等于1.0秒时，可以近似的认为散布为0。假设发动机的 稳态比冲散布为n1%，动量轮转速测量相对误差为n2%，试验精度指标为N%(即 试验结果优于N%)，则（n1+n2+N）%<1且喷气时间长度Δt大于t1/（1-（n1+n2+N） /100）秒，这样试验误差为ΔＮ＝1-t1/Δt-（n1+n2）/100，可见加大Δt有助于提 高精度，建议喷气时间长度大于1.0秒。

（3）发动机工作前准备：发动机启控前一段时间开启发动机加热器，临近 启控前关加热器；临近启控前开启发动机相应的自锁阀。加热器具体开关时间 根据发动机的使用要求确定（如1分钟）。

（4）发动机启控前开始记录动量轮和磁力矩器输出的数据，直至喷气完成 后航天器进入稳态。喷气完成后关闭发动机相应的自锁阀。

发动机喷气：观测发动机的催化床温度变化；观测发动机相应压力传感器 的输出；监视航天器的姿态角速度、姿态角和动量轮输出变化情况；如果姿态 角大于阈值(如3度)，则立即停止(如直接发自锁阀关指令)、此次测试结束。

（5）由动量轮和磁力矩器输出数据，分析发动机喷气产生的干扰力矩:

T_di=（H_i1-H_i0）/tj+ΔT_di

其中：T_di为i(i=x,y，z)轴干扰力矩，量纲：N.m。

tj为喷气时间长度，量纲：s。

H_i1为发动机喷气后，航天器姿态恢复到正常姿态时的i(i=x,y,z)轴 动量轮测量角动量，量纲：N.m.s。

H_i0为发动机喷气前，航天器正常姿态时的i(i=x,y,z)轴动量轮测量 角动量，量纲：N.m.s。

ΔT_di为发动机喷气过程中，航天器磁力矩器卸载力矩，量纲：N.m。 如果在此期间有磁力矩器卸载，则需进行修正，航天器磁力矩器卸载力 矩根据下式确定：

ΔT_di=(M×B)

其中：M为三轴磁力矩器工作磁矩，量纲：A.m²。

B为地磁强度，量纲：T(特斯拉)。

ΔT_di为发动机喷气过程中，航天器磁力矩器卸载力矩，量纲：N.m。 在试验期间地面可以指令禁止磁力矩器卸载，即ΔT_di=0，这样将简化计算 过程。

更进一步，由发动机安装位置和航天器的质量特性以及上述计算的干扰力 矩，确定发动机喷气产生的干扰力。可以完善羽流分析数值模拟方法。

实施例

本发明利用915km轨道高度的某三轴稳定卫星在轨发动机，进行了发动机 高真空羽流场对航天器作用的试验，采用动量轮数据对试验结果进行分析，是 以往从未进行过的工程试验技术。假设t1＝2ms，n1=0.1%，n2=1.8%，N=98%， 根据上述步骤（2）要求喷气时间长度大于t1/（1-（n1+n2+N）%）=2秒，取喷 气时间长度5.0秒，其它主要步骤如下：

a.建立航天器正常三轴稳定姿态，注入发动机启控点和喷气时间长度。

b.发动机工作前准备，具体见上述步骤(3)。

c.发动机启控点到发动机自主喷气，并记录上述步骤(4)的数据。

d.通过分析记录数据，发动机喷气前后Z方向动量轮角动量分别为 H_i0=-0.35Nms，H_i1=2.175Nms，三轴磁力矩器工作磁矩为0，其它方向 没有变化，则干扰力矩T_dz=0.505Nm。这样可以求得试验精度为98.06%， 优于指标要求的98%。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。