一种针对时变推力的星载计算机推力器喷气时长计算方法

摘要

本发明公开了一种针对时变推力的星载计算机推力器喷气时长计算方法，根据当前推力器贮箱、气瓶测量的温度和压力计算剩余燃料量，并估计推力器的推力的变化率，取推力的线性平均，构造以喷气时长为未知变量的代数方程。对一组多次喷气的情况，每一次喷气需要根据前一次喷气的喷气时长解算推力器的各项工作状态，并以此更新推力器参数，进而计算推力器当前次喷气的喷气时长，实现为卫星的姿轨控系统提供更高精度的控制输出，进而提高系统的控制精度。

说明书

技术领域

本发明涉及航天器工程技术领域，具体涉及一种针对时变推力的星载计 算机推力器喷气时长计算方法。

背景技术

目前，航天器的姿轨控主要采用脉冲式输出的落压式推力器，为了提高 推力器燃料使用效率，提高总可用燃料量，还时长会携带气瓶。

上述的该类推力器随着贮箱内气体体积和温度的变化，推力会产生微小 的变化(寿命初期和末期会存在明显差别)。对于单次控制需要提供较大的速 度增量，或一组多次喷气控制的情况，以恒定推力计算喷气时长的方式无法 满足控制精度的要求。

现有的技术通过推力器的标定，能够间接的改良由推力变化导致的喷气 时长计算不准确。传统的单点恒定推力计算喷气时长的方法，控制输出也不 够精准。但推力器标定依据目标控制结果和实际控制结果的偏差解算，耦合 了多项因素。提高推力器喷气时长计算方面的精度，仍有相当的必要性。

发明内容

本发明的目的在于提供一种针对时变推力的星载计算机推力器喷气时长 计算方法，通过推力预测和推力近似，构造了以喷气时长为未知变量的代数 方程。该方法对于较大速度增量或1组多次喷气情况，控制精度相较传统的 单点恒定推力计算喷气时长的方法提高较为明显。

为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：

一种针对时变推力的星载计算机推力器喷气时长计算方法，其特征是， 包含以下步骤：

S1、根据当前星载计算机采集的贮箱气体温度和压力以及推力器参数的 初始状态量，计算剩余燃料量；

S2、计算当前推力器推力，并估计推力的变化率，依据喷气初始时刻推 力器推力和估计得到的当前推力器推力变化率对喷气过程的推力做线性近 似，得到推力平均值；针对单一脉冲的控制需求的喷气时长计算，执行步骤 S3，针对一组多脉冲的控制需求的喷气时长计算，执行步骤S4；

S3、结合推力平均值在喷气时长内产生的速度增量，构造以喷气时长为 未知变量的代数方程，并得出该代数方程的喷气时长的解析表达式，求解喷 气时长，结束；

S4、结合推力平均值在喷气时长内产生的速度增量，构造以喷气时长为 未知变量的代数方程，对于一组多脉冲的控制需求的喷气时长计算，每一次 喷气均根据前一次喷气的喷气时长解算推力器的各项工作状态，并以此更新 推力器参数，进而逐次计算出推力器各脉冲喷气时长，结束。

上述的针对时变推力的星载计算机推力器喷气时长计算方法，其中，所 述步骤S2中的推力的线性近似为：

ΔF＝F₁-F₀；

式中，为推力平均值，T为喷气时长，F₀为当前推力，F₁为当前时刻1>0,a₁,a₂为推力器模型参数，P_c1为每>

上述的针对时变推力的星载计算机推力器喷气时长计算方法，其中，所 述的步骤S3中：

喷气时长的代数方程为：

其中，M_s＝M₀+M_c；

式中，N为安装的推力器喷嘴个数，T为喷气时长，θ为推力器安装夹

角，Δv为推力平均值在T产生的速度增量，M_s为卫星当前质量，M₀为卫

星干质量，M_c为剩余燃料量；

代数方程的喷气时长的解析表达式为：

其中，

本发明与现有技术相比具有以下优点：根据当前推力器贮箱、气瓶测量 的温度和压力，计算剩余燃料量，并估计推力器的变化率，取推力的线性平 均，构造以喷气时长为未知变量的代数方程。对一组多次喷气的情况，每一 次喷气需要根据前一次喷气的喷气时长解算推力器的各项工作状态，并以此 更新推力器参数，进而计算推力器当前次喷气的喷气时长，实现为卫星的姿 轨控系统提供更高精度的控制输出，进而提高系统的控制精度。

附图说明

图1为本发明方法流程图；

图2为实施例中本发明喷气时长计算方法与现有技术的喷气时长计算方 法的比照实验设计图；

图3为实施例中本发明方法与现有技术的方法的推力器工作时长与速度 增量的比照结果；

图4为实施例中本发明方法与现有技术的方法的推力器工作时长偏差与 速度增量的比照结果；

图5为实施例中本发明方法与现有技术的方法的推力器工作时长偏差比 率与速度增量的比照结果。

具体实施方式

以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一 步阐述。

首先，对推力器参数分类进行介绍，具体如下表1所示，其中的固定值 跟推力器产品相关，测量值是由推力器产品上敏感器实时测量得到的量，计 算值根据后文计算公式推导得到：

表1

并且，气垫初始体积的计算公式为：

ρ₀＝1025.817-0.8742T_c0-0.0005T_c²₀

式中，ρ₀为气体的初始密度，V_q0为气垫初始体积。

如图1所示，本发明提供了一种针对时变推力的星载计算机推力器喷气 时长计算方法，其包含以下步骤：

S1、根据当前星载计算机采集的贮箱气体温度和压力以及推力器参数的 初始状态量，计算剩余燃料量；

S2、计算当前推力器推力，并估计推力的变化率，依据喷气初始时刻推 力器推力和估计得到的当前推力器推力变化率对喷气过程的推力做线性近 似，得到推力平均值；针对单一脉冲的控制需求的喷气时长计算，执行步骤 S3，针对一组多脉冲的控制需求的喷气时长计算，执行步骤S4；

应当注意的是，本步骤中，对于单次喷气，喷气初始时刻即为当前推力； 而推力的变化率是由当前推力和下一秒推力估计得到的；

S3、结合推力平均值在喷气时长内产生的速度增量，构造以喷气时长为 未知变量的代数方程，并得出该代数方程的喷气时长的解析表达式，求解喷 气时长，结束；

S4、结合推力平均值在喷气时长内产生的速度增量，构造以喷气时长为 未知变量的代数方程，对于一组多脉冲的控制需求的喷气时长计算，每一次 喷气均根据前一次喷气的喷气时长解算推力器的各项工作状态，并以此更新 推力器参数，进而逐次计算出推力器各脉冲喷气时长，结束。

本发明步骤S1中的卫星当前质量估计的具体过程如下，其中包含贮箱 内剩余燃料量估计过程：

根据测量得到的当前贮箱压力P_c、气瓶压力P_g和推力器参数各初始状态>

根据测量的当前贮箱温度T_c，贮箱内剩余燃料量为：

卫星当前质量M_s的计算公式为：

M_s＝M₀+M_c>

即，卫星当前质量M_s等于卫星干质量M₀与剩余燃料量总和。

本发明步骤S2中推力估计的具体过程如下：

压力转化推力的公式为：

每秒的气体流量为：

其中，a₀,a₁,a₂和b₀,b₁,b₂为推力器模型参数，可通过试验验证和优化。

每秒的气垫体积变化为：

每秒气垫体积的变化导致的新压力满足：

假设当前推力F₀，1秒后的推力则每秒的推力变化量>1-F₀。

短时间的推力变化可视为线性的，可取平均值，假设喷气时长为待求解 变量T，推力的平均值为：

所述的针对时变推力的星载计算机推力器喷气时长计算方法，其中，所 述的步骤S3中：

一次喷气时长计算方法喷气时长的代数方程为：

其中：

M_s＝M₀+M_c>

式中，N为安装的推力器喷嘴个数，T为喷气时长，θ为推力器安装

夹角，Δv为推力平均值在T产生的速度增量，M_s为卫星当前质量，M₀为

卫星干质量，M_c为剩余燃料量；

代数方程的喷气时长T的解析表达式为：

其中，

所述的针对时变推力的星载计算机推力器喷气时长计算方法，其中，所 述的步骤S4中：

一组多次喷气时长计算方法

卫星的轨道控制往往需要一组多脉冲喷气，控制策略的喷气时刻是给定 的，喷气时长的计算出入为航天器所需的速度增量Δv_i，且采用的是逐次计算>

表2一组3脉冲喷气的喷气时长计算公式

根据安装角的经验值给出实例，以0.001s仿真步长的变推力器精 确模型为基准计算理论喷气时长，比较新算法和原有算法产生的一组3脉冲 喷气的喷气时长差别。如图3～5所示，可以观察到，新方法在喷气时长的计 算精度上有明显的提升。

表3一组3脉冲的推力器喷气时长计算方法比较

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识 到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述 内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的 保护范围应由所附的权利要求来限定。