专利名称：卫星闭环测试喷气推力控制的计算方法
技术领域：
本发明涉及卫星测试领域，具体涉及一种卫星闭环测试喷气推力控制的计算方法，属于卫星姿态与轨道控制分系统闭环测试领域。
背景技术：
卫星姿态与轨道参数控制分系统闭环测试是卫星测试的重要内容，目的是检验控制系统方案以及控制算法和软件设计的合理性、正确性。喷气推力是卫星姿态与轨道参数控制常用控制方式。闭环测试系统一般包括姿态与轨道控制计算机、执行机构、敏感器模拟器、动力学计算机，其中敏感器模拟器可以在动力学计算机中采用数学模型模拟。姿态与轨道控制计算机进行控制力矩和推力计算，执行机构接收姿态与轨道控制计算机的控制命令输出控制力矩和推力，动力学计算机接收执行机构输出进行卫星姿态与轨道计算，敏感器模拟器接收动力学计算机的输出将卫星姿态和轨道信息发送给姿态与轨道控制计算机。一般姿态与轨道控制周期是动力学计算周期的整数倍。喷气推力控制是卫星姿态与轨道控制常用控制方式，喷气推力系统作为卫星的执行机构一般由喷气推力控制器和发动机组成。喷气推力控制器接收姿态与轨道控制计算机的控制命令，向发动机发出控制信号，该信号一般是脉冲信号用于控制发动机喷气阀门的开关，而发动机喷气阀门一般采用继电器控制，由于其继电器特性导致喷气推力是非线性的。当发动机喷气阀门接收到打开信号后，喷气推力刚开始是逐渐上升的，到达一定时间后稳定，而不是喷气阀门一打开推力马上稳定到理想的推力；当发动机喷气阀门接收到关闭信号后，也不是立即关闭，而是喷气推力逐渐下降直道关闭，有一个延迟过程。喷气推力控制卫星进行闭环测试时，喷气推力控制器作为执行机构接入测试系统，由于安全原因发动机一般不接入闭环测试系统。一般卫星控制闭环测试时喷气推力计算方法，是直接采集喷气推力控制器的指令信号，动力学计算时根据每个动力学计算周期喷气推力控制器指令打开时刻计算推力。采用这种计算方法，由于未考虑发动机喷气阀门开关非线性的影响，测试结果不准确、可信度低，更严重的是对于采用喷气推力进行姿态控制的卫星，测试结果有可能卫星在空间运行状态相差很大，比如闭环测试显示卫星可以稳定运行，而实际上，由于发动机喷气阀门非线性影响，卫星在空间运行是不能稳定的。由于喷气推力器发动机阀门开特性导致喷气推力是非线性的，尤其是短脉冲推力非线性严重，同时闭环测试时动力学计算周期远小于姿态与轨道控制周期(喷气推力控制周期)，一次喷气推力可能覆盖多个动力学计算周期。因此，在卫星闭环测试中，亟需一种卫星闭环测试喷气推力控制的计算方法，解决如何计算每个动力学计算周期内的喷气推力的问题，并解决如何将喷气推力的阀门特性进行建模，及将其非线性描述引入到闭环测试系统中，以使闭环仿真测试更准确，更可信，更近似实际情况的问题。
发明内容
本发明的目的是，提出一种卫星闭环测试喷气推力控制的计算方法，解决如何计算每个动力学计算周期内的喷气推力的问题，并解决如何将喷气推力的阀门特性进行建模，及将其非线性描述引入到闭环测试系统中，以使闭环仿真测试更准确，更可信，更近似实际情况的问题。为了实现本发明目的，本发明技术方案为本发明公开一种卫星闭环测试喷气推力控制的计算方法，包括以下步骤步骤SI :根据喷气发动机点火试验数据，建立喷气推力密度分布函数c (t)，通过分段线性化，描述发动机喷气阀门开关程度，即喷气推力密度随时间t变化的过程；步骤S2 :通过喷气推力密度分布函数c (t)，将喷气指令打开时刻ts转换为喷气阀门打开时刻ts+Td。，将喷气指令关闭时刻tp转换为喷气阀门关闭时刻tp+Td。；步骤S3 :确定喷气推力指令打开时刻ts、喷气指令关闭时刻tp在多个动力学计算周期内的分布；步骤S4 :建立喷气阀门打开时刻ts+Td。、喷气阀门关闭时刻tp+Td。与动力学计算时刻tk+1、tk+n+1的关系；步骤S5 :计算在一次姿态与轨道控制周期h tm内、各动力学计算周期的发动机
1I
推力
权利要求
1.一种卫星闭环测试喷气推力控制的计算方法，其特征在于，包括以下步骤步骤SI :根据喷气发动机点火试验数据，建立喷气推力密度分布函数c (t)，通过分段线性化，描述发动机喷气阀门开关程度，即喷气推力密度随时间t变化的过程；步骤S2 :通过喷气推力密度分布函数c (t)，将喷气指令打开时刻ts转换为喷气阀门打开时刻ts+Td。，将喷气指令关闭时刻tp转换为喷气阀门关闭时刻tp+Td。；步骤S3 :确定喷气推力指令打开时刻ts、喷气指令关闭时刻tp在多个动力学计算周期内的分布；步骤S4 :建立喷气阀门打开时刻ts+Td。、喷气阀门关闭时刻tp+Td。与动力学计算时刻 tk+l、tk+n+i 的关系；步骤S5 :计算在一次姿态与轨道控制周期h tm内、各动力学计算周期的发动机推力
2.如权利要求I所述的卫星闭环测试喷气推力控制的计算方法，其特征在于，所述的步骤S3中，所述的喷气推力指令打开时刻&、喷气指令关闭时刻 tp在多个动力学计算周期内的分布为喷气指令开始时刻ts位于动力学计算时刻tk与tk+1 之间，喷气指令关闭时刻tp位于动力学计算时刻tk+n与tk+n+1之间，且tp-ts ( Tc,而姿态与轨道控制周期Tc = tffl-t0是动力学计算周期T的整数倍，即Tc = m T，k，n均为正整数且 k+n+1 ^ m0
3.如权利要求2所述的卫星闭环测试喷气推力控制的计算方法，其特征在于，所述的步骤SI中，所述的喷气推力密度分布函数c (t)为
4.如权利要求3所述的卫星闭环测试喷气推力控制的计算方法，其特征在于，当在所述的步骤S4中，在喷气阀门打开时刻ts+Td。、喷气阀门关闭时刻 tp+Tdc与动力学计算时刻tk+1、tk+n+1的关系为tk+1 ^ ts+Td0且tk+n+1 ^ tp+Tdc时，在所述的步骤S5中，这样计算在一次姿态与轨道控制周期h tm内、各动力学计算周期的发动机推力:
5.如权利要求3所述的卫星闭环测试喷气推力控制的计算方法，其特征在于，当在所述的步骤S4中，在喷气阀门打开时刻ts+Td。、喷气阀门关闭时刻 tp+Tdc与动力学计算时刻tk+1、tk+n+1的关系为tk+1 ^ ts+Td0且tk+n+1 < tp+Tdc时，在所述的步骤S5中，这样计算在一次姿态与轨道控制周期h tm内、各动力学计算周期的发动机推力
6.如权利要求3所述的卫星闭环测试喷气推力控制的计算方法，其特征在于，当在所述的步骤S4中，在喷气阀门打开时刻ts+Td。、喷气阀门关闭时刻 tp+Tdc与动力学计算时刻tk+1、tk+n+1的关系为tk+1 < ts+Td0且tk+n+1 ^ tp+Tdc时，在所述的步骤S5中，这样计算在一次姿态与轨道控制周期h tm内、各动力学计算周期的发动机推力
7.如权利要求3所述的卫星闭环测试喷气推力控制的计算方法，其特征在于，当在所述的步骤S4中，在喷气阀门打开时刻ts+Td。、喷气阀门关闭时刻 tp+Tdc与动力学计算时刻tk+1、tk+n+1的关系为tk+1 < ts+Td0且tk+n+1 < tp+Tdc时，在所述的步骤S5中，这样计算在一次姿态与轨道控制周期h tm内、各动力学计算周期的发动机推力
全文摘要
本发明提供了一种卫星闭环测试喷气推力控制的计算方法，包括以下步骤步骤S1建立喷气推力密度分布函数，通过分段线性化描述；步骤S2通过喷气推力密度分布函数，将喷气指令打开、关闭时刻转换为喷气阀门打开、关闭时刻；步骤S3确定喷气推力指令打开、关闭时刻在多个动力学计算周期内的分布；步骤S4建立喷气阀门打开、关闭时刻与动力学计算时刻的关系；步骤S5计算在一次姿态与轨道控制周期内、各动力学计算周期的发动机推力。本发明解决了在一次姿态与轨道控制周期内、各动力学计算周期的喷气推力的计算问题，并解决了将喷气推力的阀门开关非线性建模，及将其非线性描述引入到闭环测试系统中，以使闭环仿真测试更准确的问题。
文档编号G05B17/02GK102591209SQ20121002512
公开日2012年7月18日 申请日期2012年2月6日 优先权日2012年2月6日
发明者吴丽娜, 徐国栋, 曹喜滨, 李冬柏, 李化义, 王峰, 管宇, 耿云海 申请人:哈尔滨工业大学