基于成对推力器连续工作的卫星质心位置测量方法与流程

本发明涉及卫星姿态与轨道控制技术，尤其是对于储箱平铺安装结构的地球静止轨道卫星在转移轨道段期间的姿轨控技术，利用本发明对卫星的质心位置进行测量，为储箱的均衡排放、混合比调节提供参考。
背景技术：
：受运载能力所限，地球静止轨道卫星需要星上的变轨发动机进行远地点变轨，将卫星由大椭圆轨道送入地球静止轨道。变轨过程中随着燃料消耗，由于储箱的不均衡排放、混合比偏差等因素的影响，卫星的质心位置会发生较大变化，可能会导致发动机推力偏心产生较大的干扰，增加姿控消耗的燃料。由于不均衡排放、混合比偏差等不确定因素，地面难以准确计算出卫星的质心位置。为减小变轨时的姿态扰动力矩，实现对卫星质心位置在轨调节，有必要对卫星的质心位置进行在轨测量。当前大多数方案均基于推力器随机离散喷气的方式，推力器工作在小脉冲宽度条件下，利用递推算法对质心位置进行在轨计算，星上处理数据量大，计算复杂；另外，在小脉冲宽度条件下，推力器实际产生的推力大小变化较大，并且与标称值之间存在较大偏差，导致质心测量误差大。技术实现要素：针对现有技术存在的缺点，本发明提供一种基于成对推力器连续工作的方式，利用陀螺测量数据实现对卫星质心位置测量。该发明通过选择相应的推力器在固定时间内连续工作，将陀螺测量数据遥测下传，结合推力器的安装位置及角度，通过对陀螺测量数据进行处理计算得到卫星的质心位置。为了达到上述目的，本发明的技术方案是提供一种基于成对推力器连续工作的卫星质心位置测量方法：布置至少一组推力器，每一组中的两个推力器产生相反控制力矩；选取被布置的其中任意一组推力器，控制这一组的两个推力器在固定时间内同时连续喷气；将这一组的两个推力器同时连续喷气期间的陀螺测量数据遥测下传进行处理，得到卫星三轴惯性角速度；根据卫星三轴惯性角速度与卫星转动惯量，基于姿态动力学方程计算这一组中两个推力器在同时连续喷气期间各自产生的力矩及力矩的比值；被布置的其中一组推力器是第一组推力器(2A、3A)，所述第一组推力器(2A、3A)安装位置的y向坐标，相对于卫星y向平均质心位置对称；计算第一组推力器(2A、3A)同时连续喷气产生的俯仰力矩与偏航力矩，根据俯仰力矩与偏航力矩的比值以及第一组推力器(2A、3A)在卫星布局坐标系下的x向位置坐标，计算卫星x向质心位置。优选地，被布置的其中一组推力器是第二组推力器(4A、5A)，所述第二组推力器(4A、5A)安装位置的x向坐标，相对于卫星x向平均质心位置对称；计算第二组推力器(4A、5A)同时连续喷气产生的滚动力矩与偏航力矩，根据滚动力矩与偏航力矩的比值以及第二组推力器(4A、5A)在卫星布局坐标系下的y向位置坐标，计算卫星y向质心位置。优选地，被布置的其中一组推力器是第三组推力器(6A、7A)，所述第三组推力器(6A、7A)安装位置的z向坐标，相对于卫星z向平均质心位置对称；计算第三组推力器(6A、7A)同时连续喷气产生的滚动力矩与俯仰力矩，根据滚动力矩与俯仰力矩的比值以及第三组推力器(6A、7A)在卫星布局坐标系下的z向位置坐标，计算卫星z向质心位置。优选地，每一组中的各个推力器均倾斜安装，保证每个推力器产生的推力与卫星本体的轴不平行。优选地，第一组推力器(2A、3A)在卫星布局坐标系下的x向位置坐标，第二组推力器(4A、5A)在卫星布局坐标系下的y向位置坐标，第三组推力器(6A、7A)在卫星布局坐标系下的z向位置坐标，是在地面安装相应推力器时分别通过测量得到。本发明提出了一种基于成对推力器连续工作的卫星质心位置测量方法。依据此方法可实现对卫星的质心位置进行测量。本发明中对推力器安装布局进行设计；选择推力器进行连续喷气工作；地面处理遥测下传的陀螺测量数据，对卫星的质心位置进行计算。本发明采用的方法与现有技术相比，其优点在于：本发明采用产生相反控制力矩的两个推力器同时连续喷气的方式，保证推力器产生的推力近似为恒值，从而使得喷气过程中卫星的角加速度近似为常值，避免了推力器的推力大小变化所引起的测量误差；此外，通过对力矩取比值的方式，可消除推力器稳态推力大小偏差带来的误差。附图说明图1为星上姿控推力器的安装布局示意图；图2为质心测量过程流程图。具体实施方式本发明提供一种基于成对推力器连续工作的卫星质心位置测量方法，以下将结合附图和实施例对本发明作进一步说明。1.推力器安装布局为了保证能够利用该发明进行质心位置计算，对推力器的安装布局要求如下：(1)推力器倾斜安装，保证每个推力器产生的推力与卫星本体轴不平行；(2)滚动推力器的推力与星体的YOZ平面相互平行；俯仰推力器的推力与星体的XOZ平面相互平行；偏航推力器的推力与星体的XOY平面相互平行；(3)产生相反控制力矩的两个推力器按照平均质心位置对称安装。本发明中典型的推力器安装布局如图1所示，推力器2A、3A安装位置的y向坐标相对于卫星y向平均质心位置对称；推力器4A、5A安装位置的x向坐标相对于卫星x向平均质心位置对称；推力器6A、7A安装位置的z向坐标相对于卫星z向平均质心位置对称。2.选择推力器及工作时间长度在质心测量过程中，选择产生方向相反控制力矩的两个推力器在固定时间内连续喷气的方式，可保证测量过程中推力器产生的推力近似为常值，同时可保证卫星的角速度不会过大；此外，延长推力器的工作时间，可以获取足够多的测量信息，减小陀螺测量噪声对测量精度的影响。3.对遥测下传的陀螺测量的角速度信息进行处理将推力器喷气期间陀螺测量得到的三轴惯性角速度遥测下传，通过拟合的方式可估算出推力器喷气引起的三轴惯性角加速度；由姿态动力学方程可计算出推力器产生的作用力矩然后根据推力器的安装位置及角度(地面安装时可测量得到)，由力矩公式可计算出卫星的质心位置。按照图1中推力器的安装布局图，选择成对工作的推力器2A与3A、4A与5A、6A与7A分别“喷气”，实现对卫星X、Y、Z向质心位置的测量。如图2所示，本发明的方法包含以下步骤：①t0时刻注数使系统进入到质心测量模式后，星上计算机停止发送控制指令，通过地面注数控制推力器2A、3A在t0时刻开始同时工作，喷气时间长度为10s(暂定，可进行修改)，将喷气期间卫星三轴惯性角速度遥测下传。②在t0+100s时刻，地面注数使系统进入惯性保持模式。③当卫星三轴角速度均小于0.01°/s时，通过地面注数使系统再次进入到质心测量模式。④t1时刻注数使系统进入到质心测量模式后，通过地面注数控制推力器4A、5A在t1时刻开始同时工作，喷气时间长度为10s，将喷气期间卫星三轴惯性角速度遥测下传。⑤在t1+100s时刻，地面注数使系统进入惯性保持模式。⑥t2时刻注数使系统进入到质心测量模式后，通过地面注数控制推力器6A、7A在t2时刻开始同时工作，喷气时间长度为10s，将喷气期间卫星三轴惯性角速度遥测下传。⑦在t2+100s时刻，地面注数使系统退出质心测量模式。⑧对遥测下传的陀螺测量数据进行处理，计算卫星质心位置。对上述①、④、⑥中遥测下传的数据进行处理的算法如下：假设每个控制周期内的惯性角加速度不变，将遥测下传的陀螺测量数据按照形式进行拟合，其中,将为卫星三轴惯性角速度，由陀螺组合测量遥测下传得到，t为遥测下传的时间，t＝t0+k*T(k＝1,2,…),t0为第一拍数据对应的时间，常选择t0＝0，T为遥测下传周期；c为常数；为推力器产生的卫星三轴惯性角加速度。通过利用最小二乘法估算得到推力器工作所引起的惯性角加速度考虑到卫星的三轴惯性角速度均为小量，卫星的姿态动力学方程可简化为下式所示：Iω→·+ω→×Iω→≈Iω→·=TxTyTzT---(1)]]>式中，I为卫星转动惯量矩阵；为卫星三轴惯性角加速度；为卫星三轴惯性角速度；[TxTyTz]T分别为卫星受到的外部力矩。结合卫星转动惯量I及陀螺测量数据处理得到的三轴惯性角加速度由式(1)可估算出推力器产生的作用力矩。令推力器2A、3A同时工作时在星体上产生的力矩为Tx_23、Ty_23、Tz_23，根据推力器的安装布局，标称条件下推力器2A、3A在星体坐标系下产生的推力分别为：F2a＝F2a_0·[0cosβ2cosγ2]F3a＝F3a_0·[0cosβ3cosγ3]其中，F2a_0，F3a_0分别为推力器2A、3A产生推力的大小；β2,γ2分别为推力器2A推力的俯仰、偏航方向余弦角；β3,γ3分别为推力器3A推力的俯仰、偏航方向余弦角。推力器2A、3A在卫星布局坐标系下的安装位置分别为：p2a＝[p2a_xp2a_yp2a_z],p3a＝[p3a_xp3a_yp3a_z]由力矩公式可知，推力器2A、3A同时工作时产生的俯仰、偏航力矩如下式所示：Ty_23＝-F2a_0·cosγ2·(p2ax-px)-F3a_0·cosγ3·(p3ax-px)Tz_23＝F2a_0.cosβ2·(p2ax-px)+F3a_0.cosβ3·(p3ax-px)推力器2A、3A产生的推力大小偏差较小时，即F2a_0/F3a_0≈1，则有：Ty_23Tz_23=-F2a_0F3a_0·cos(γ2)·(p2ax-px)-cos(γ3)·(p3ax-px)F2a_0F3a_0·cos(β2)·(p2ax-px)+cos(β3)·(p3ax-px)≈-cos(γ2)·(p2ax-px)+cos(γ3)·(p3ax-px)cos(β2)·(p2ax-px)+cos(β3)·(p3ax-px)---(2)]]>由式(2)可计算得到卫星x向质心位置：px=(cosγ2+k1cosβ2)p2ax+(cosγ3+k1cosβ3)p3ax(cosγ2+k1cosβ2)+(cosγ3+k1cosβ3)---(3)]]>式中，k1＝Ty_23/Tz_23，p2a_x，p3a_x分别为推力器2A、3A在卫星布局坐标系下的x向位置坐标，由推力器安装时测量得到。同理，通过利用推力器4A、5A同时工作，由陀螺测量数据处理得到的三轴惯性角加速度及式(1)可估算出推力器4A、5A同时工作产生的作用力矩Tx_45Ty_45Tz_45，可计算出卫星y向质心位置为：py=(cosγ4+k2cosα4)p4ay+(cosγ5+k2cosα5)p5ay(cosγ4+k2cosα4)+(cosγ5+k2cosα5)---(4)]]>其中，k2＝Tx_45/Tz_45，；α4,γ4分别为推力器4A推力矢量的滚动、偏航方向余弦角；α5,γ5分别为推力器5A推力矢量的滚动、偏航方向余弦角；p4a_y，p5a_y分别为推力器4A、5A在卫星布局坐标系下位置的y向坐标，由安装时测量得到。通过利用推力器6A、7A同时工作，由陀螺测量数据处理得到的三轴惯性角加速度及式(1)可估算出推力器6A、7A同时工作产生的作用力矩Tx_67Ty_67Tz_67，可计算得到卫星z向质心位置：pz=(cosβ6+k3cosα6)p6az+(cosβ7+k3cosα7)p7az(cosβ6+k3cosα6)+(cosβ7+k3cosα7)---(5)]]>式中，α6,β6分别为推力器6A推力矢量的滚动、俯仰余弦角，由安装时测量得到；α7,β7分别为推力器7A推力矢量的滚动、俯仰余弦角，由安装时测量得到；p6a_z，p7a_z分别为推力器6A、7A在卫星布局坐标系下的z向位置坐标，由安装时测量得到；k3＝Tx_67/Ty_67，其中[Tx_67Ty_67Tz_67]T为推力器6A、7A同时工作产生的作用力矩，可由遥测下传的陀螺测量数据处理得到。由px，py，pz表达式可知，卫星的质心位置与推力器的推力大小无关，避免推力大小变化引起的测量误差。综上所述，与以往测量方式相比，本发明的方法通过选定推力器进行固定时间长度连续工作，可避免推力器的输出特性变化带来的测量误差；此外，在数据处理中通过对推力器产生的力矩取比值的方式，避免了推力大小偏差引起的测量误差，提高了质心测量精度。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。当前第1页1 2 3