基于gnss观测值的发动机推力标定方法及装置的制造方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及发动机推力标定方法及装置，特别涉及一种基于GNSS观测值的发动 机推力标定方法及装置。
【背景技术】
[0002] 在太空探索中，为了缩短到达行星或恒星的时间，使探测器能以较少推进剂而携 带更多观测仪器等，需要找到比火箭发动机更高效的推进方式，因此电推进技术的研发及 其应用已引起航天大国的高度重视。电推进技术具有比冲高、推力小、能重复启动、质量 轻和寿命长等特点，已在很多卫星上得到了应用，波音公司所交付的军用和商业卫星中， 已有18颗采用了这种技术。目前电推进技术主要是用于轨道位置保持，而在卫星主推进 系统故障时，电推进器在卫星轨道转移中发挥了重要作用，如美国空军的"先进极高频卫 星" -1 (AEHF-1)和日本的"隼鸟"号小行星探测等。
[0003] 电推进技术成为未来太空探索的首选推进方式，为保证其使用的有效性，前期需 开展电推进系统的搭载试验，对其推力进行标定。
【发明内容】
[0004] 有鉴于此，为克服上述至少一个缺点，并提供下述至少一种优点。本发明公开了一 种基于GNSS观测值的发动机推力标定方法，采用本发明可实现对发动机推力的标定。同 时，本发明还公开了一种基于GNSS观测值的发动机推力标定的装置。
[0005] 为解决上述技术问题，本发明采用以下技术方案：
[0006] 本发明公开了一种基于GNSS观测值的发动机推力定标方法，包括：
[0007] 获取第一机动结束时刻至第一机动开始时刻间的第一 GNSS观测值；所述第一机 动结束时刻时间上优先于所述第一机动开始时刻；
[0008] 根据所述第一 GNSS观测值确定第一机动开始时刻的精密轨道；
[0009] 根据第一机动开始时刻的精密轨道预报第一机动开始时刻到第二机动结束时刻 间时段的第一机动弧段轨道值；
[0010] 获取第二机动结束时刻至第二机动开始时刻间的第二GNSS观测值；所述第二机 动结束时刻时间上优先于所述第二机动开始时刻；
[0011] 根据所述第二GNSS观测值确定第二机动结束时刻的精密轨道；
[0012] 根据第二机动结束时刻的精密轨道预报第一机动开始时刻到第二机动结束时刻 间时段的第二机动弧段轨道值；
[0013] 根据所述第一机动弧段轨道值与所述第二机动弧段轨道值的变化标定发动机的 推力。
[0014] 进一步的，所述根据所述第一 GNSS观测值确定第一机动弧段轨道值或所述根据 所述第二GNSS观测值确定第二机动弧段轨道值，包括
[0015] 使用第一 /第二GNSS观测值进行卫星精密定轨，得到机动开始/结束时刻的精密 轨道；
[0016] 使用机动开始/结束时刻的精密轨道和动力学模型进行轨道积分预报，得到第一 /第二机动弧段轨道值。
[0017] 进一步的，所述根据所述第一机动弧段轨道值与所述第二机动弧段轨道值的变化 标定发动机的推力，包括：
[0018] 根据所述第一机动弧段轨道值与所述第二机动弧段轨道值间的变化，确定轨道变 化值；
[0019] 根据所述轨道变化值确定标定发动机的推力。
[0020] 进一步的，所述根据所述轨道变化值确定标定发动机的推力，通过下式确定
[0021] 轨道变化值=f (轨道根数，发动机推力引起的加速度），
[0022] 所述轨道变化值与所述发动机推力引起的加速度为现行关系。
[0023] 本发明还公开了一种基于GNSS观测值的发动机推力定标装置，包括：
[0024] GNSS接收机，用于获取第一机动结束时刻至第一机动开始时刻间的第一 GNSS观 测值，及第二机动结束时刻至第二机动开始时刻间的第二GNSS观测值，所述第一机动结束 时刻时间上优先于所述第一机动开始时刻，所述第二机动结束时刻时间上优先于所述第二 机动开始时刻；
[0025] 精密定轨模块，用于根据所述第一 GNSS观测值确定机动开始时刻的精密轨道，根 据所述第二GNSS观测值确定机动结束时刻的精密轨道；
[0026] 轨道预报模块，用于根据机动开始时刻的精密轨道预报所述第一机动弧段轨道 值，根据机动结束时刻的精密轨道预报第二机动弧段轨道值；
[0027] 推力标定模块，用于根据所述第一机动弧段轨道值与所述第二机动弧段轨道值的 变化标定发动机的推力。
[0028] 进一步的，所述轨道预报模块
[0029] 用第一 /第二GNSS观测值进行卫星精密定轨，得到机动开始/结束时刻的精密轨 道。
[0030] 使用机动开始/结束时刻的精密轨道和动力学模型进行轨道积分预报，得到第一 /第二机动弧段轨道值。
[0031] 进一步的，所述推力标定模块，根据所述第一机动弧段轨道值与所述第二机动弧 段轨道值，确定轨道变化值；根据所述轨道变化值确定发动机的推力。
[0032] 进一步的，所述推力标定模块通过下式根据所述轨道变化值标定发动机推力：
[0033] 轨道变化值=f (轨道根数、发动机推力引起的加速度），
[0034] 所述轨道变化值与所述发动机推力引起的加速度为现行关系。
[0035] 通过采用上述技术方案，本发明的所达到的有益效果为：
[0036] 本发明利用GNSS观测数据对卫星轨道进行定轨，从而可获得更精确的定轨结果。 同时根据发动机推力的工作特点，根据卫星轨道的变换对发动机进行标定，从而可实现发 动机推力的在轨标定。
【附图说明】
[0037] 为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对本发明实施例描述中所 需要使用的附图作简单的介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施 例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据本发明实施 例的内容和这些附图获得其他的附图。
[0038] 图1为本发明实施例基于GNSS观测值的发动机推力标定方法流程图；
[0039] 图2为本发明实施例中对GNSS观测数据分段示意图。
[0040] 图3为本发明实施例中GNSS观测值的发动机推力标定装置示意图。
【具体实施方式】
[0041] 为使本发明解决的技术问题、采用的技术方案和达到的技术效果更加清楚，下面 将结合附图对本发明实施例的技术方案作进一步的详细描述，显然，所描述的实施例仅仅 是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在 没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0042] 下面结合附图并通过【具体实施方式】来进一步说明本发明的技术方案。
[0043] 图1为本发明实施例基于GNSS观测值的发动机推力标定方法流程图；
[0044] 图2为本发明实施例中对GNSS观测数据分段示意图。
[0045] 参考图1，在本发明实施例中，为实现对卫星发动机推力的标定，需要利用卫星所 装载的GNSS接收机获取GNSS观测量，从而根据所获得的GNSS观测量完成对轨道的确定， 并根据轨道的确定结果实现对发动机推力的标定。
[0046] 步骤S101，获取第一机动结束时刻至第一机动开始时刻间的第一 GNSS观测值，并 获取第二机动结束时刻至第二机动开始时刻间的第二GNSS观测值。
[0047] 参考图2,设t0为第一机动结束时刻，tl为第一机动开始时刻；t2为第二机动结 束时刻，t3为第二机动开始时刻。因此，可以看出，在时间上，t0优先于tl，t2优先于t3。 当然，在本发明实施例中，第一机动结束时刻、第一机动开始时刻、第二机动结束时刻、第二 机动开始时刻仅为命名上的不同，在卫星的机动阶段和非机动阶段，在图2中可以看出，第 一机动结束时刻对应于卫星前一机动结束的时刻。第一机动开始时刻对应于卫星在经过第 一机动结束时刻后重新开始机动的时刻，相应的第二机动结束时刻对应于在完成第一机动 开始时刻至第二机动结束时刻的机动阶段后的机动结束时刻。第二机动开始时刻则对应于 紧邻第一机动开始时刻后的下一个机动时刻。
[0048] 在上述t0~tl，t2~t3的各时间段，均利用卫星所装载的GNSS接收机获取对应 于每一细分时刻的GNSS观测量。该细分时刻可表述为在t0~tl，t2~t3各时间段中的 抽样时刻，即在每个抽样时刻的时间段均获取相应的GNSS观测量。
[0049] 步骤S102,根据第一 GNSS观测值确定第一机动开始时刻的精密轨道，根据所二 GNSS观测值确定第二机动结束时刻的精密轨道。
[0050] 在本发明实施例中，t0~tl实现精密定轨的方法如下：
[0051] 1)GNSS观测数据预处理，包括三个部分：一是数据格式转换，输入数据包括GNSS 观测数据、GNSS卫星星历数据、GNSS卫星钟差数据；二是观测数据质量检测，探测载波相位 存在的周跳和粗差；二是伪距单点定位，完成时间同步和先验轨道生成。
[0052] 2)误差改正及法方程生成，完成观测数据的各类系统误差改正（一般包括天线相 位中心改正、相对论改正、相位缠绕改正、硬件延迟偏差改正、电离层误差改正），构建GNSS 观测方程。
[0053] 3)参数估计：使用滤波或最小二乘估计等实现待估参数的估计，是精密定轨的核 心之一。
[0054] 4)定轨精度判定，通过估计前后的估计符合情况完成精密轨道的精度评定。输