出 更新后的轨道根数、卫星的精密轨道。当精度评定结果满足定轨精度要求时，精密定轨结 束；否则重复2)、3)、4)步。
[0055] 在t0~tl时间段，根据上述方法完成轨道定轨后，可获得对应于tl时刻的定轨 值，并利用该定轨值对t2时刻进行预报，从而获得t2时刻的预报定轨值。
[0056] 在本发明实施例中，t2~t3实现轨道定轨的方法如下：
[0057] 在t2~t3时间段，根据上述方法完成轨道定轨后，利用获得的t2时刻的定轨值， 对tl时刻进行预报，从而获得tl时刻的预报定轨值。
[0058] 步骤S103,根据经步骤S102获得的第一轨道定轨值与第二轨道定轨值间的变化 对标定发动机的推力。
[0059] 根据卫星发动机的工作特点，可以将发动机产生的推力分为脉冲推力和有限推 力。对脉冲推力和有限推力分别进行建模，可获得下述两个推力模型。
[0060] 脉冲推力模型：推力的作用时间比变轨前后轨道的周期短很多，可以将推力随时 间变化的函数近似为脉冲函数，使其冲量等于原推力的冲量（该脉冲函数等于冲量乘以狄 拉克函数），卫星运动方程中表现为速度的瞬时变化。
[0061] 有限推力模型：推力作用时间较长，推力非常小时，推力作用弧段甚至可能遍及整 个轨道机动过程的大部或全部。卫星的运动方程如下：
[0062]
[0063] 式中：&为惯性系下的保守力加速度、为惯性系下的非保守力加速度、尾_为 惯性系下的经验力加速度，A为惯性系下的发动机推力。
[0064] 卫星的电推进发动机具有比冲高、推力小等特点，典型的离子推进器推力为 20mN-40mN，推进剂消耗量为0. 8mg/s。推力加速度表示如下：
[0065] (2)
[0066] 式中：FES发动机推力，m为卫星质量，汾为推进剂消耗量，m。卫星初始质量，？，为 发动机推力引起的加速度，t为发动机作用时间。考虑电推进发动机推进剂消耗速度相对 卫星质量为小量，计算中忽略机动过程中卫星的质量变化，即推力加速度如下： _7]
⑶
[0068] 卫星在空间运行轨迹为椭圆，用轨道半长轴a、偏心率e、轨道倾角i、近地点幅角 w、平近点角M、升交点赤经Ω六个轨道根数描述。考虑卫星所受其他力的影响，卫星的轨道 时刻发生变化，摄动加速度沿切向分量U、摄动加速度沿法向分量N、摄动加速度沿轨道面
[ 法向分量W的摄动方程形式如下：
[
[ ' (4)
[
[
[
[0075] 式中f为真近点角，E为偏近点角，u为升交点角距，η为平均角速度，r为卫星的 地心距。
[0076] 如上所示，速度方向的力可以改变轨道的大小，因此可以通过轨道半径的变化反 演速度方向力的大小。记电推力发动机推力为F E，电推力方向与速度方向夹角为α，根据 上式可见，速度方向的电推力将引起轨道半长轴的变化，其变化率与轨道偏心率、轨道半长 轴相关。
[0077] 根据上述推导，在本发明实施例中，对应于发动机在各个方向上的推力，与相应的 轨道变化具有如下关系。
[0078] 轨道变化值=f (轨道根数，发动机推力产生的加速度）。
[0079] 即，轨道变化值对应于式（4)左侧的用于表征轨道变化的各变量，式（4)右侧为相 应的发动机推力在各方向上产生的加速度与一参数构造的常数之积。
[0080] 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。
[0081] 参考图3,在本发明实施例中GNSS观测值的发动机推力标定装置包括：GNSS接收 机、精密定轨模块、轨道预报模块、推力标定模块。
[0082] 其中，GNSS接收机可在上图2所示的各时刻，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。
[0083] 精密定轨模块，根据第一 GNSS观测值确定机动开始时刻的精密轨道，根据第二 GNSS观测值确定机动结束时刻的精密轨道。精密定轨的过程与上述步骤S102相同。
[0084] 轨道预报模块，根据机动开始时刻的精密轨道预报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。该第一机动弧段轨道值与第二机动弧段 轨道值可参考上述步骤102中的预报定轨值获得。
[0085] 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的变化 标定发动机的推力。对发动机的推力标定的过程与上述步骤S103相同。
[0086] 注意，上述仅为本发明的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解， 本发明不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、 重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本发明进行 了较为详细的说明，但是本发明不仅仅限于以上实施例，在不脱离本发明构思的情况下，还 可以包括更多其他等效实施例，而本发明的范围由所附的权利要求范围决定。
【主权项】
1. 一种基于GNSS观测值的发动机推力定标方法，其特征在于，包括： 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； 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； 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； 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； 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； 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； 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。2. 如权利要求1所述方法，其特征在于：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 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； 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。3. 如权利要求1所述方法，其特征在于：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： 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； 根据所述轨道变化值确定标定发动机的推力。4. 如权利要求3所述方法，其特征在于：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 轨道变化值=f (轨道根数，发动机推力引起的加速度）， 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。5. -种基于GNSS观测值的发动机推力定标装置，其特征在于，包括： 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； 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； 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； 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。6. 如权利要求5所述装置，其特征在于：所述轨道预报模块 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。 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。7. 如权利要求5所述装置，其特征在于：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。8. 如权利要求7所述装置，其特征在于：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： 轨道变化值=f (轨道根数、发动机推力引起的加速度）， 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。
【专利摘要】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：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；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；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；根据第二GNSS观测值确定第二机动结束时刻的精密轨道；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根据第一机动弧段轨道值与第二机动弧段轨道值的变化标定发动机的推力。同时还公开了基于GNSS观测值的发动机推力定标装置。本发明可实现对发动机推力的标定。
【IPC分类】G01M15/00
【公开号】CN105651516
【申请号】
【发明人】陈姗姗, 岳富占, 杨慧蕾, 李东俊, 金彪, 蔡仁澜, 刘勇
【申请人】航天恒星科技有限公司
【公开日】2016年6月8日
【申请日】2014年11月11日