本發(fā)明涉及航天器工程技術領域，具體涉及一種針對時變推力的星載計算機推力器噴氣時長計算方法。

背景技術：

目前，航天器的姿軌控主要采用脈沖式輸出的落壓式推力器，為了提高推力器燃料使用效率，提高總可用燃料量，還時長會攜帶氣瓶。

上述的該類推力器隨著貯箱內(nèi)氣體體積和溫度的變化，推力會產(chǎn)生微小的變化(壽命初期和末期會存在明顯差別)。對于單次控制需要提供較大的速度增量，或一組多次噴氣控制的情況，以恒定推力計算噴氣時長的方式無法滿足控制精度的要求。

現(xiàn)有的技術通過推力器的標定，能夠間接的改良由推力變化導致的噴氣時長計算不準確。傳統(tǒng)的單點恒定推力計算噴氣時長的方法，控制輸出也不夠精準。但推力器標定依據(jù)目標控制結果和實際控制結果的偏差解算，耦合了多項因素。提高推力器噴氣時長計算方面的精度，仍有相當?shù)谋匾浴?/p>

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種針對時變推力的星載計算機推力器噴氣時長計算方法，通過推力預測和推力近似，構造了以噴氣時長為未知變量的代數(shù)方程。該方法對于較大速度增量或1組多次噴氣情況，控制精度相較傳統(tǒng)的單點恒定推力計算噴氣時長的方法提高較為明顯。

為了達到上述目的，本發(fā)明通過以下技術方案實現(xiàn)：

一種針對時變推力的星載計算機推力器噴氣時長計算方法，其特征是，包含以下步驟：

s1、根據(jù)當前星載計算機采集的貯箱氣體溫度和壓力以及推力器參數(shù)的初始狀態(tài)量，計算剩余燃料量；

s2、計算當前推力器推力，并估計推力的變化率，依據(jù)噴氣初始時刻推力器推力和估計得到的當前推力器推力變化率對噴氣過程的推力做線性近似，得到推力平均值；針對單一脈沖的控制需求的噴氣時長計算，執(zhí)行步驟s3，針對一組多脈沖的控制需求的噴氣時長計算，執(zhí)行步驟s4；

s3、結合推力平均值在噴氣時長內(nèi)產(chǎn)生的速度增量，構造以噴氣時長為未知變量的代數(shù)方程，并得出該代數(shù)方程的噴氣時長的解析表達式，求解噴氣時長，結束；

s4、結合推力平均值在噴氣時長內(nèi)產(chǎn)生的速度增量，構造以噴氣時長為未知變量的代數(shù)方程，對于一組多脈沖的控制需求的噴氣時長計算，每一次噴氣均根據(jù)前一次噴氣的噴氣時長解算推力器的各項工作狀態(tài)，并以此更新推力器參數(shù)，進而逐次計算出推力器各脈沖噴氣時長，結束。

上述的針對時變推力的星載計算機推力器噴氣時長計算方法，其中，所述步驟s2中的推力的線性近似為：

δf＝f1-f0；

式中，為推力平均值，t為噴氣時長，f0為當前推力，f1為當前時刻1秒后的推力，δf為每秒的推力變化量，a0,a1,a2為推力器模型參數(shù)，pc1為每秒貯箱壓力變化。

上述的針對時變推力的星載計算機推力器噴氣時長計算方法，其中，所述的步驟s3中：

噴氣時長的代數(shù)方程為：

其中，ms＝m0+mc；

式中，n為安裝的推力器噴嘴個數(shù)，t為噴氣時長，θ為推力器安裝夾

角，δv為推力平均值在t產(chǎn)生的速度增量，ms為衛(wèi)星當前質(zhì)量，m0為衛(wèi)

星干質(zhì)量，mc為剩余燃料量；

代數(shù)方程的噴氣時長的解析表達式為：

其中，

本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比具有以下優(yōu)點：根據(jù)當前推力器貯箱、氣瓶測量的溫度和壓力，計算剩余燃料量，并估計推力器的變化率，取推力的線性平均，構造以噴氣時長為未知變量的代數(shù)方程。對一組多次噴氣的情況，每一次噴氣需要根據(jù)前一次噴氣的噴氣時長解算推力器的各項工作狀態(tài)，并以此更新推力器參數(shù)，進而計算推力器當前次噴氣的噴氣時長，實現(xiàn)為衛(wèi)星的姿軌控系統(tǒng)提供更高精度的控制輸出，進而提高系統(tǒng)的控制精度。

附圖說明

圖1為本發(fā)明方法流程圖；

圖2為實施例中本發(fā)明噴氣時長計算方法與現(xiàn)有技術的噴氣時長計算方法的比照實驗設計圖；

圖3為實施例中本發(fā)明方法與現(xiàn)有技術的方法的推力器工作時長與速度增量的比照結果；

圖4為實施例中本發(fā)明方法與現(xiàn)有技術的方法的推力器工作時長偏差與速度增量的比照結果；

圖5為實施例中本發(fā)明方法與現(xiàn)有技術的方法的推力器工作時長偏差比率與速度增量的比照結果。

具體實施方式

以下結合附圖，通過詳細說明一個較佳的具體實施例，對本發(fā)明做進一步闡述。

首先，對推力器參數(shù)分類進行介紹，具體如下表1所示，其中的固定值跟推力器產(chǎn)品相關，測量值是由推力器產(chǎn)品上敏感器實時測量得到的量，計算值根據(jù)后文計算公式推導得到：

表1

并且，氣墊初始體積的計算公式為：

ρ0＝1025.817-0.8742tc0-0.0005tc²0

式中，ρ0為氣體的初始密度，vq0為氣墊初始體積。

如圖1所示，本發(fā)明提供了一種針對時變推力的星載計算機推力器噴氣時長計算方法，其包含以下步驟：

s1、根據(jù)當前星載計算機采集的貯箱氣體溫度和壓力以及推力器參數(shù)的初始狀態(tài)量，計算剩余燃料量；

s2、計算當前推力器推力，并估計推力的變化率，依據(jù)噴氣初始時刻推力器推力和估計得到的當前推力器推力變化率對噴氣過程的推力做線性近似，得到推力平均值；針對單一脈沖的控制需求的噴氣時長計算，執(zhí)行步驟s3，針對一組多脈沖的控制需求的噴氣時長計算，執(zhí)行步驟s4；

應當注意的是，本步驟中，對于單次噴氣，噴氣初始時刻即為當前推力；而推力的變化率是由當前推力和下一秒推力估計得到的；

s3、結合推力平均值在噴氣時長內(nèi)產(chǎn)生的速度增量，構造以噴氣時長為未知變量的代數(shù)方程，并得出該代數(shù)方程的噴氣時長的解析表達式，求解噴氣時長，結束；

s4、結合推力平均值在噴氣時長內(nèi)產(chǎn)生的速度增量，構造以噴氣時長為未知變量的代數(shù)方程，對于一組多脈沖的控制需求的噴氣時長計算，每一次噴氣均根據(jù)前一次噴氣的噴氣時長解算推力器的各項工作狀態(tài)，并以此更新推力器參數(shù)，進而逐次計算出推力器各脈沖噴氣時長，結束。

本發(fā)明步驟s1中的衛(wèi)星當前質(zhì)量估計的具體過程如下，其中包含貯箱內(nèi)剩余燃料量估計過程：

根據(jù)測量得到的當前貯箱壓力pc、氣瓶壓力pg和推力器參數(shù)各初始狀態(tài)量，理想氣體滿足方程滿足：

根據(jù)測量的當前貯箱溫度tc，貯箱內(nèi)剩余燃料量為：

衛(wèi)星當前質(zhì)量ms的計算公式為：

ms＝m0+mc(3)

即，衛(wèi)星當前質(zhì)量ms等于衛(wèi)星干質(zhì)量m0與剩余燃料量總和。

本發(fā)明步驟s2中推力估計的具體過程如下：

壓力轉(zhuǎn)化推力的公式為：

每秒的氣體流量為：

其中，a0,a1,a2和b0,b1,b2為推力器模型參數(shù)，可通過試驗驗證和優(yōu)化。

每秒的氣墊體積變化為：

每秒氣墊體積的變化導致的新壓力滿足：

假設當前推力f0，1秒后的推力則每秒的推力變化量為δf＝f1-f0。

短時間的推力變化可視為線性的，可取平均值，假設噴氣時長為待求解變量t，推力的平均值為：

所述的針對時變推力的星載計算機推力器噴氣時長計算方法，其中，所述的步驟s3中：

一次噴氣時長計算方法噴氣時長的代數(shù)方程為：

其中：

ms＝m0+mc(10)

式中，n為安裝的推力器噴嘴個數(shù)，t為噴氣時長，θ為推力器安裝

夾角，δv為推力平均值在t產(chǎn)生的速度增量，ms為衛(wèi)星當前質(zhì)量，m0為

衛(wèi)星干質(zhì)量，mc為剩余燃料量；

代數(shù)方程的噴氣時長t的解析表達式為：

其中，

所述的針對時變推力的星載計算機推力器噴氣時長計算方法，其中，所述的步驟s4中：

一組多次噴氣時長計算方法

衛(wèi)星的軌道控制往往需要一組多脈沖噴氣，控制策略的噴氣時刻是給定的，噴氣時長的計算出入為航天器所需的速度增量δvi，且采用的是逐次計算推力器的噴氣時長，各脈沖噴氣時長的解參見表2所示，即新方法每次噴氣對推力器狀態(tài)的影響以方程參數(shù)的形式引入。而原有方法的各脈沖噴氣時長

表2一組3脈沖噴氣的噴氣時長計算公式

根據(jù)安裝角的經(jīng)驗值給出實例，以0.001s仿真步長的變推力器精確模型為基準計算理論噴氣時長，比較新算法和原有算法產(chǎn)生的一組3脈沖噴氣的噴氣時長差別。如圖3～5所示，可以觀察到，新方法在噴氣時長的計算精度上有明顯的提升。

表3一組3脈沖的推力器噴氣時長計算方法比較

盡管本發(fā)明的內(nèi)容已經(jīng)通過上述優(yōu)選實施例作了詳細介紹，但應當認識到上述的描述不應被認為是對本發(fā)明的限制。在本領域技術人員閱讀了上述內(nèi)容后，對于本發(fā)明的多種修改和替代都將是顯而易見的。因此，本發(fā)明的保護范圍應由所附的權利要求來限定。