一种轨道机动的电推力器的标定方法、系统、介质及设备技术方案

本发明专利技术提供一种轨道机动的电推力器的标定方法、系统、介质及设备，涉及航天器领域，标定方法包括：当电推力器每次采用标定推力推动航天器进行轨道机动完毕后，均采用轨道机动定轨算法根据航天器轨道机动的实际运行状态进行计算，得到航天器在当次轨道机动时电推力器的实际推力；基于航天器当次以及当次之前的每次轨道机动所对应的电推力器的实际推力、以及当次理论推力进行计算，得到航天器在下一次轨道机动时电推力器的标定系数，并确定航天器在下一次轨道机动时电推力器的标定推力，以在下一次轨道机动时通过标定推力将航天器调整到对应的目标轨道上。适合轨道机动间隔时间短，多频次轨道机动的电推力器的推力器标定，提高轨道控制精度。轨道控制精度。轨道控制精度。

【技术实现步骤摘要】
一种轨道机动的电推力器的标定方法、系统、介质及设备


[0001]本专利技术涉及航天器领域，尤其涉及一种轨道机动的电推力器的标定方法、系统、介质及设备。

技术介绍

[0002]轨道机动控制在航天活动中非常常见，如低轨卫星的高度保持、星座的相位保持、地球静止卫星的位置保持等均是依靠推进系统，通过轨道控制实现的。对非机动卫星轨道算法中，观测量中主要反馈卫星动力学模型预测初值偏差，而对轨道机动卫星进行轨道确定，由于推力加速度的量级高于或等于其他摄动力的误差量级，观测量主要反映卫星机动过程中的动力学模型误差。
[0003]卫星电推进技术是一种先进推进技术，目前已发展出混合电推进、霍尔电推进、离子电推进等多项技术，主要应用于飞行器、超低轨道卫星、深空探测器等多类航空器，其通过能源转化的方式电推进系统产生推力。相比于其他推进技术，电推进技术比冲高、推力小且精确可调、寿命长，可以使航天器的运转更高速、更长期可靠，同时可克服较小的阻力，满足新型航天任务的需求。
[0004]目前使用电推进卫星的占比正在逐渐增加，截至2021年初，使用电推进系统的卫星约占所有发射的卫星的10％左右。随着电推进技术的不断改进和成本的降低，预计电推进卫星的使用率将会逐渐增加。
[0005]电推进卫星相对于传统的化学推进卫星具有许多优势，如更高的燃料效率、更长的寿命和更大的灵活性等，但由于电推进系统的推力小，导致电推进卫星轨道机动时间远超化学推进卫星，如地球同步卫星发射时，会将卫星发射至地球同步转移轨道，采用化学推进系统，仅需数天即可将卫星调整至地球同步轨道，但若采用电推进系统，则转移时间可能长达数月至数年。
[0006]卫星轨道机动后，通常需要对卫星的推进器进行标定，以便分析下一次轨道机动时间或分析轨控量，提高轨道控制精度。推进器标定算法，是采用控制前的轨道与控制后的轨道进行比对，即通过理论轨道根数变化量和实际轨道根数变化量确定卫星推进系统的标定系数：；
[0007]其中，为根据理论推力计算得到的理论轨道根数变化量，为实际轨控后定轨计算后所确定的实际轨道根数变化量，
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为推进器的标定系数。每次轨道机动后，更新标定系数以便下一次机动使用。
[0008]推进器上述的常规标定算法，至少需要轨道机动前后各4小时以上的无机动的观测数据以确定卫星轨道，从而获取到实际机动前和机动后的轨道。
[0009]针对电推进卫星，如果处在轨道调整阶段，则需要在一定时间内频繁进行轨道机动的卫星，如低轨道卫星1轨进行10分钟轨道机动，也就是卫星在1天内至少有10%的时间正在进行轨道机动，如果也采用如上的推进器的标定方法，会导致在推进器标定期间，推进系统无法以最大时长工作，轨道调整时间增加，影响卫星正常业务工作。

技术实现思路

[0010]本专利技术为一种轨道机动的电推力器的标定方法、系统、介质及设备，解决了现有技术中在一定时间内频繁进行轨道机动的卫星的电推进的标定困难的问题。
[0011]为实现上述的目的，本专利技术第一方面提供了一种轨道机动的电推力器的标定方法，包括：当电推力器每次采用标定推力推动航天器进行轨道机动完毕后，均采用轨道机动定轨算法根据所述航天器轨道机动的实际运行状态进行计算，得到所述航天器在当次轨道机动时电推力器的实际推力；基于所述航天器当次以及当次之前的每次轨道机动所对应的电推力器的实际推力、以及航天器轨道机动策略设置的当次轨道机动时电推力器的理论推力进行计算，得到所述航天器在下一次轨道机动时电推力器的标定系数；基于所述航天器在下一次轨道机动时电推力器的标定系数，确定所述航天器在下一次轨道机动时电推力器的标定推力，以在下一次轨道机动时通过对应的所述标定推力将所述航天器调整到对应的目标轨道上。
[0012]作为本专利技术的第二个方面，本专利技术提供了一种轨道机动的电推力器的标定系统，包括：实际推力计算单元，用于当电推力器每次采用标定推力推动航天器进行轨道机动完毕后，均采用轨道机动定轨算法根据所述航天器轨道机动的实际运行状态进行计算，得到所述航天器在当次轨道机动时电推力器的实际推力；标定系数计算单元，用于基于所述航天器当次以及当次之前的每次轨道机动所对应的电推力器的实际推力、以及航天器轨道机动策略设置的当次轨道机动时电推力器的理论推力进行计算，得到所述航天器在下一次轨道机动时电推力器的标定系数；标定推力确定单元，用于基于所述航天器在下一次轨道机动时电推力器的标定系数，确定所述航天器在下一次轨道机动时电推力器的标定推力，以在下一次轨道机动时通过对应的所述标定推力将所述航天器调整到对应的目标轨道上。
[0013]作为本专利技术的第三个方面，本专利技术提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储一个或多个程序，当一个或多个所述程序被计算机设备执行时，使得所述计算机设备执行前述的轨道机动的电推力器的标定方法。
[0014]作为本专利技术的第四个方面，本专利技术提供了一种计算机设备，包括：处理器；以及，被安排成存储计算机可执行指令的存储器，所述可执行指令在被执行时使所述处理器执行前述的轨道机动的电推力器的标定方法。
[0015]本专利技术的优势效果：本专利技术实施例采用轨道机动定轨算法，所需要的数据为轨道机动时实际运行状态的参数，来计算航天器电推力器的实际推力；进而对航天器电推力器进行建立模型，根据模型的结果数据对下一次轨道机动时电推力器进行标定，得到下一次
轨道机动时电推力器的标定推力。所以计算下一次轨道机动时电推力器的标定推力所需要的时间就是运行模型的时间，通常1分钟就可以完成。本专利技术实施例的轨道机动的电推力器的标定方法不需要轨道机动前后各多个小时，比如4个小时以上的无机动的观测数据，所以本专利技术的轨道机动的电推力器的标定算法适合轨道机动间隔时间短（即大于运行模型的时间，比如10分钟），多频次轨道机动的电推力器的推力器标定，提高轨道控制精度。所以避免了“由于轨道标定需求而增加电推进航天器轨道调整时间”的问题。
附图说明
[0016]通过参照附图详细描述其示例实施例，本申请的上述和其它目标、特征及优点将变得更加显而易见。下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域的普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0017]图1示意性示出了本专利技术是实施例的一种轨道机动的电推力器的标定方法的流程图；图2示意性示出了本专利技术是实施例的步骤S101的子流程图；图3示意性示出了本专利技术是实施例的步骤S102的子流程图；图4示意性示出了本专利技术是实施例的一种轨道机动的电推力器的标定系统的结构逻辑示意图；图5示意性示出了本专利技术是实施例的一种计算机设备。
具体实施方式
[0018]现在将参考附图更全面地描述示例实施例。然而，示例实施例能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的实施例；相反，提供这些实施例使得本申请将全面和完整，并将示例实施例的构思全面地传达给本领域的技术人员。在图中相同的附图标记表示相同或类似的部分，因而将省略对它们的重复描述。本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种轨道机动的电推力器的标定方法，其特征在于，包括：当电推力器每次采用标定推力推动航天器进行轨道机动完毕后，均采用轨道机动定轨算法根据所述航天器轨道机动的实际运行状态进行计算，得到所述航天器在当次轨道机动时电推力器的实际推力；基于所述航天器当次以及当次之前的每次轨道机动所对应的电推力器的实际推力、以及航天器轨道机动策略设置的当次轨道机动时电推力器的理论推力进行计算，得到所述航天器在下一次轨道机动时电推力器的标定系数；基于所述航天器在下一次轨道机动时电推力器的标定系数，确定所述航天器在下一次轨道机动时电推力器的标定推力，以在下一次轨道机动时通过对应的所述标定推力将所述航天器调整到对应的目标轨道上。2.根据权利要求1所述的轨道机动的电推力器的标定方法，其特征在于，还包括：设定所述航天器在首次轨道机动时，电推力器所采用的标定推力为航天器轨道机动策略设置的首次轨道机动时电推力器的理论推力。3.根据权利要求1所述的轨道机动的电推力器的标定方法，其特征在于，所述当电推力器每次采用标定推力推动航天器进行轨道机动完毕后，均采用轨道机动定轨算法根据所述航天器轨道机动的实际运行状态进行计算，得到所述航天器在当次轨道机动时电推力器的实际推力，具体包括：当电推力器每次采用标定推力推动航天器进行轨道机动完毕后，均通过所述航天器轨道机动的加速度模型计算所述航天器当次轨道机动时的加速度，所述航天器轨道机动时的加速度模型表示为：；其中，表示当次轨道机动时电推力器的工作量消耗量，，表示电推力器比冲，为标准重力加速度；表示当次轨道机动前的航天器质量；表示当次轨道机动时长；F表示当次轨道机动时电推力器的标定推力，所述标定推力在航天器本体坐标系的投影表示为：，x轴指向卫星的速度方向，y轴指向轨道面的负法向，z轴指向地心；表示航天器本体坐标系到地心惯性系的旋转矩阵；基于所述航天器轨道机动时的加速度模型，将航天器轨道动力学模型表示为：
；其中，X为状态量，r为航天器位置矢量，v为航天器速度矢量，为地球中心引力，为地球非球形摄动，为太阳引力，为月球引力，为太阳辐射压，为大气阻力，t表示时间；采用最小二乘法对所述航天器轨道动力学模型进行计算，得到所述航天器在当次轨道机动时电推力器的实际推力，其中，计算前通过航天器本体坐标系到地心惯性系的旋转矩阵，将航天器本体坐标系的坐标轴x、y、z，转化为地心惯性系。4.根据权利要求1所述的轨道机动的电推力器的标定方法，其特征在于，所述基于所述航天器当次以及当次之前的每次轨道机动所对应的电推力器的实际推力、以及航天器轨道机动策略设置的当次轨道机动时电推力器的理论推力进行计算，得到所述航天器在下一次轨道机动时电推力器的标定系数，具体包括：对当次以及当次之前的每次轨...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴凌根，吴新林，何镇武，陈倩茹，吴琳琳，
申请(专利权)人：北京航天驭星科技有限公司，
类型：发明
国别省市：