[发明专利]深空探测器推力矢量与目标加速度偏差角计算方法及系统

说明书

本发明提供了一种深空探测器推力矢量与目标加速度偏差角计算方法及系统，包括：步骤M1：在探测器轨控期间使用加速度计和陀螺测量值，计算惯性系下的实际三轴速度增量；步骤M2：使用惯性系下的实际速度增量与目标值比较计算夹角，辨识出推力方向偏差。本发明用于估计航天器推力方向的误差，诣在提高变轨精度，减少燃料消耗。

技术领域

本发明涉及姿态动力学领域，具体地，涉及深空探测器推力矢量与目标加速度偏差角计算方法及系统。

背景技术

深空探测器为了实现脱离地球引力、进入巡航轨道或进入星地间转移轨道以及再入行星、绕飞行星等目标，需多次变轨以满足节约燃料、修正入轨精度等要求。同时，在再入大气、行星捕获等关键变轨环节中，通常仅有一次变轨机会，且需要较高的轨控精度以保障后续任务。在行星捕获阶段，探测器需点火减速，点火方向的偏差极有可能导致探测器无法形成环绕轨道，更严重则撞入行星任务失败。在再入阶段点火方向的偏差则会导致落点偏离预定位置，甚至无法进入大气。因此轨控阶段的控制精度是影响任务成败的重要环节。

影响轨控方向精度的主要因素来自推力器的偏差。通常推力器地面安装误差在0.2°左右，另外受深空复杂外热流环境影响，在轨飞行过程中推力器还会发生结构热变形，推力矢量的偏差情况更加恶劣。

目前，提高轨控精度的主要手段大多采用多次变轨迭代修正的方法。完备、杜耀珂、沈阳等在“编队任务多脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定方法”(CN 106094529 A)中，使用地面测定轨的方式，测出每次变轨轨控偏差，并用偏差量修正下一次变轨。多次迭代逐步实现高精度的轨道控制。该方法适用多频次、小推力的变轨修正，且需要精密测定轨数据的支持，而深空探测领域测定轨精度有限，则该方法难以适用。

徐明、汪作鹏、魏延等在“一种基于加速度计的偏无拖曳卫星的干扰补偿控制方法”(CN 104090493 A)中，使用加速度计测量值补偿在轨卫星受到的干扰力和力矩，以保证卫星轨道的稳定，该方法多用于为科学仪器提供无干扰的空间试验平台，无法应用于高精度变轨过程。

唐歌实、陈莉丹、刘勇在“嫦娥一号卫星轨控标定方法与实现”(见《中国空间科学与技术》，2009年12月，第6期，页码1-6)中，提出了利用轨控前和轨控后的轨道数据，以及轨控过程中星敏姿态、加速度遥测对沉底发动机、主发动机、加速度计刻度系数进行标定，并将标定结果引入后续轨控任务，大大提高了控制精度。但该方法需要地面测定轨数据辅助，无法独立测量推力方向偏差。

陈莉丹、李革非、谢剑锋等在“轨控标定方法研究及在交会对接中的应用”(见《载人航天》，2014年1月，第1期，页码16-20)中，采用了以轨道要素的控制结果作为标定依据，将光压、气动阻力等干扰力矩作为推力矢量偏差的一部分，以当圈标定结果作为下一次轨控的输入依据。该方法仍旧仅能适应具有高精度测定轨条件的航天器的轨道控制，无法应用在深空探测领域。

本发明提出的深空探测器推力矢量与目标加速度之间夹角计算方法，根据加速度计和陀螺实时测量数据，计算惯性系下整器速度增量，通过与标称推力方向矢量对比，得出推力方向与目标加速度的偏差角。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种深空探测器推力矢量与目标加速度偏差角计算方法及系统。

根据本发明提供的一种深空探测器推力矢量与目标加速度偏差角计算方法，包括：

步骤M1：在探测器轨控期间使用加速度计和陀螺测量值，计算惯性系下的实际三轴速度增量；

步骤M2：使用惯性系下的实际速度增量与目标值比较计算夹角，辨识出推力方向偏差。

优选地，所述步骤M1包括：

步骤M1.1：在探测器轨控阶段，使用加速度计实时测量整器加速度，使用陀螺实时递推整器惯性姿态；