一种卫星轨道高度微调时的智能脉宽修正方法与流程

1.本发明涉及卫星姿态与轨道控制技术，尤其是在飞轮姿态控制下使用推力器点喷微调卫星轨道高度时的指令脉宽在轨智能修正方法。


背景技术：

2.为满足高光谱对地观测卫星有效载荷的连续观测需求和对轨道高度的严格要求，现有卫星轨道高度微调技术在飞轮姿态控制的基础上使用推力器点喷实现对轨道高度的微调，过程中使用飞轮控制卫星姿态，保证了姿态的平稳。实施轨道高度微调时，按照卫星推力器的安装布局，选择一组对称的喷嘴并给定指令脉宽，理想情况下两个喷嘴产生的控制力矩可以互相抵消。
3.然而，喷嘴在轨产生的控制力矩会受到多种误差因素的影响，包括卫星质心偏差、喷嘴安装误差、喷嘴执行误差等，而且其中很多因素是地面无法预知的，这给地面给定指令脉宽带来了困难。如果指令脉宽无法使控制力矩互相抵消，将产生可观的干扰力矩，引起卫星姿态角与角速度的波动，给有效载荷的正常工作带来不利影响。
4.在现有的卫星轨道高度微调技术中，推力器点喷指令脉宽是地面给定且不可调节的，这种缺少反馈的开环控制模式使轨道高度微调期间的推力器干扰无法进一步减小。陀螺是卫星姿轨控分系统不可或缺的部分，每个控制周期将星体角速度信息反馈给星载计算机，这给引入闭环控制在轨智能修正推力器点喷指令脉宽提供了条件。


技术实现要素：

5.针对现有技术存在的不足，本发明提供了一种卫星轨道高度微调时的智能脉宽修正方法，以最大限度地保证轨道高度微调时星体的指向精度和姿态稳定度。
6.为了解决以上问题，本发明通过下技术方案实现：
7.一种卫星轨道高度微调时的智能脉宽修正方法，包括：
8.步骤s1、根据陀螺信息计算轨道高度微调推力器点喷前后的星体角速度变化。
9.步骤s2、根据最近两次轨道高度微调结果，衡量脉宽修正的效果，更新脉宽调节系数。
10.步骤s3、根据所述步骤s1计算的星体角速度变化和所述步骤s2计算的脉宽调节系数，计算脉宽修正量，确定下一次轨道高度微调推力器点喷的指令脉宽，并返回至所述步骤s1。
11.可选地，所述步骤s1包括：分别采集推力器点喷前一拍和点喷完成后第一拍的角速度，计算推力器点喷前后的星体角速度变化。
12.记推力器点喷前一拍的角速度为ω
t0
，点喷完成后第一拍的角速度为ω
t1
，则点喷前后的星体角速度变化为
13.δω＝ω
t1-ω
t0
。
14.可选地，所述步骤s2包括：根据脉宽修正前后的角速度变化计算参考脉宽调节系
数，通过融合的方式确定下一次点喷的脉宽调节系数。
15.可选地，所述步骤s2进一步包括：由于上一循环步骤s3中最小调节脉宽修正量的作用，若|δw
last
|＜w
lim
，则本次不修正脉宽调节系数；否则，计算参考脉宽调节系数αr为
[0016][0017]
将参考脉宽调节系数αr与已有的脉宽调节系数α融合，得到新的脉宽调节系数α；
[0018]wlim
表示最小脉宽修正量，δw表示计算脉宽修正量，其下标last表示对应变量上一次的计算值；t0为所选推力器标称力矩的绝对值；i表示卫星的转动惯量。
[0019]
可选地，初次点喷推力器时，跳过所述步骤s2，使用已有的脉宽调节系数初值；通常取脉宽调节系数初值α≥3。
[0020]
可选地，所述步骤s3包括：脉宽修正量的计算公式为
[0021][0022]
其中，i为卫星的转动惯量，t0为所选推力器标称力矩的绝对值，α为脉宽调节系数。
[0023]
可选地，所述步骤s3还包括：每组轨道高度微调只修正正负脉宽中的一个；脉宽修正方向通过地面指令确定；或者，根据首个需要修正的脉宽修正量确定；修正正脉宽时，w
p
＝w
p-δw，wn＝wn；修正负脉宽时，w
p
＝w
p
，wn＝wn+δw；式中，地面给定两推力器初始脉宽分别为w
p
和wn。
[0024]
本发明至少具有以下优点之一：
[0025]
本发明所提供的一种卫星轨道高度微调时的智能脉宽修正方法，在现有轨道高度微调方法的基础上引入反馈实时调整推力器点喷脉宽，能够更好地应对在轨不确定性和误差对推力器力矩的影响，实时调整推力器点喷脉宽使推力器力矩尽可能抵消，使推力器力矩尽可能抵消，最大限度地保证轨道高度微调时星体的指向精度和姿态稳定度，为有效载荷的工作提供更高精度更高稳定度的平台基础。
附图说明
[0026]
图1为本发明提供的推力器点喷前后的时序示意图；
[0027]
图2为本发明一实施例提供的卫星轨道高度微调时的智能脉宽修正方法的流程图。
具体实施方式
[0028]
以下结合附图和具体实施方式对本发明提出的一种卫星轨道高度微调时的智能脉宽修正方法作进一步详细说明。根据下面说明，本发明的优点和特征将更清楚。需要说明的是，附图采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施方式的目的。为了使本发明的目的、特征和优点能够更加明显易懂，请参阅附图。须知，本说明书所附图式所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功
效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容能涵盖的范围内。
[0029]
本实施例提供的一种卫星轨道高度微调时的智能脉宽修正方法，包括：
[0030]
步骤s1、根据陀螺信息计算轨道高度微调推力器点喷前后的星体角速度变化。
[0031]
所述步骤s1包括：分别采集推力器点喷前一拍和点喷完成后第一拍的角速度，计算推力器点喷前后的星体角速度变化。
[0032]
记推力器点喷前一拍的角速度为ω
t0
，点喷完成后第一拍的角速度为ω
t1
，则点喷前后的星体角速度变化为
[0033]
δω＝ω
t1-ω
t0
。
[0034]
步骤s2、根据最近两次轨道高度微调结果，衡量脉宽修正的效果，更新脉宽调节系数。
[0035]
所述步骤s2包括：根据脉宽修正前后的角速度变化计算参考脉宽调节系数，通过融合的方式确定下一次点喷的脉宽调节系数。
[0036]
所述步骤s2进一步包括：由于上一循环步骤s3中最小调节脉宽修正量的作用，若|δw
last
|＜w
lim
，则本次不修正脉宽调节系数；否则，计算参考脉宽调节系数αr为
[0037][0038]
将参考脉宽调节系数αr与已有的脉宽调节系数α融合，得到新的脉宽调节系数α。
[0039]wlim
表示最小脉宽修正量，δw表示计算脉宽修正量，其下标last表示对应变量上一次的计算值；t0为所选推力器标称力矩的绝对值；i表示卫星的转动惯量。
[0040]
在本实施例中，初次点喷推力器时，跳过所述步骤s2，使用已有的脉宽调节系数初值；为避免发散，通常取脉宽调节系数初值α≥3。
[0041]
步骤s3、根据所述步骤s1计算的星体角速度变化和所述步骤s2计算的脉宽调节系数，计算脉宽修正量，确定下一次轨道高度微调推力器点喷的指令脉宽，并返回至所述步骤s1。
[0042]
所述步骤s3包括：脉宽修正量的计算公式为
[0043][0044]
其中，i为卫星的转动惯量，t0为所选推力器标称力矩的绝对值，α为脉宽调节系数。
[0045]
所述步骤s3还包括：为避免交替修正正负脉宽削弱轨控效果，每组轨道高度微调只修正正负脉宽中的一个；脉宽修正方向通过地面指令确定；或者，根据首个需要修正的脉宽修正量确定；修正正脉宽时，w
p
＝w
p-δw，wn＝wn；修正负脉宽时，w
p
＝w
p
，wn＝wn+δw；式中，地面给定两推力器初始脉宽分别为w
p
和wn。
[0046]
为避免反复微调指令脉宽，设置最小脉宽修正量w
lim
，若|δw|＜w
lim
，则本次不进行脉宽修正。
[0047]
根据所选推力器产生力矩的主要方向确定算法应用的坐标轴，角速度选择对应轴的分量，惯量选择对应轴的主惯量，推力器力矩选择在对应轴产生的力矩。
[0048]
为了更好的理解上述实施例，下面举个具体的例子进行详细的说明。
[0049]
如图1所示，选择两个布局基本对称、推力均沿卫星本体+x方向的推力器喷嘴，两
个喷嘴产生力矩的主要方向分别为卫星本体+y方向和-y方向(分别用下标“p”和下标“n”表示)，标称状态下产生的俯仰力矩分别为3.5nm和-3.5nm，以此为例说明本方法的实施方式。
[0050]
由于所选推力产生力矩的主要方向为星体俯仰方向，故本算法将应用于俯仰轴，角速度选择俯仰轴分量，惯量选择俯仰轴主惯量iy。
[0051]
现进行一组轨道高度微调。地面给定两推力器初始脉宽均为w
p
＝wn＝100ms。假定受到各种误差因素的影响，两推力器实际产生的力矩分别为3.7nm和-3.2nm。推力器按照初始脉宽点喷将产生干扰力矩，引起点喷前后星体角速度变化。
[0052]
如图2所示，第一次循环：
[0053]
步骤s1、分别采集推力器点喷前一拍和点喷完成后第一拍的角速度，计算推力器点喷前后的星体角速度变化。记推力器点喷前一拍的俯仰角速度为ω
yt0
，点喷完成后第一拍的俯仰角速度为ω
yt1
，则点喷前后星体俯仰角速度变化为δωy＝ω
yt1-ω
yt0
。
[0054]
首次将不执行步骤s2，脉宽调节系数初值可取α＝3。
[0055]
步骤s3、根据步骤s1计算的星体角速度变化和步骤s2计算的脉宽调节系数，计算脉宽修正量：
[0056][0057]
其中t0＝3.5nm为所选推力器的标称力矩。
[0058]
计算得到δw＝8ms，出于节省推进剂的考虑，本组轨道高度微调将只修正正脉宽，下一次点喷的脉宽为w
p
＝92ms，wn＝100ms，并按此脉宽点喷。
[0059]
第二次循环：
[0060]
步骤s1、继续计算点喷前后星体俯仰角速度变化δωy；
[0061]
步骤s2、根据近两次点喷的俯仰角速度变化和上一循环的脉宽修正量，计算参考脉宽调节系数αr[0062][0063]
将αr与已有脉宽调节系数α融合，例如可以选择合适的加权系数λr，采用加权的方法融合：
[0064][0065]
经过融合，本拍α＝2.1。
[0066]
步骤s3、根据步骤s1计算的星体角速度变化和步骤s2计算的脉宽调节系数，计算脉宽修正量δw＝4ms，下一次点喷的脉宽为w
p
＝88ms，wn＝100ms，并按此脉宽点喷。
[0067]
第三次循环：α＝1.5，δw＝1ms，w
p
＝87ms，wn＝100ms；
[0068]
第四次循环：α＝1.1，δw＝0.8ms。若设置最小脉宽修正量w
lim
＝1ms，则本次循环不进行脉宽修正，即w
p
＝87ms，wn＝100ms。下一循环的脉宽调节系数也不再更新。持续计算脉宽修正量δw，直到再次出现|δw|≥w
lim
。
[0069]
综上所述，本实施例提供的一种卫星轨道高度微调时的智能脉宽修正方法，通过在实施轨道高度微调时引入角速度反馈，根据推力器点喷前后的卫星角速度变化，修正推
力器点喷脉宽，并引入脉宽修正系数提升脉宽修正效果。本发明所涉及的智能脉宽修正方法能够更好地应对在轨不确定性和误差，实时调整推力器点喷脉宽使推力器力矩尽可能抵消，提高了轨道高度微调时星体的指向精度和姿态稳定度。
[0070]
需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
[0071]
应当注意的是，在本文的实施方式中所揭露的装置和方法，也可以通过其他的方式实现。以上所描述的装置实施方式仅仅是示意性的，例如，附图中的流程图和框图显示了根据本文的多个实施方式的装置、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序或代码的一部分，所述模块、程序段或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令，所述模块、程序段或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现方式中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个连续的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图和/或流程图中的每个方框、以及框图和/或流程图中的方框的组合，可以用于执行规定的功能或动作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。
[0072]
另外，在本文各个实施方式中的各功能模块可以集成在一起形成一个独立的部分，也可以是各个模块单独存在，也可以两个或两个以上模块集成形成一个独立的部分。
[0073]
尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

技术特征：
1.一种卫星轨道高度微调时的智能脉宽修正方法，其特征在于，包括：步骤s1、根据陀螺信息计算轨道高度微调推力器点喷前后的星体角速度变化；步骤s2、根据最近两次轨道高度微调结果，衡量脉宽修正的效果，更新脉宽调节系数；步骤s3、根据所述步骤s1计算的星体角速度变化和所述步骤s2计算的脉宽调节系数，计算脉宽修正量，确定下一次轨道高度微调推力器点喷的指令脉宽，并返回至所述步骤s1。2.如权利要求1所述的卫星轨道高度微调时的智能脉宽修正方法，其特征在于，所述步骤s1包括：分别采集推力器点喷前一拍和点喷完成后第一拍的角速度，计算推力器点喷前后的星体角速度变化；记推力器点喷前一拍的角速度为ω
t0
，点喷完成后第一拍的角速度为ω
t1
，则点喷前后的星体角速度变化为δω＝ω
t1-ω
t0
。3.如权利要求1所述的卫星轨道高度微调时的智能脉宽修正方法，其特征在于，所述步骤s2包括：根据脉宽修正前后的角速度变化计算参考脉宽调节系数，通过融合的方式确定下一次点喷的脉宽调节系数。4.如权利要求1所述的卫星轨道高度微调时的智能脉宽修正方法，其特征在于，所述步骤s2进一步包括：由于上一循环步骤s3中最小调节脉宽修正量的作用，若δw
last
＜w
lim
，则本次不修正脉宽调节系数；否则，计算参考脉宽调节系数α
r
为将参考脉宽调节系数α
r
与已有的脉宽调节系数α融合，得到新的脉宽调节系数α；w
lim
表示最小脉宽修正量，δw表示计算脉宽修正量，其下标last表示对应变量上一次的计算值；t0为所选推力器标称力矩的绝对值；i表示卫星的转动惯量。5.如权利要求1所述的卫星轨道高度微调时的智能脉宽修正方法，其特征在于，初次点喷推力器时，跳过所述步骤s2，使用已有的脉宽调节系数初值；通常取脉宽调节系数初值α≥3。6.如权利要求1所述的卫星轨道高度微调时的智能脉宽修正方法，其特征在于，所述步骤s3包括：脉宽修正量的计算公式为其中，i为卫星的转动惯量，t0为所选推力器标称力矩的绝对值，α为脉宽调节系数。7.如权利要求1所述的卫星轨道高度微调时的智能脉宽修正方法，其特征在于，所述步骤s3还包括：每组轨道高度微调只修正正负脉宽中的一个；脉宽修正方向通过地面指令确定；或者，根据首个需要修正的脉宽修正量确定；修正正脉宽时，w
p
＝w
p-δw，w
n
＝w
n
；修正负脉宽时，w
p
＝w
p
，w
n
＝w
n
+δw；式中，地面给定两推力器初始脉宽分别为w
p
和w
n
。

技术总结
本发明公开了一种卫星轨道高度微调时的智能脉宽修正方法，包括：步骤S1、根据陀螺信息计算轨道高度微调推力器点喷前后的星体角速度变化；步骤S2、根据最近两次轨道高度微调结果，衡量脉宽修正的效果，更新脉宽调节系数；步骤S3、根据所述步骤S1计算的星体角速度变化和所述步骤S2计算的脉宽调节系数，计算脉宽修正量，确定下一次轨道高度微调推力器点喷的指令脉宽，并返回至所述步骤S1。本发明能够更好地应对在轨不确定性和误差，实时调整推力器点喷脉宽使推力器力矩尽可能抵消，提高了轨道高度微调时星体的指向精度和姿态稳定度。微调时星体的指向精度和姿态稳定度。微调时星体的指向精度和姿态稳定度。


技术研发人员：张凯诚 翟兴辉 孙尚 牛文婷 李泽华
受保护的技术使用者：上海航天控制技术研究所
技术研发日：2022.12.23
技术公布日：2023/6/27