CN113944570B - 一种基于电动泵发动机的轨道控制方法及计算设备 - Google Patents

一种基于电动泵发动机的轨道控制方法及计算设备 Download PDF

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Abstract

本申请公开了一种基于电动泵发送机的轨道控制方法及计算机设备，该方法包括：构建轨道动力学模型，根据预设的第一工作时长集、第一充电时长集、预设初始轨道状态以及轨道动力学模型递推得到第一末轨道状态，根据预设期望轨道状态和第一末轨道状态是否满足预设的约束条件；若不满足，则调整第一工作时长集和第一充电时长集得到第二工作时长集和第二充电时长集，从第二工作时长集和第二充电时长集中分别确定出轨控所对应的工作时长以及充电时长，根据工作时长和充电时长进行轨道控制。本申请解决了如何通过电动泵发动机进行轨道控制的技术问题。

Description

一种基于电动泵发动机的轨道控制方法及计算设备
技术领域
本申请涉及航天技术领域，尤其涉及一种基于电动泵发送机的轨道控制方法及计算机设备。
背景技术
为了适应微小航天器发射市场低成本、快发射、高可靠的要求，基于电动泵发动机的航天器设计应运而生。电动泵推进***通过航天器自身携带的电池驱动电机，进而带动燃料泵和氧化剂泵抽取储箱的推进剂，从而提高推进剂到达燃烧室时的压力，完成推进剂的输送。相较于传统的涡轮泵推进剂供给方式，电动泵推进剂供给方式具有结构简单、推力比调节便利、能量利用效率高、成本低等优势，受到国内外研究学者的高度关注。
对于航天器，当燃烧室压强和高压气体储箱初始压强确定后，发动机的工作时长需保证航天器的正常工作，例如，需满足航天器多次轨控操作或者位保操作。发送机的工作时长与电池容量相关，电池容量与电池质量相关，而电池质量又会影响供给***的总体质量；另外由于航天器发射过程无法对电池充电，因此为了保持航天器正常工作无法从电池的角度来减少***的重量。但是如果将电动泵发动机作为航天器的轨控发动机，可以利用航天器的太阳翼对电池多次充电，电池的容量只需要满足每次轨控机动需求即可，电池可以利用航天器的太阳翼进行多次充电，保证其多个轨控工作，即可以电池的容量来减小电池质量，从而减低了有效载荷质量或者机动能力的提升。因此，如何通过电动泵发动机实现对航天器的轨道控制成为亟待解决的问题。
发明内容
本申请解决的技术问题是：针对如何通过电动泵发动机实现对航天器的轨道控制，本申请提供了一种基于电动泵发动机的轨道控制方法及计算机设备，本申请实施例所提供的方案中，采用电动泵推进器并将其作为轨控发动机，利用电池充放电的特性，将基于连续推力的转移问题转化为以转移时间和燃料消耗为目标的优化设计问题，为实际航天器应用电动泵推进器进行轨道机动提供参考。
第一方面，本申请实施例提供一种基于电动泵发送机的轨道控制方法，该方法包括：
构建轨道动力学模型，根据预设的第一工作时长集、预设的第一充电时长集、预设初始轨道状态以及轨道动力学模型递推得到第一末轨道状态，其中，所述第一工作时长集为至少一个轨控所对应的初始工作时长的集合，第一充电时长集为至少一个轨控所对应的充电工作时长的集合；
根据预设期望轨道状态和第一末轨道状态判断其是否满足预设的约束条件；
若不满足，则在预设取值范围内分别调整所述第一工作时长集和第一充电时长集得到第二工作时长集和第二充电时长集，根据第二工作时长集和第二充电时长集、预设初始轨道状态以及轨道动力学模型重新递推得到第二末轨道状态；
确定出预设期望轨道状态和第二末轨道状态满足预设的约束条件所对应的第二工作时长集和第二充电时长集，从第二工作时长集确定出工作时长以及从第二充电时长集确定出轨控所对应的工作时长和充电时长，根据所述工作时长和充电时长进行轨道控制。
可选地，构建轨道动力学模型之前，还包括：
根据预设轨控次数分别确定出电动泵推进器每次轨控所对应的初始工作时长和初始充电时长，根据电动泵推进器所有次轨控所对应的所述初始工作时长得到第一工作时长，以及根据电动泵推进器所有次轨控所对应的初始充电时长得到第一充电时长集。
可选地，根据预设轨控次数分别确定出电动泵推进器每次轨控所对应的初始工作时长和初始充电时长，包括：
在不大于预设的工作时长范围内确定每次轨控所对应的初始工作时长；
在不小于预设的充电时长范围内确定每次轨控所对应的初始充电时长。
可选地，构建轨道动力学模型，包括：
通过下式表示轨道动力学模型：
Figure BDA0003240108180000031
Figure BDA0003240108180000032
其中，a表示航天器轨道半长轴；e表示航天器轨道的偏心率；v表示航天器相对于大气的飞行速度矢量；μ表示引力常数；ft表示沿当前轨道速度方向的摄动加速度切向分量；θ表示真近角；r表示航天器与地球的距离；fm表示在轨道平面上背离曲率中心的摄动加速度法向分量。
可选地，预设的约束条件，包括：
预设期望轨道的长半轴与末轨道的长半轴之差的绝对值不大于预设第一阈值；
预设期望轨道的偏心率与末轨道的偏心率之差的绝对值不大于预设第二阈值。
可选地，根据所述第一初始轨道状态和第一末轨道状态判断其是否满足预设的约束条件，包括：根据所述第一末轨道状态分别确定末轨道对应的第一长半轴以及第一偏心率；计算第一长半轴与预设期望轨道的长半轴的值之差的第一绝对值，以及第一偏心率的值和预设期望轨道的偏心率之差的第二绝对值；判断所述第一绝对值是否不大于预设第一阈值，第二绝对值是否不大于预设第二阈值。
可选地，从第二工作时长集确定出轨控所对应的工作时长以及从第二充电时长集确定出轨控所对应的充电时长，包括：
根据如下公式确定出工作时长和充电时长：
Figure BDA0003240108180000041
其中，x表示第二充电时长集，x＝[x1,x2,…,xi,…xn]；q表示第二工作时长集，q＝[q1,q2,…,qi,…qn]；f(x,q)表示以第二充电时长集和第二工作时长集为变量的函数；k表示预设权重系数；n表示预设轨控次数；qi表示第二工作时长中第i次轨控所对应的工作时长；xi表示第二充电时长中第i次轨控所对应的充电时长。
第二方面，本申请提供一种计算机设备，该计算机设备，包括：
存储器，用于存储至少一个处理器所执行的指令；
处理器，用于执行存储器中存储的指令执行第一方面所述的方法。
本申请与现有技术相比，至少存在如下有益效果：
本申请实施例所提供的方案中，采用电动泵推进器并将其作为轨控发动机，利用电池充放电的特性，将基于连续推力的转移问题转化为以转移时间和燃料消耗为目标的优化设计问题，为实际航天器应用电动泵推进器进行轨道机动提供参考。
附图说明
图1为本申请实施例所提供的一种基于电动泵发送机的轨道控制方法的流程示意图；
图2为本申请实施例所提供的一种基于电动泵发动机的连续推力转移轨道示意图；
图3为本申请实施例所提供的又一种基于电动泵发动机的连续推力转移轨道示意图；
图4为本申请实施例所提供的一种计算机设备的结构示意图。
具体实施方式
本申请实施例提供的方案中，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本申请保护的范围。
以下结合说明书附图对本申请实施例所提供的一种基于电动泵发送机的轨道控制方法做进一步详细的说明，该方法具体实现方式可以包括以下步骤(方法流程如图1所示)：
步骤101，构建轨道动力学模型，根据预设的第一工作时长集、预设的第一充电时长集、预设初始轨道状态以及轨道动力学模型递推得到第一末轨道状态，其中，所述第一工作时长集为至少一个轨控所对应的初始工作时长的集合，第一充电时长集为至少一个轨控所对应的充电工作时长的集合。
对于传统的连续推力轨道转移问题，发动机工作时间几乎没有限制，轨道设计仅需满足轨道动力学方程，实现燃料最优的发动机工作方式即可。但是，对于电动泵发动机，每次点火后可工作时长受电池容量限制，且点火后还需要无动力滑行一段时间，在此期间对电动泵推进器电池进行充电，直到电池状态SOC达到100％，为下次发动机工作做好准备。参见图2，为本申请实施例提供的一种基于电动泵发动机的连续推力转移轨道示意图。
进一步，在本申请实施例所提供的方案在，在构建轨道动力学模型之前需设置基本参数。作为举例，基本参数为卫星运行在高度为200km的圆轨道上，轨道转移后期望将高度抬升为500km。以空天飞行器X-37B的数据为例进行分析，发动机推力大小为490N，比冲为315.5s，空重3500kg，载荷227kg。
为了实现基于电动泵发动机对航天器进行姿轨控控制，本申请实施例提供的方案将发动机方式的问题转换为电动泵发动机工作时间和充电时间的问题。轨道动力学问题转换为对电动泵发动机工作时间和充电时间优化的问题。为了实现对电动泵发动机工作时间和充电时间优化，在一种可能实现方式中，构建轨道动力学模型之前，还包括：根据预设轨控次数分别确定出电动泵推进器每次轨控所对应的初始工作时长和初始充电时长，根据所述初始工作时长和初始充电时长分别得到第一工作时长集以及第一充电时长集。
在一种可能实现的方式中，根据预设轨控次数分别确定出电动泵推进器每次轨控所对应的初始工作时长和初始充电时长，包括：在不大于预设的工作时长范围内确定每次轨控所对应的初始工作时长；在不小于预设的充电时长范围内确定每次轨控所对应的初始充电时长。
在本申请实施例所提供的方案中，由于电动泵推进器电池容量限制，存在最大推力时长约束topt，即预设的工作时长范围为xi≤topt,i＝1,2,…n。另外，每次点火结束后需要对电池充电，该段时间内航天器处于无动力滑行阶段，考虑到最小充电时长的约束tmaxCharge，则必须满足预设的充电时长范围qi≥tmaxCharge,i＝1,2,…n。
考虑地球扁率的摄动影响，建立轨道递推模型。在实际情况中，轨控发动机比冲及推力恒定且有限，而且频繁调整发动机推力方向不利于任务可靠性的提升，故采用切向速度增量实现轨道机动。第二组轨道摄动方程如下：
Figure BDA0003240108180000061
Figure BDA0003240108180000062
Figure BDA0003240108180000063
Figure BDA0003240108180000064
Figure BDA0003240108180000065
Figure BDA0003240108180000066
其中，a、e、Ω、i、ω和u分别代表轨道半长轴、偏心率、升交点赤经、轨道倾角、近地点辐角和纬度辐角；μ表示地球的引力常数；r表示卫星与地球的距离，v表示航天器相对于大气的飞行速度矢量；ft表示沿当前轨道速度方向的摄动加速度切向分量；fm表示在轨道平面上背离曲率中心的摄动加速度法向分量。
针对圆轨道的高度抬升问题，只需要考虑轨道半长轴和偏心率的状态变化，化简得到的轨道动力学方程如下：
Figure BDA0003240108180000071
Figure BDA0003240108180000072
其中，摄动力fm只于J2项有关。在图2所示的连续推力段，摄动力ftt主要由地球扁率J2摄动和轨控发动机推力这两部分组成；在无动力滑行段，ft只包含与J2摄动相关项。当轨道递推时间达到tcharge+tengine时，迭代终止并输出此时的轨道状态。
进一步，在本申请实施例所提供的方案中，第一工作时长集为至少一个轨控所对应的初始工作时长的集合，第一充电时长集为至少一个轨控所对应的充电工作时长的集合。作为举例，设置航天器轨控次数为三次，则第一充电时长x＝[x1,x2,x2]，其中，x1,x2,x3分别为第一次、第二次和第三次轨控所对应的充电时长，第二工作时长集q＝[q1,q2,q3]，其中，q1,q2,q3为第一次、第二次和第三次轨控所对应的工作时长。
进一步，在得到预设的第一工作时长集、预设的第一充电时长集之后，根据预设的第一工作时长集、预设的第一充电时长集、预设初始轨道状态以及轨道动力学模型得到第一末轨道状态，其中，所述第一工作时长集为至少一个轨控所对应的初始工作时长的集合，第一充电时长集为至少一个轨控所对应的充电工作时长的集合。
步骤102，根据预设期望轨道状态和第一末轨道状态判断其是否满足预设的约束条件。
在一种可能实现方式中，预设的约束条件，包括：预设期望轨道的长半轴与末轨道的长半轴之差的绝对值不大于预设第一阈值；预设期望轨道的偏心率与末轨道的偏心率之差的绝对值不大于预设第二阈值。
进一步，在一种可能实现方式中，根据所述第一初始轨道状态和第一末轨道状态判断其是否满足预设的约束条件，包括：根据所述第一末轨道状态分别确定末轨道对应的第一长半轴以及第一偏心率；计算第一长半轴与预设期望轨道的长半轴的值之差的第一绝对值，以及第一偏心率的值和预设期望轨道的偏心率之差的第二绝对值；判断所述第一绝对值是否不大于预设第一阈值，第二绝对值是否不大于预设第二阈值。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，通过下式表示预设的约束条件：
|af-a0|≤1m,|ef-e0|≤10-6
xi≤topt,qi≥tMaxCharge
其中，a0和af分别表示预设期望轨道和末状态轨道的半长轴，e0和ef分别表示预设期望轨道和末状态轨道的偏心率；最优工作时长topt由电池属性确定，由为电池能量密度和功率密度的比值表示；tMaxcharge可预先给定。作为举例，半长轴和偏心率的偏差设置误差容限：半长轴容限为1米(m)，偏心率容限为10-6。在另外，在本申请实施例所提供的方案中，设置轨控次数n＝3。
步骤103，若预设期望轨道状态和第一末轨道状态不满足，则在预设取值范围内分别调整所述第一工作时长集和第一充电时长集得到第二工作时长集和第二充电时长集，根据第二工作时长集和第二充电时长集、预设初始轨道状态以及轨道动力学模型重新递推得到第二末轨道状态。
在一种可能实现的方式中，从第二工作时长集确定出轨控所对应的工作时长以及从第二充电时长集确定出轨控所对应的充电时长，包括：
根据如下公式确定出工作时长和充电时长：
Figure BDA0003240108180000081
其中，x表示第二充电时长集，x＝[x1,x2,…,xi,…xn]；q表示第二工作时长集，q＝[q1,q2,…,qi,…qn]；f(x,q)表示以第二充电时长集和第二工作时长集为变量的函数；k表示预设权重系数；n表示预设轨控次数；qi表示第二工作时长中第i次轨控所对应的工作时长；xi表示第二充电时长中第i次轨控所对应的充电时长。
具体的，在本申请实施例所提供的方案中，将圆轨道高度抬升问题转换成如下优化模型：
Figure BDA0003240108180000091
步骤104，确定出预设期望轨道状态和第二末轨道状态满足预设的约束条件所对应的第二工作时长集和第二充电时长集，从第二工作时长集确定出工作时长以及从第二充电时长集确定出轨控所对应的工作时长和充电时长，根据所述工作时长和充电时长进行轨道控制。
在本申请实施例所提供的方案中，为求解轨道控制优化问题，作为举例，采用遗传算法-起作用集的组合优化方法进行求解。考虑充电条件的最优连续推力转移轨道如图3所示。两次电动泵推进器工作时长分别为x1＝551.07s，x2＝809.52s，x3＝362.81s；两次电动泵推进器充电时长分别为q1＝1862.58s，q2＝1816.96s，q3＝1816.41s。总的机动时长为1723s，最优转移轨道消耗的燃料为169.23kg，相比霍曼转移节省100.45kg。
进一步，在本申请实施例所提供的方案中，若预设期望轨道状态和第一末轨道状态满足预设的约束条件，则从第一工作时长集中确定出轨控所对应的工作时长集以及从第一充电时长集中确定出轨控所对应的充电时长集，根据所述工作时长集和充电时长集进行轨道控制。
本申请实施例所提供的方案中，采用电动泵推进器并将其作为轨控发动机，利用电池充放电的特性，将基于连续推力的转移问题转化为以转移时间和燃料消耗为目标的优化设计问题，为实际航天器应用电动泵推进器进行轨道机动提供参考。
参见图4，本申请提供一种计算机设备，该计算机设备，包括：
存储器401，用于存储至少一个处理器所执行的指令；
处理器402，用于执行存储器中存储的指令执行图1所述的方法。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、***、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器和光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(***)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (8)

1.一种基于电动泵发动机的轨道控制方法，其特征在于，包括：
构建轨道动力学模型，根据预设的第一工作时长集、预设的第一充电时长集、预设初始轨道状态以及轨道动力学模型递推得到第一末轨道状态，其中，所述第一工作时长集为至少一个轨控所对应的初始工作时长的集合，第一充电时长集为至少一个轨控所对应的充电工作时长的集合；
根据预设期望轨道状态和第一末轨道状态判断其是否满足预设的约束条件；
若不满足，则在预设取值范围内分别调整所述第一工作时长集和第一充电时长集得到第二工作时长集和第二充电时长集，根据第二工作时长集和第二充电时长集、预设初始轨道状态以及轨道动力学模型重新递推得到第二末轨道状态；
确定出预设期望轨道状态和第二末轨道状态满足预设的约束条件所对应的第二工作时长集和第二充电时长集，从第二工作时长集以及第二充电时长集确定出轨控所对应的工作时长和充电时长，根据所述工作时长和充电时长进行轨道控制；
若预设期望轨道状态和第一末轨道状态满足预设的约束条件，则从第一工作时长集中确定出轨控所对应的工作时长集以及从第一充电时长集中确定出轨控所对应的充电时长集，根据所述工作时长集和充电时长集进行轨道控制。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，构建轨道动力学模型之前，还包括：
根据预设轨控次数分别确定出电动泵推进器每次轨控所对应的初始工作时长和初始充电时长，根据电动泵推进器所有次轨控所对应的所述初始工作时长得到第一工作时长，以及根据电动泵推进器所有次轨控所对应的初始充电时长得到第一充电时长集。
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，根据预设轨控次数分别确定出电动泵推进器每次轨控所对应的初始工作时长和初始充电时长，包括：
在不大于预设的工作时长范围内确定每次轨控所对应的初始工作时长；
在不小于预设的充电时长范围内确定每次轨控所对应的初始充电时长。
4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，构建轨道动力学模型，包括：
通过下式表示轨道动力学模型：
Figure FDA0003923401300000021
Figure FDA0003923401300000022
其中，a表示航天器轨道半长轴；e表示航天器轨道的偏心率；v表示航天器相对于大气的飞行速度矢量；μ表示引力常数；ft表示沿当前轨道速度方向的摄动加速度切向分量；θ表示真近角；r表示航天器与地球的距离；fm表示在轨道平面上背离曲率中心的摄动加速度法向分量。
5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，预设的约束条件，包括：
预设期望轨道的长半轴与末轨道的长半轴之差的绝对值不大于预设第一阈值；
预设期望轨道的偏心率与末轨道的偏心率之差的绝对值不大于预设第二阈值。
6.如权利要求5所述的方法，其特征在于，根据预设期望轨道状态和第一末轨道状态判断其是否满足预设的约束条件，包括：
根据所述第一末轨道状态分别确定末轨道对应的第一长半轴以及第一偏心率；
计算第一长半轴与预设期望轨道的长半轴的值之差的第一绝对值，以及第一偏心率的值和预设期望轨道的偏心率之差的第二绝对值；
判断所述第一绝对值是否不大于预设第一阈值，第二绝对值是否不大于预设第二阈值。
7.如权利要求6所述的方法，其特征在于，从第二工作时长集确定出轨控所对应的工作时长以及从第二充电时长集确定出充电时长，包括：
根据如下公式确定出工作时长和充电时长：
Figure FDA0003923401300000031
其中，x表示第二充电时长集，x＝[x1,x2,…,xi,…xn]；q表示第二工作时长集，q＝[q1,q2,…,qi,…qn]；f(x,q)表示以第二充电时长集和第二工作时长集为变量的函数；k表示预设权重系数；n表示预设轨控次数；qi表示第二工作时长中第i次轨控所对应的工作时长；xi表示第二充电时长中第i次轨控所对应的充电时长。
8.一种计算机设备，其特征在于，包括：
存储器，用于存储至少一个处理器所执行的指令；
处理器，用于执行存储器中存储的指令执行如权利要求1～7任一项所述的方法。
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