本发明涉及一种卫星变轨发动机比冲在轨计算方法，用于国内典型的使用双组元化学推进系统进行变轨的地球静止轨道卫星变轨结束后通过在轨飞行数据计算发动机比冲。
背景技术：
目前国内主要地球静止轨道卫星采用双组元推进系统进行转移轨道变轨，之后完成定点捕获并开展业务，一般卫星服务寿命15年。卫星采用变轨发动机进行转移轨道变轨，变轨期间通过姿控推力器进行卫星姿态控制。卫星变轨结束时消耗掉约占初始携带总量80％推进剂，之后变轨发动机不再使用，后续定点捕获及全寿命周期轨道维持及姿态控制通过多台姿控推力器完成，这些姿控推力器消耗掉变轨后剩余推进剂。因此卫星80％推进剂通过变轨发动机消耗，变轨发动机的性能，特别是比冲，直接影响卫星变轨期间推进剂消耗量，一般希望使用比冲高的发动机变轨节省推进剂消耗，在变轨结束后剩余更多的推进剂以增加卫星在轨服务寿命。
卫星使用的变轨发动机均经过地面点火热标测试，通过地面点火测试出推力、比冲、推进剂流量等数据。在卫星设计中将发动机地面测试比冲作为参数依据进行推进剂预算，以满足卫星变轨及服务寿命要求。但是在卫星实际飞行中，目前并未使用某种方法及手段对发动机比冲进行实际在轨计算和校准，在进行推进剂消耗分析时发动机比冲直接采用地面测试数据。
技术实现要素：
本发明的技术解决问题是：提供了一种利用卫星实际飞行参数计算变轨发动机比冲的方法。
本发明的技术解决方案是：一种卫星发动机比冲在轨计算方法，方法实现方式如下：
(1)从卫星变轨飞行贮箱遥测压力变化判断氧燃推进剂流过下舱时刻，得到氧燃推进剂过贮箱中间底重要时间特征参数to和tf，其中to为氧化剂进入下舱时刻与变轨结束时刻的时间差，tf为燃烧剂进入下舱时刻与变轨结束时刻的时间差；
(2)根据时间特征参数to和tf，计算变轨过程中贮箱下舱氧化剂和燃烧剂的消耗量；
(3)根据贮箱下舱装填量和变轨时下舱推进剂消耗量计算出变轨后氧燃剩余推进剂量；
(4)根据推进剂加注量及变轨后剩余量确认该卫星变轨过程推进剂消耗量及变轨推进剂消耗总量mt；
(5)根据卫星起飞重量、变轨速度增量、发动机效率以及上述变轨推进剂消耗总量计算发动机比冲I。
所述的推进剂贮箱具有中间底结构。
步骤(2)中根据氧化剂和燃烧剂标称流量计算变轨过程中贮箱下舱氧化剂和燃烧剂的消耗量。
贮箱下舱装填量考虑贮箱在加压状态下的下舱容积，通过加压状态下的下舱容积乘以推进剂的密度得到。
所述的加压状态为1.5MPa。
本发明与现有技术相比有益效果为：
(1)之前变轨飞控时发动机比冲一般直接用地面测试数据，未见到在轨计算的方法及手段；本发明提供一种变轨发动机比冲在轨计算方法，用于计算卫星变轨实际飞行中发动机比冲，用于与地面测试结果进行比对修正，为卫星后续推进剂进行预算提供依据。
(2)由于该方法在确定卫星变轨推进剂消耗量一项上精度较高，误差不超过0.2％，且在计算过程中不涉及发动机推力及变轨时间，因此最终计算得到比冲比较准确，对于典型国内地球静止轨道通信卫星，一般误差不超过9.8N/kgs。
(3)可以提供发动机在轨飞行比冲与地面测试数据的偏差，进行数据比对及统计，为后续卫星进行推进剂预算及推进剂加注量确定提供依据。。
附图说明
图1为本发明流程图。
具体实施方式
下面具体对本发明做详细介绍，如图1所示，步骤如下：
(1)计算变轨过程推进剂消耗量，所用参数：氧燃推进剂加注量(发射前确定)，氧燃贮箱压力(卫星变轨飞行测量得到)。计算过程如下：
a)从卫星变轨飞行贮箱遥测压力变化判断氧燃推进剂流过下舱时刻，得到氧燃推进剂过贮箱中间底重要时间特征参数to和tf，其中to为氧化剂进入下舱时刻与变轨结束时刻的时间差，该时间差对应氧化剂实际在下舱的变轨点火消耗时间，同理得到tf，为燃烧剂进入下舱时刻与变轨结束时刻的时间差，该时间差对应燃烧剂实际在下舱的变轨点火消耗时间；
b)根据to和氧化剂标称流量算出变轨过程中下舱氧化剂的消耗量mo1，同样根据tf和燃烧剂标称流量算出变轨过程中下舱燃烧剂的消耗量mf1。在此计算过程中使用的是卫星变轨时氧化剂与燃烧剂标称流量，用该流量计算出的下舱推进剂消耗量与实际消耗量偏差：氧化剂不超过±2.1kg，燃烧剂不超过±1.24kg；
c)根据氧燃贮箱下舱装填量和变轨时下舱推进剂消耗量计算出变轨后氧燃剩余推进剂量；
d)卫星加注时氧燃推进剂加注量减去变轨后推进剂的剩余量得到变轨过程中氧燃推进剂的消耗量(mo、mf)及变轨推进剂消耗总量mt＝mo+mf。
(2)计算变轨发动机比冲
计算所用参数：卫星起飞重量M、变轨速度增量△V、发动机效率η，这些参数在卫星飞行前已经确定。变轨推进剂消耗量mt，重力加速度g。利用下面公式
计算得到发动机比冲I。
(3)计算得到发动机在轨飞行与地面测试比冲(卫星设计阶段推进剂预算比冲)差别。
实施例1
1)确认卫星参数特征：
转移轨道变轨速度增量△V＝1808.1m/s，起飞重量5320kg，推进剂加注量3123.4kg，其中氧化剂1942.9kg，燃烧剂1180.5kg。
2)确认推进剂过贮箱中间底时刻
卫星变轨飞行共进行了五次变轨，在第五次变轨中氧燃推进剂分别过各自贮箱中间底。氧箱压力在第五次点火结束前971秒出现0.005MPa跳变，说明氧化剂流过中间底，氧化剂流过中间底与变轨结束时间间隔to＝971s。燃烧剂贮箱压力在距第五次点火结束前791秒出现0.005MPa跳变，说明燃烧剂流过中间底，燃烧剂流过中间底与变轨结束时间间隔tf＝791s。
3)计算下舱推进剂消耗量
氧化剂和燃烧剂流量取变轨发动机标称流量，氧化剂：0.1021kg/s，燃烧剂：0.06185kg/s。氧燃流量乘以下舱点火时间to和tf，得到推进剂下舱消耗量：
氧化剂mo1＝0.1021*971＝99.2kg，
燃烧剂mf1＝0.06185*791＝48.9kg。
4)计算变轨后推进剂剩余量
贮箱结构固定，下舱满液时氧化剂质量按531.7kg计算，燃烧剂质量按321.3kg计算，这样可以确认变轨后推进剂剩余量：
氧化剂mo2＝531.7-99.2＝432.5kg，
燃烧剂mf2＝321.3-48.9＝272.4kg。
5)计算变轨推进剂消耗量
根据推进剂加注量及变轨后剩余量确认该卫星变轨过程推进剂消耗量：
氧化剂mo＝1942.9-432.5＝1510.4kg，
燃烧剂剂mf＝1180.5-272.4＝908.1kg，
变轨消耗推进剂mt＝mo+mf＝2418.5kg。
6)计算变轨发动机比冲
发动机效率取卫星飞行前推进剂预算相同值η＝0.99，根据公式(1)可得，发动机变轨比冲I飞行＝3019.8N/kg.s。
7)与地面测试结果比对
发动机地面热标测试比冲I地面＝2989N/kg.s。根据在轨飞行参数计算的发动机变轨比冲较地面热标测试高出△I＝30.8N/kg.s。本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。