本发明总的来说涉及航天器姿态控制技术领域,具体而言涉及一种确定推力器的倾斜角度的方法。
背景技术:
推力器是控制航天器姿态的一种执行机构,其原理是,根据姿轨控计算机的控制指令进行喷气以产生期望的推力冲量,从而实现航天器的轨道控制。在理想情况下,由于推力器在卫星上对称安装,因此卫星在实施轨控时不会对卫星姿态产生干扰,但在工程实际中,由于存在卫星质心偏差、推力器安装位置偏差、推力器推力大小一致性偏差、推力器推力方向偏差等非理想情况,使得在卫星轨控期间会对卫星姿态产生显著的干扰力矩。
对于轨控期间所产生的姿态干扰力矩,由于反作用轮等控制部件的力矩输出较小,因此无法补偿该干扰。传统的一种解决方案是,在保证轨控推力器的基础上,额外地在卫星上安装至少6台推力器以实现6个方向的干扰抑制。尽管这种控制卫星姿态的方法比较简单,但由于推力器数量多,因此导致卫星布局复杂、体积大、重量重、成本高;另一种方案则是,利用推力器斜装,使用4个推力器在完成轨道控制的同时,通过关调制实现卫星姿态控制,此种方法成本低、重量低、布局简单,但此种方法对斜装的推力器的倾斜角度的选取要求较高,如果选取不恰当,会导致推力效率低或者干扰抑制效果差。而传统方法中对于倾斜角度的选取方法考虑不全面,仅考虑了向外倾斜时避免过卫星质心的限制。
为了兼顾推力器的推力效率和轨控期间的姿态干扰抑制效果,需要一种新方法能够计算出斜装推力器的倾斜角度。
技术实现要素:
本发明的任务是提供一种确定推力器的倾斜角度的方法,通过该方法,既可以保证足够的有效推力,又可以保证干扰力矩能够被基本抵消,从而提供高效的推力器工作状态并维持轨控期间的卫星姿态。
根据本发明,该任务通过一种确定推力器的倾斜角度的方法来解决,该方法包括下列步骤:
确定推力器的倾斜方向;
提供干扰力矩关于倾斜角度的公式;
提供控制力矩关于倾斜角度的公式;以及
确定推力器的倾斜角度,使得控制力矩大于干扰力矩。
在本发明的一个优选方案中规定,确定推力器的倾斜方向包括:
对于具有转动机构或柔性机构的卫星,选择推力器向内倾斜方式;或者
对于推力器安装位置靠近质心的情况,若安装位置满足
对于推力器外围有遮挡物的情况,选择推力器向内倾斜方式。
通过该优选方案,可以根据具体场景,灵活地确定倾斜方向,从而更加符合实际需求。
在本发明的另一优选方案中规定,干扰力矩关于倾斜角度的公式为:
tdx=tdy=4×f×sin(θd)×(d+δd)+4×f×cos(θd)×cos(γ)×δd
其中tdx,tdy,tdz为三轴干扰力矩,γ为最终要确定的推力器倾斜角度,f为单个推力器的推力大小,θd为推力器的喷气方向的偏差角度,d为质心到推力器的安装面的垂直距离,δd为质心偏差,kp_fw为转速维持控制增益,δtjz为基准轮的转速维持力矩,l1为两个同边反向倾斜的推力器安装点之间的距离,并且l2为两个同边同向倾斜的推力器的安装点之间的距离。
通过该优选方案,可以较好地确定干扰力矩关于倾斜角度的公式。在此应当指出,在本发明的教导下,其它干扰力矩关于倾斜角度的公式也是可设想的。
在本发明的又一优选方案中规定,控制力矩关于倾斜角度的公式为:
绕x轴向内倾斜的控制力矩为:
绕x轴向外倾斜的控制力矩为:
绕y轴向内倾斜的控制力矩为:
绕y轴向外倾斜的控制力矩为:
其中tcx,tcy,tcz为三轴控制力矩。
通过该优选方案,可以较好地确定控制力矩关于倾斜角度的公式。在此应当指出,在本发明的教导下,其它控制力矩关于倾斜角度的公式也是可设想的。
在本发明的另一优选方案中规定,确定推力器的倾斜角度包括:
计算推力器的倾斜角度的范围,使得:
从所述范围中选择倾斜角度。
通过该优选方案,可以较好地选择倾斜角度。
在本发明的又一优选方案中规定,从所述范围中选择倾斜角度包括:
选择倾斜角度的范围中的最小值作为推力器的倾斜角度。
通过该优选方案,可以保证推力的效率。
在本发明的另一优选方案中规定,该方法还包括步骤:
如果所确定的倾斜角度小于30度,则确定计算所得倾斜角度为最终值,否则重新设计推力器在星上的布局。
通过该优选方案,可以保证倾斜角度的有效性。
附图说明
下面结合附图参考具体实施例来进一步阐述本发明。
图1示出了根据本发明的确定推力器的倾斜角度的方法的流程;以及
图2示出了根据本发明确定的推力器的安装方案。
具体实施方式
应当指出,各附图中的各组件可能为了图解说明而被夸大地示出,而不一定是比例正确的。在各附图中,给相同或功能相同的组件配备了相同的附图标记。
在本发明中,除非特别指出,“布置在…上”、“布置在…上方”以及“布置在…之上”并未排除二者之间存在中间物的情况。此外,“布置在…上或上方”仅仅表示两个部件之间的相对位置关系,而在一定情况下、如在颠倒产品方向后,也可以转换为“布置在…下或下方”,反之亦然。
在本发明中,各实施例仅仅旨在说明本发明的方案,而不应被理解为限制性的。
在本发明中,除非特别指出,量词“一个”、“一”并未排除多个元素的场景。
在此还应当指出,在本发明的实施例中,为清楚、简单起见,可能示出了仅仅一部分部件或组件,但是本领域的普通技术人员能够理解,在本发明的教导下,可根据具体场景需要添加所需的部件或组件。
在此还应当指出,在本发明的范围内,“相同”、“相等”、“等于”等措辞并不意味着二者数值绝对相等,而是允许一定的合理误差,也就是说,所述措辞也涵盖了“基本上相同”、“基本上相等”、“基本上等于”。
另外,本发明的各方法的步骤的编号并未限定所述方法步骤的执行顺序。除非特别指出,各方法步骤可以以不同顺序执行。
图1示出了根据本发明的确定推力器的倾斜角度的方法100的流程。
在步骤102,根据卫星特点及推力器安装环境,确定推力器的倾斜方向:
(1)对于具有转动机构或大面积柔性机构的卫星,在轨质心变化较大,可选用推力器向内倾斜方式。
(2)对于推力器安装位置相对于质心较为靠近的情况,若安装位置满足
(3)对于推力器安装环境较特殊,如推力器需安装在对接环内等推力器外围有遮挡物的情况,可选用推力器向内倾斜方式。
(4)对于不存在上述情况的卫星,可选用推力器向外倾斜的方式。
在步骤104,根据推力器的安装位置,计算轨控期间产生的干扰力矩:
tdx=tdy=4×f×sin(θd)×(d+δd)+4×f×cos(θd)×cos(γ)×δd
在步骤106,根据推力器的安装位置,计算关调制期间的控制力矩:
控制力矩的计算公式例如分为四种情况:绕x轴向内倾斜、绕x轴向外倾斜、绕y轴向内倾斜、绕y轴向外倾斜。
(1)绕x轴向内倾斜的控制力矩为:
(2)绕x轴向外倾斜的控制力矩为:
(3)绕y轴向内倾斜的控制力矩为:
(4)绕y轴向外倾斜的控制力矩为:
在步骤108,基于控制力矩大于干扰力矩原则,计算推力器倾斜角度:
基于控制力矩大于干扰力矩原则,计算出倾斜角度备选范围,考虑推力有效率,选取倾斜角度备选范围中的最小值作为推力器倾斜角度。
在步骤110,同时为了保证推力器的推力效率,判断最终选定的倾斜角度是否大于30度,如果是,则在步骤112,选择该角度为最终倾斜角度,否者在步骤114重新设计斜装推力器在星上的布局。
下面针对具体型号卫星来阐述本发明的方案。四斜装1n推力器安装于卫星-z面对接环内,l1为400mm,l2为400mm,推力器喷气方向偏差角度θd为5度,卫星质心到-z面距离d为565mm,质心偏差δd为5mm。根据本发明技术,通过如下步骤,完成推力器倾斜角度确定。
在步骤102,根据推力器安装环境,确定推力器的倾斜方向:
由于推力器安装于卫星对接环内,所以推力器倾斜方向选择向内倾斜方式。
在步骤104,根据推力器的安装位置,计算轨控期间产生的干扰力矩:
tdx=tdy=0.1987+0.0199×cos(γ)
tdz=0.0986
在步骤106,根据推力器的安装位置,计算关调制能产生的控制力矩:
由于推力器绕x轴向内倾斜,控制力矩为:
tcx=1.1257×sin(γ)+0.3985×cos(γ)-0.0985
tcy=0.3985×cos(γ)-0.0985
tcz=0.3985×sin(γ)-0.0493
在步骤108,基于控制力矩大于干扰力矩原则,计算推力器倾斜角度:
最终选定推力器的倾斜角度为22°。
图2示出了根据本发明确定的推力器的安装方案。
如图2所示,根据本发明安装的推力器1-4具有相应的倾斜角度γ。由此,既可以保证足够的有效推力,又可以保证干扰力矩能够被基本抵消,从而提供高效的推力器工作状态并维持轨控期间的卫星姿态。
虽然本发明的一些实施方式已经在本申请文件中予以了描述,但是本领域技术人员能够理解,这些实施方式仅仅是作为示例示出的。本领域技术人员在本发明的教导下可以想到众多的变型方案、替代方案和改进方案而不超出本发明的范围。所附权利要求书旨在限定本发明的范围,并藉此涵盖这些权利要求本身及其等同变换的范围内的方法和结构。