一种采用斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于航天器姿态控制技术领域，涉及一种利用四个斜装推力器同时进行姿 态和轨道控制的方法。
【背景技术】
[0002] 推力器是航天器姿态控制系统中最常用的执行机构之一，它通过喷气产生控制力 来控制卫星的姿态和轨道。利用推力器控制卫星三轴姿态要求推力器产生6个方向控制力 矩，单个方向控制时如果不对其它方向产生干扰，需形成力偶控制，那么卫星上要安装12个 推力器。利用推力器轨控要求轨控推力器工作时对姿态没有影响，推力合力经过质心。
[0003] 推力器数量多冗余备份多，在控制分配上简单。但是由于推力器安装在卫星不同 位置，推进管路复杂，为舱内其它单机布局造成一定难度，卫星体积和重量大;推力器数量 多导致姿态控制系统(包括单机和软件等)复杂，同时卫星成本升高。
[0004] 随着卫星控制技术水平的提高，越来越要求卫星具备尺寸小，重量轻，成本低，简 单可靠。因此，通过在推力器安装方式以及控制指令分配将推力器数量尽量减少，是目前需 要解决的问题。
【发明内容】
[0005] 本发明所要解决的技术问题是，提供一种采用斜装推力器进行卫星姿态和轨道控 制的方法。
[0006] 为了解决上述问题，本发明提供了一种采用斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制 的方法，所述卫星上包括4个斜装推力器，推力器对称倾斜安装在卫星同一面上，安装方向 与轨控推力方向具有一定夹角，采用上述四斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的方法包 括如下步骤:步骤一、采用脉宽调制的工作方式，根据卫星当前姿态角和姿态角速度计算卫 星需要产生的控制力矩以及方向，并保证一个调制脉宽周期产生控制力矩大于轨控时干扰 力矩，以保证卫星姿态即可以稳定又满足轨控要求;步骤二、根据控制力矩方向将卫星需要 产生的控制力矩分配给每个推力器，让推力器产生控制力矩。
[0007] 可选的，所述夹角小于25度。
[0008] 可选的，所述步骤二中，推力器进行调姿的步骤是在一个控制周期的开始时喷气， 喷气时间结束后关闭推力器，等待下个周期。
[0009] 可选的，所述步骤二中，推力器同时进行调姿和轨控的步骤是根据喷气调姿脉宽 在一个控制周期开始时四个推力器都工作，进行轨控，达到周期后面开始调姿时再关闭相 应推力器，以达到高轨控效率。
[0010]可选的，所述步骤一中，一个调制脉宽周期产生控制力矩大于轨控时干扰力矩的 两倍。
[0011]本发明的优点在于，提出一种推力器控制方式，将推力器数量控制在4个，既可以 满足轨控要求又满足姿态控制的要求，简化卫星设计，节省卫星成本。
【附图说明】
[0012] 图1所示是本发明【具体实施方式】所述卫星上的斜装推力器的安装示意图。
[0013] 图2所示是本发明【具体实施方式】所述推力器安装位置以及角度选择关系示意图。 [0014]图3是本发明【具体实施方式】所述右半平面控制规律的相平面控制示意图。
[0015] 图4是本发明【具体实施方式】所述推力器仅调姿时的工作状态示意图。
[0016] 图5是本发明【具体实施方式】所述推力器同时进行轨控和姿态控制时的工作状态示 意图。
[0017] 图6是本发明【具体实施方式】所述在轨采用推力器轨控期间姿态曲线图。
[0018] 图7是本发明【具体实施方式】所述在轨轨控期间姿态角速度曲线图。
[0019] 图8是本发明【具体实施方式】所述卫星在轨对日姿态控制姿态角曲线图。
[0020] 图9是本发明【具体实施方式】所述卫星在轨对日姿态角速度曲线图。
【具体实施方式】
[0021] 下面结合附图对本发明提供的一种采用斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的 方法的【具体实施方式】做详细说明。
[0022] 附图1所示是卫星上的4个斜装推力器F1-F4的安装示意图，F5-F8是备份推进器， 安装角度与F1-F4完全一致。推力器对称倾斜安装在卫星同一面上，安装方向与轨控推力方 向具有一夹角，所述夹角优选小于25度。该夹角的计算方式是要满足推力器产生的推力无 论在卫星寿命初期还是末期，始终在卫星质心的同侧，并留有一定的余量。考虑安装偏差、 推力矢量偏差和质心偏差等(假设余量5° )，同时保证轨控效率，节省燃料。推力器安装倾斜 角度满足：
[0023] (I)D 2 L/tg(a-5°)，保证推力器矢量在有偏差和质心变化时，推力矢量与+X轴交 点始终在质心一侧；
[0024] (2)cosa 2 〇 · 85，保证轨控效率在85%以上。
[0025]如图2所示是推力器安装位置以及角度选择关系，其中0为卫星的原点，a为推力器 安装角度，即推力器和X轴夹角，L为推力作用点在卫星+Z轴分量，D为卫星质心到卫星+X面 的垂直距离。
[0026] 采用上述四斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的方法首先是采用脉宽调制的 工作方式，根据卫星当前姿态和姿态角速度计算输出卫星需要产生的控制力矩以及方向， 并保证一个调制脉宽周期产生控制力矩大于轨控时干扰力矩，以保证卫星姿态即可以稳定 又满足轨控要求。
[0027] 在每个控制周期中，推力器以固定脉宽工作，根据姿态角和姿态角速度偏差判断 喷气方向和脉宽大小。
[0028] 根据推力器相平面控制方式生成三轴控制器控制指令:开关线关于相平面的原点 中心对称，相平面右半部分为八个区，将推力器喷气脉冲宽度时间固定△ Tmin和△ Tmax，给定 角度阀值为α〇,角度控制线α#Ρα2,给定角速度阀值为ω 〇,角速度控制线ω :和ω 2,斜率ki和 k2。令上次角度偏差值为aLasti，i = X，y，z。
[0029] 以X轴为例，令X轴推力器控制器控制指令为ΔΤ，角度偏差为α，角速度偏差为ω， 为当前姿态和目标姿态之差。如果角度偏差绝对值大于270°，将当前角度偏差转换到-90~ 90°之间，再进行计算。
[0030] 右半平面控制律如下：
[0031] I区
[0032] 条件:a+kito 2 (11且(〇 2 c〇2
[0033] 控制：AT = -ATmax，负喷气
[0034] 记录：aLast = a
[0035] II区
[0036] 条件：a+ki ω 2 (11且(1+1? ω < a〗且 ω 2 ω 丨且 ω < ω 2
[0037] 控制：Δ T = -ATmin,负喷气
[0038] 记录：aLast = a
[0039] III区
[0040] 条件:a+ki ω 2 (11且(1+1^2 ω < a〗且 ω 2 〇且 ω < ω I [0041 ]当a-aLast > α〇
[0042] 控制：Δ T = -ATmin,负喷气
[0043] 记录：aLast = a
[0044] 当 a-aLast<a〇
[0045] 控制：AT = O，不喷气
[0046] 记录:aLast不变
[0047] IV区
[0048] 条件：a+k2W >ci2且 ω >-ω〇且 ω <〇
[0049] 控制：Δ T = -Δ Tmax，负喷气
[0050] 记录：aLast = a
[0051] VI区
[0052] 条件：CiSa1 且α+1?ω <a2且ω >-ω〇且ω <〇
[0053] 当 a-aLast2-a〇
[0054] 控制：Δ T = -ATmin,负喷气
[0055] 记录：aLast = a
[0056] 当 a-aLast<-a〇
[0057] 控制：Δ T = O
[0058] 记录：aLast = a
[0059] VII区
[0060]条件：a+k2 ω > a〗且 ω > 〇且 ω < ω 2
[0061] 控制：Δ T = -Δ Τ·，负喷气
[0062] 记录：aLast = a
[0063] VIII区
[0064] 条件：a+ki〇<-αι
[0065] 控制：Δ T= Δ Tmax，正喷气
[0066] iB3^：aLast = a
[0067] V 区
[0068] 条件:α < (^且 ω >-ω〇且 ω <〇