[0069] 或α+ki ω 2 -(!丨且 ω <- ω 〇
[0070] 或α+ki ω〈(^且 ω >〇
[0071] 控制：Δ T = O [0072]记录：aLast = a-a〇
[0073]图3为描述上述右半平面控制规律的相平面控制示意图。
[0074]控制器参数选取满足：（1)选择最小和最大脉宽，保证喷气一次产生姿态变化满足 控制精度要求，每一个调制周期过程中保证每次调姿产生控制力矩大于轨控时产生干扰， 并优选至少有2倍余量；（2)分区范围满足一次喷气控制的姿态和姿态角速度变化范围在分 区内优选有2倍以上的余量，同时满足控制精度要求，避免在环内振荡。
[0075]接下来，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。
[0076]采用四推力器进行调姿过程中所需不同方向的控制力时工作的推力器不同，由于 四倾斜安装，当一个推力器工作对其他轴有干扰，因此对于不同的控制力可以按照27种不 同方向选择最优的推力器，保证产生干扰力小。且推力器仅调姿和轨控时OFF调姿时也不 同，推力器仅调姿时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，附图4所示是推力器仅调姿时的工作状态示意图；推力器在轨控时根据喷气调姿脉宽 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，附图5所示是推力器同时进行轨控和姿态控制时的工作状态 示意图。
[0077]如何按照27种方式进行指令分配，以保证4个推力器能兼顾各种控制力要求，保证 卫星姿态稳定，同时节省燃料，保证推力器控制时对其他轴干扰小。确定推力器安装位置，4 个推力器产生控制力矩方向如表1所示，推力器仅进行姿态控制时指令分配如表2所示，推 力器同时进行姿态和轨道控制时指令分配如表3所示，其中P Tr为推力器控制器输出的喷气 脉宽时间。
[0078]表1各推力器产生控制力矩方向
[0080]表2推力器仅姿控时指令分配
[0083]注：设，PTr，= I OOOms-PTr (若 Ρτγ> 1000ms，PTr ' = 1500ms) [0084]表3推力器同时进行姿控和轨控时指令分配
[0088] 其中，PTr为控制器给出喷气控制脉宽时间。
[0089] 下面以一高轨卫星为典型实例，结合附图详细说明本发明的优选实施例。
[0090] 所述卫星构型为长方形，卫星与上面级对接面为卫星+X面，为卫星基准面，载荷天 线为卫星+Z面，卫星基准面至质心距离为1055mm。
[0091]推力器安装位置和安装角度如下。
[0092] 推力器采用落压式5N单组元推力器，推力器安装在+X面，推力器布局和安装请参 考图2。根据卫星底板布局选择安装点位置为：
[0094]为了满足轨控效率和推力器矢量始终在质心一侧，安装角度选择25度，推力器产 生控制力方向：
[0097]首先选择推力器控制器参数，根据推力器姿态控制时，姿态控制精度要求2度，角 速度控制精度要求0.2°/s，卫星主转动惯量为(单位:Kg. mm2) 675.2,503.64,894.78,选择 控制器参数为：
[0098] 1)角度控制线 ai = 2.0/57.3rad;
[0099] 2)角度控制线 a2 = 5.0/57.3rad;
[0100] 3)角度阈值 a〇 = 〇.l/57.3rad;
[0101] 4)角速度控制线 ω i = ο · 05/57 · 3rad/s;
[0102] 5)角速度控制线 ω 2 = 〇 · 18/57 · 3rad/s;
[0103] 6)角速速阈值 co〇 = 〇.30/57.3rad/s;
[0104] 7)斜率让1 = 10.0;
[0105] 8)斜率1?=10.0;
[0106] 9)最大喷气脉宽 ATmax=IOOms;
[0107] 10)最小喷气脉宽 ATmin=100ms。
[0108]轨控时按照推力器任意方向安装1度内偏差进行选择参数，推力器OFF关时间脉宽 在一个周期内产生控制力是4个推力器一个周期轨控产生干扰的2倍以上，轨控时对姿态控 制精度要求不高，尽量避免频繁调姿影响轨控效率，轨控时姿态控制参数：
[0109] 1)角度控制线 ai = 4.0/57.3rad;
[0110] 2)角度控制线 a2 = 6.0/57.3rad;
[0111] 3)角度阈值 a0 = 〇.3/57.3rad;
[0112] 4)角速度控制线 ω 1 = 〇 · 25/57 · 3rad/s;
[0113] 5)角速度控制线 co2 = 〇.4/57.3rad/s;
[0114] 6)角速速阈值 ω Q = 〇.3/57.3rad/s;
[0115] 7)斜率 ki = 8.0;
[0116] 8)斜率 k2 = 8.0;
[0117] 9)最大喷气脉宽 Δ Tmax = 600ms;
[0118] 10)最小喷气脉宽 ATmin = 400ms。
[0119]然后选择卫星控制周期为1.0s，每个周期内按照步骤二输出指令脉宽时间和方向 选择推力器工作脉宽，推力器每个控制周期工作方式如图4和图5所示，推力器指令分配如 表2和表3所示，按照表2和表3喷气时间控制相应推力器工作。
[0120]在轨采用推力器对日过程中在轨轨控期间姿态曲线如图6所示，在轨轨控期间姿 态角速度曲线如图7所示。卫星在轨对日姿态控制姿态角曲线如图8所示，卫星在轨对日姿 态角速度曲线如图9所示。从在轨测试结果看，该方法简单可靠，姿态控制精度和轨控效率 通过参数选择可以达到要求精度和轨控效率。该方法简化卫星配置，优化卫星设计，降低卫 星尺寸和重量，节省了卫星成本，同时在控制策略上可以采用较少推力器实现冗余备份，提 高卫星可靠性和寿命。
[0121]以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人 员，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为 本发明的保护范围。
【主权项】
1. 一种采用斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的方法，其特征在于，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。2. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述夹角小于25度。3. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，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。4. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤二中，推力器同时进行调姿和轨 控的具体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。5. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，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。
【专利摘要】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，以保证卫星姿态既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。
【IPC分类】G05D1/08, G05D1/10, B64G1/24
【公开号】CN105620792
【申请号】CN201610081903
【发明人】熊淑杰, 林宝军, 白涛, 刘伟, 朱让剑, 吴宅莲
【申请人】上海微小卫星工程中心
【公开日】2016年6月1日
【申请日】2016年2月5日