卫星推力偏心力矩控制装置及方法与流程

本发明涉及航天器控制技术领域，尤其涉及一种卫星推力偏心力矩控制装置及方法。

背景技术：

随着航天技术的发展，各国发射的航天器数量越来越多，造成空间资源越来越紧张。随着航天器编队组网和星座任务的需求越来越多，航天器对推进系统的依赖性越来越高。同时，由于失效航天器越来越多，造成了大量的太空垃圾，给航天任务带来巨大的风险，因此我国规定，从2020年开始，所有发射入轨的航天器都必须带有离轨装置，在寿命末期可以主动离轨。目前的离轨措施主要包括推力系统和离轨帆。离轨帆主要用于轨道高度较低的近地轨道航天器。推进系统可以适用所有航天器，未来将成为航天器的标准配置。

航天器的推进系统主要包括冷气推进、液体推进、固体推进、电推进和太阳帆推进等方式。推进系统主要靠推进剂高速排出产生的冲量为星体提供反推力。为了提高推进效果，降低推力对航天器姿态的影响，需要推力矢量方向过质心，这样推力器仅产生过质心的推力，不会产生绕质心的转动力矩。但是在实际工程中，由于推力器安装位置偏差、安装方向偏差、推力方向矢量偏差等会导致实际推力很难经过质心。同时，由于推进剂的消耗、星体活动部件运动等问题导致星体的质心位置自身也会发生变化。当推力矢量不能过星体质心时，就会产生偏心力矩，对航天器姿态产生影响，需要通过姿态执行器进行抵消。执行器通常包括姿控推力器、飞轮系统或磁力矩器等。由于推进系统的推力大，产生的偏心力矩较大，通过姿控发动机消除推力偏心力矩会消耗大量推进剂，影响卫星寿命。通过飞轮抵消推力偏心力矩，飞轮能够吸收的角动量有限，因此要求推进系统工作的时间不能太长，一旦飞轮转速超过标称转速后推进系统必须停止工作等待飞轮进行角动量卸载，影响系统工作时间和效率。还有一种解决方案是推进系统配置多个推力器，通常为4个，当4个推力器产生总推力不过质心产生偏心力矩时，通过动态规划4个推力器的作用时间来抵消偏心力矩，减小推力偏差的影响。这种方式推力器数量多，会增加系统复杂度，造成成本增加和可靠度下降。

技术实现要素：

为解决上述现有技术中存在的技术问题，本发明提供了一种卫星推力偏心力矩控制装置及方法。具体技术方案如下：

第一方面，提供了一种卫星推力偏心力矩控制装置，所述装置包括：底板、控制器、质量块、第一方向驱动单元、第二方向驱动单元和角速度测量单元；所述控制器、所述质量块、所述第一方向驱动单元和所述第二方向驱动单元设置在所述底板上，且第一方向垂直于第二方向，所述质量块分别与所述第一方向驱动单元和所述第二方向驱动单元连接，用于在所述第一方向驱动单元和/或所述第二方向驱动单元的驱动下沿第一方向和/或第二方向移动；所述第一方向驱动单元、所述第二方向驱动单元和所述角速度测量单元分别与所述控制器连接；所述角速度测量单元，用于测量卫星的角速度参数，并将角速度参数发送给所述控制器；所述控制器，用于根据角速度参数控制所述第一方向驱动单元和/或所述第二方向驱动单元动作。

在一种可能的设计中，所述第一方向驱动单元包括：横梁、第一丝杠和第一电机；所述第一电机设置于所述横梁的一端，所述第一丝杠与所述第一电机的输出轴连接，所述质量块可沿轴向滑移地设置在所述横梁上，所述第一丝杠以螺纹连接方式穿过所述质量块，用于带动所述质量块沿第一方向平移。

在一种可能的设计中，所述横梁上设置有与所述质量块相适配的导轨。

在一种可能的设计中，所述横梁的两端分别设置有第一方向轴承，所述第一丝杠的两端限位于所述第一方向轴承内。

在一种可能的设计中，所述第二方向驱动单元包括：第二丝杠、第二电机、第一限位杆和第二限位杆；所述第一限位杆和所述第二限位杆分别垂直与所述横梁地穿过所述横梁的两端；所述横梁的底面设置有与所述第二丝杠相适配的螺母，所述第二丝杠与所述第二电机连接，并穿过所述螺母，所述第二丝杠转动时，带动所述横梁沿第二方向平移。

在一种可能的设计中，所述第二丝杠的两端设置有第二方向轴承，所述第二丝杠的两端分别限位于所述第二方向轴承内。

在一种可能的设计中，所述第一电机和所述第二电机为步进电机。

在一种可能的设计中，所述角速度测量单元为安装在卫星上的陀螺仪。

第二方面，提供了一种卫星推力偏心力矩控制方法，所述方法包括：

角速度测量单元测量卫星的角速度参数，并将角速度参数发送给控制器；

所述控制器根据所述角速度参数，控制所述第一方向驱动单元和所述第二方向驱动单元带动质量块沿第一方向和/或第二方向移动，调整卫星质心至推力矢量方向上。

在一种可能的设计中，根据下述公式一和公式二，获取质量块在第一方向和第二方向上的调整量：

式中，δy为当前控制周期质量块在第一方向上的调整量；

ωz为当前时刻卫星在第二方向上的角速度；

为当前时刻卫星在第二方向上的角加速度；

az为当前时刻卫星在第二方向上的姿态角偏差；

δz当前控制周期质量块在第二方向上的调整量

ωy为当前时刻卫星在第一方向上的角速度；

为当前时刻卫星在第一方向上的角加速度；

ay为当前时刻卫星在第一方向上的姿态角偏差；

m1为第一方向驱动单元的质量；

m2为质量块的质量；

m0为除去第一方向驱动单元和质量块外卫星平台的其余质量；

p、i、d分别为pid控制参数。

本发明技术方案的主要优点如下：

本发明的卫星推力偏心力矩控制装置及方法，通过角速度测量单元获取卫星的转动的角速度参数，控制器基于角速度控制第一方向驱动单元和第二方向驱动单元，带动质量块移动改变质心位置，以使推力矢量力矩穿过质心，消除偏心力矩，减少推进系统对卫星姿态的影响。此外，通过互相垂直的第一方向驱动单元和第二方向驱动单元带动质量块移动，可以实现质量块在yz平面内的连续运动，结构简单可靠。通过角速度参数确定质量块的移动距离，不需要实时确定质量块的绝对位置，算法结构简单，控制器可靠性高。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明一个实施例提供的卫星推力偏心力矩控制装置结构示意图；

图2为本发明一个实施例提供的卫星推力偏心力矩控制装置中第一方向驱动单元的结构示意图；

图3为本发明一个实施例提供的卫星推力偏心力矩控制装置中第二方向驱动单元的结构示意图；

图4为本发明一个实施例提供的卫星推力偏心力矩控制方法流程图；

图5为本发明一个实施例提供的推力偏差力矩示意图。

附图标记说明：

1-底板、2-控制器、3-质量块、4-第一方向驱动单元、41-横梁、42-第一丝杠、43-第一电机、44-导轨、45-第一方向轴承、5-第二方向驱动单元、51-第二丝杠、52-第二电机、53-第一限位杆、54-第二限位杆、55-第二方向轴承。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明具体实施例及相应的附图对本发明技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，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他实施例，都属于本发明保护的范围。

以下结合附图，详细说明本发明实施例提供的技术方案。

第一方面，本发明实施例提供了一种卫星推力偏心力矩控制装置，如附图1至3所示，该装置包括：底板1、控制器2、质量块3、第一方向驱动单元4、第二方向驱动单元5和角速度测量单元(图中未示出)。控制器2、质量块3、第一方向驱动单元4和第二方向驱动单元5设置在底板1上，且第一方向垂直于第二方向，质量块3分别与第一方向驱动单元4和第二方向驱动单元5连接，用于在第一方向驱动单元4和/或第二方向驱动单元5的驱动下沿第一方向和/或第二方向移动。第一方向驱动单元4、第二方向驱动单元5和角速度测量单元分别与控制器2连接。角速度测量单元，用于测量卫星的角速度参数，并将角速度参数发送给控制器2。控制器2，用于根据角速度参数控制第一方向驱动单元4和/或第二方向驱动单元5动作。

以下对本发明实施例提供的卫星推力偏心力矩控制装置的工作原理进行说明：

使用时，将底板1安装固定在卫星平台上，完成该卫星推力偏心力矩控制装置的安装。推进离轨时，推进器产生的推力矢量推动卫星离轨。若推力矢量不经过质心，则推力产生力矩带动卫星转动。角速度测量单元测量卫星的角速度参数，并将角速度参数发送给控制器2。控制器2根据角速度参数，控制第一方向驱动单元4和第二方向驱动单元5带动质量块3沿第一方向和/或第二方向移动，调整卫星质心至推力矢量方向上。其中，第一方向为附图3所示的y方向，第二方向为附图3所示的z方向。

可见，本发明实施例提供的卫星推力偏心力矩控制装置，通过角速度测量单元获取卫星的转动的角速度参数，控制器2基于角速度控制第一方向驱动单元4和第二方向驱动单元5，带动质量块3移动改变质心位置，以使推力矢量力矩穿过质心，消除偏心力矩，减少推进系统对卫星姿态的影响。此外，通过互相垂直的第一方向驱动单元4和第二方向驱动单元5带动质量块3移动，可以实现质量块3在yz平面(平行于底板1的平面)内的连续运动，结构简单可靠。通过角速度参数确定质量块3的移动距离，不需要实时确定质量块3的绝对位置，算法结构简单，控制器2可靠性高。

其中，为了保证质心调节效果，质量块3应优选密度较大的金属，举例来说，可以选择铜材料，可以获得较大的质量，增加质心调整能力。

本发明实施例中，第一方向驱动单元4和第二方向驱动单元5分别用于带动质量块3沿第一方向和第二方向移动，对于第一方向驱动单元4和第二方向驱动单元5的结构，以下进行示例说明：

可选地，如附图2所示，第一方向驱动单元4包括：横梁41、第一丝杠42和第一电机43；第一电机43设置于横梁41的一端，第一丝杠42与第一电机43的输出轴连接，质量块3可沿轴向滑移地设置在横梁41上，第一丝杠42以螺纹连接方式穿过质量块3，用于带动质量块3沿第一方向平移。

如此设置，第一电机43带动第一丝杠42转动，第一丝杠42与质量块3螺纹连接，将转动转换为平动，质量块3沿横梁41的轴向(即，第一方向，图示y向)平移。

其中，可以在质量块3的内孔中加工内螺纹，或者在质量块3内一体成型与第一丝杠42相适配的y向螺母，实现第一丝杠42与质量块3的螺纹连接。

进一步地，横梁41上设置有与质量块3相适配的导轨44，对质量块3进行限位，确保质量块3不会出现y向以外的运动。

其中，导轨44可以为设置在横梁41顶面上的条形凸起，对应的，质量块3的底面设置有与凸起相适配的凹槽。或者，镜像地，导轨44可以为设置在横梁41顶面的条形凹槽，对应的，质量块3的底面设置有与凹槽相适配的凸起。参见附图2，导轨44的数量可以为两个，以提高导向效果。

可选地，为了使第一丝杠42平稳转动，横梁41的两端分别设置有第一方向轴承45，第一丝杠42的两端限位于第一方向轴承45内。通过设置第一方向轴承45，对第一丝杠42起到支撑作用使其保持在预设高度，且在不影响其转动的前提下限制垂直于轴向的偏移，提高力学性能。

可选地，如附图3所示，第二方向驱动单元5包括：第二丝杠51、第二电机52、第一限位杆53和第二限位杆54；第一限位杆53和第二限位杆54分别垂直与横梁41地穿过横梁41的两端；横梁41的底面设置有与第二丝杠51相适配的螺母，第二丝杠51与第二电机52连接，并穿过螺母，第二丝杠51转动时，带动横梁41沿第二方向平移。

如此设置，第二电机52转动时带动第二丝杠51转动，第二丝杠51与横梁41底面上的螺母配合，将第二丝杠51的转动转换为横梁41沿第二方向的平移(即，图示z方向)，进而带动位于横梁41上方的质量块3沿z向移动。第一限位杆53和第二限位杆54既能对横梁41起到限位作用，保证横梁41仅能第二丝杠51转动时发生平移，又能使横梁41具备较好的力学性能，固定效果较好。

可选地，为了使第一丝杠42平稳转动，第二丝杠51的两端设置有第二方向轴承55，第二丝杠51的两端分别限位于第二方向轴承55内。通过设置第二方向轴承55，对第二丝杠51起到支撑作用使其保持在预设高度，且在不影响其转动的前提下限制垂直于轴向的偏移，提高力学性能。

可选地，本发明实施例中，第一电机43和第二电机52为步进电机。如此设置，通过控制步进电机的脉冲频率，可以对质量块3的移动速度进行控制。优选地，步进电机的步进角可以为15°，最大转速2400步/s，第一丝杠42和第二丝杠51的螺距均5mm，对应的，质量块3位置调节精度为0.0208mm，最大速度为50mm/s。

本发明实施例中，角速度测量单元用于测量卫星的角速度参数，以作为控制器2的输入获取质量块3的调节参数，作为一种示例，角速度测量单元可以为安装在卫星上的陀螺仪。

第二方面，本发明实施例提供了一种卫星推力偏心力矩控制方法，如附图4所示，该方法包括：

角速度测量单元测量卫星的角速度参数，并将角速度参数发送给控制器2。

控制器2根据角速度参数，控制第一方向驱动单元4和第二方向驱动单元5带动质量块3沿第一方向和/或第二方向移动，调整卫星质心至推力矢量方向上。

本发明实施例提供的卫星推力偏心力矩控制方法，通过角速度测量单元获取卫星的转动的角速度参数，控制器2基于角速度控制第一方向驱动单元4和第二方向驱动单元5，带动质量块3移动改变质心位置，以使推力矢量力矩穿过质心，消除偏心力矩，减少推进系统对卫星姿态的影响。此外，通过互相垂直的第一方向驱动单元4和第二方向驱动单元5带动质量块3移动，可以实现质量块3在yz平面内的连续运动，结构简单可靠。通过角速度参数确定质量块3的移动距离，不需要实时确定质量块3的绝对位置，算法结构简单，控制器2可靠性高

对于如何根据角速度参数，获取质量块3的调节参数，以下给出详细说明：

根据下述公式一和公式二，获取质量块3在第一方向和第二方向上的调整量：

式中，δy为当前控制周期质量块3在第一方向上的调整量；

ωz为当前时刻卫星在第二方向上的角速度；

为当前时刻卫星在第二方向上的角加速度；

az为当前时刻卫星在第二方向上的姿态角偏差；

δz当前控制周期质量块3在第二方向上的调整量

ωy为当前时刻卫星在第一方向上的角速度；

为当前时刻卫星在第一方向上的角加速度；

ay为当前时刻卫星在第一方向上的姿态角偏差；

m1为第一方向驱动单元4的质量；

m2为质量块3的质量；

m0为除去第一方向驱动单元4和质量块3外卫星平台的其余质量；

p、i、d分别为pid控制参数。

以下结合具体示例，对本发明实施例提供的卫星推力偏心力矩控制方法进行进一步说明：

卫星推力偏心力矩控制装置可移动部分包括第一方向驱动单元4(质量为m1)和质量块3(质量为m2)，其余部分的质量与卫星平台的质量一起记为m0。系统初始零位为质量块3位于装置的中心位置。假设质量块3在y向移动的距离为δy，质心的改变量为z向移动的距离为δz，那么质心的该变量为优选地：对于质量(m0)为50kg的卫星，质量块3(m2)为1kg，第一方向驱动单元4(m1)为0.5kg，假设质量块3的移动范围为δy、δz均为±0.2m，那么质心的调整范围为±3.9mm和±5.8mm。

卫星推力偏心力矩控制方法如下：如附图5所示，假设卫星推力器安装在-x面，推力作用点为a点，推力为卫星几何中心为o点，卫星质心为g点，推力工作时产生的推力偏心力矩为：

如果通过调整质量块3位置，使得星体质心位于g’时，那么与平行，推力偏心力矩为零。

推力器工作时间时长为t秒，卫星的转动惯量为j，那么产生的角速度为：

以卫星角速度ω作为控制输入，以质量块3的位置调整量作为输出，利用pid控制器2对质量块3进行控制，控制器2结构如下：

式中，δy为当前控制周期质量块3在第一方向上的调整量；

ωz为当前时刻卫星在第二方向上的角速度；

为当前时刻卫星在第二方向上的角加速度；

az为当前时刻卫星在第二方向上的姿态角偏差；

δz当前控制周期质量块3在第二方向上的调整量

ωy为当前时刻卫星在第一方向上的角速度；

为当前时刻卫星在第一方向上的角加速度；

ay为当前时刻卫星在第一方向上的姿态角偏差；

m1为第一方向驱动单元4的质量；

m2为质量块3的质量；

m0为除去第一方向驱动单元4和质量块3外卫星平台的其余质量；

p、i、d分别为pid控制参数。

需要说明的是，在本文中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。此外，本文中“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”均以附图中表示的放置状态为参照。

最后应说明的是：以上实施例仅用于说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。