[發明專利]一種8推力器實現完全冗余的衛星三軸姿態控制方法

在審

• 申請號: 201710018556.7
• 申請日: 2017-01-10
• 公開（公告）號: CN106774371A
• 公開（公告）日: 2017-05-31
• 發明（設計）人: 杜寧;尹海寧;孫錦花;王世耀;季誠勝
• 申請（專利權）人: 上海航天控制技術研究所
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;B64G1/24
• 代理公司: 上海信好專利代理事務所(普通合伙)31249
• 代理人: 朱成之,周乃鑫

技術領域

本發明涉及衛星姿態控制方法，特別涉及一種8推力器實現完全冗余的衛星三軸姿態控制方法。

背景技術

推力器作為衛星姿態控制系統的重要部件，一般多個共同配合，通過噴出工質對衛星的反作用力和力矩，完成衛星入軌星箭分離后姿態阻尼、姿態控制、飛輪卸載、軌道保持、軌道機動等功能。

目前在軌衛星通常以單推力器完成一個軸的姿控，備份通常采用兩套完全一樣的推力器布局；無備份最簡為6個，雙備份最簡12個，考慮姿軌控獨立及地面布置等約束，常用16個以上推力器的布局設計方案。上述推力器布局設計方式控制算法簡單，但要求推力器個數較多，推進系統管路設計和結構設計較復雜，系統重量大。

發明內容

本發明的目的是提供一種8推力器實現完全冗余的衛星三軸姿態控制方法，使在任意一組組推力器存在異常時，可切換至另一組推力器，僅通過4個推力器實現衛星三軸姿態控制。

為了實現以上目的，本發明是通過以下技術方案實現的：

一種8推力器實現完全冗余的衛星三軸姿態控制方法，其特點是，包含如下步驟：

S1，將8推力器分成A組推力器、B組推力器，所述的A組推力器包含第A1～A4共4個推力器；所述的B組推力器包含第B1～B4共4個推力器；

S2，根據噴氣控制算法，得到滾動軸、俯仰軸和偏航軸所需標稱的正負噴氣脈寬；

S3，針對A組推力器，將各軸正負噴氣脈寬對應至各推力器所需脈寬，將每個推力器在各軸噴氣分量疊加，對A組推力器各個推力器脈寬最大值進行等比例限幅；

S4，針對B組推力器，將各軸正負噴氣脈寬對應至各推力器所需脈寬，將每個推力器在各軸噴氣分量疊加，對B組推力器各個推力器脈寬最大值進行等比例限幅。

所述的步驟S1中：

當A組推力器和B組推力器正常工作時，所述的第A1推力器用于滾動軸正向推進，所述的第B1推力器用于滾動軸負向推進，所述的第A2推力器用于俯仰軸正向推進，所述的第B2推力器用于俯仰軸負向推進，所述的第A3、B3推力器用于偏航軸正向推進，所述的第A4、B4推力器用于偏航軸負向推進。

所述的步驟S1中：

當只有A組推力器工作時，所述的第A1推力器用于滾動軸正向推進，所述的第A2、A3、A4推力器用于滾動軸負向推進，所述的第A2推力器用于俯仰軸正向推進，所述的第A1、A3、A4推力器用于俯仰軸負向推進，所述的第A1、A2、A3推力器用于偏航軸正向推進，所述的第A1、A2、A4推力器用于偏航軸負向推進。

所述的步驟S1中：

當只有B組推力器工作時，所述的第B2、B3、B4推力器用于滾動軸正向推進，所述的第B1推力器用于滾動軸負向推進，所述的第B1、B3、B4推力器用于俯仰軸正向推進，所述的第B2推力器用于俯仰軸負向推進，所述的第B1、B2、B3推力器用于偏航軸正向推進，所述的第B1、B2、B4推力器用于偏航軸負向推進。

本發明與現有技術相比，具有以下優點：

本發明僅通過4個推力器實現衛星三個軸姿態控制，即僅通過8個推力器實現衛星姿態的完全冗余控制。本發明給出了具體的各推力器噴氣寬度計算方法，并以矩陣形式清晰表達了各推力器輸出脈寬和標稱脈寬的對應關系，工程實現簡便。

附圖說明

圖1為本發明一種的推力器布局圖；

圖2為本發明一種的推力器布局圖

圖3為本發明斜開關線控制算法圖。

具體實施方式

以下結合附圖，通過詳細說明一個較佳的具體實施例，對本發明做進一步闡述。

一種8推力器實現完全冗余的衛星三軸姿態控制方法，包含如下步驟：

S1，將8推力器分成A組推力器、B組推力器，所述的A組推力器包含第A1～A4共4個推力器；所述的B組推力器包含第B1～B4共4個推力器；(各個推力器的角度布局參見圖1-2)

S2，根據斜開關線的噴氣控制算法，得到滾動軸、俯仰軸和偏航軸所需標稱的正負噴氣脈寬；

斜開關控制算法數學描述如下：

其中T_on1～T_on3表示斜開關線控制算法各分區對應的噴氣脈寬指令；X₁～X₃表示各條開關線的橫截距，Xpa～Xpc表示各開關線的縱截距；Y₁表示星體角速度限幅值，ω表示星體角速度，sω表示星體姿態，τ表示開關線斜率；