CN102649481B - 一种基于双力矩四棱锥的8推力器布局设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种基于双力矩四棱锥的8推力器布局设计方法，包括步骤：步骤A：确定力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向；步骤B：以单力矩四棱锥方案为基线，确定基于力矩四棱锥的卫星4个推力器的布局方案；步骤C：确定双力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向；步骤D：根据所述基于力矩四棱锥的卫星4个推力器的布局方案、以及所述双力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向，确定满足姿控备份功能及部分轨控功能的8推力器配置与布局设计方案。在不削减使用功能的前提下，进一步精简目前工程上最简12个推力器的布局设计方案，完成卫星三轴姿态控制功能，同时有备份，即任一路推力器故障，仍能满足三轴姿态控制使用功能。

Description

一种基于双力矩四棱锥的8推力器布局设计方法
技术领域
本发明涉及航天飞行器姿态与轨道控制领域，尤其为一种满足姿控备份要求的8推力器配置与布局设计方法，具体地为一种基于双力矩四棱锥的8推力器布局设计方法。
背景技术
推力器作为卫星姿态控制系统的重要部件，一般多个共同配合，通过喷出工质对卫星的反作用力和力矩，完成卫星入轨星箭分离后姿态阻尼、姿态控制、飞轮卸载、轨道保持、轨道机动等功能。
现有的航天器大多设计为一次性使用，为保证使用寿命，通常采用冗余设计。另一方面由于成本和重量限制，备份又不能太多。推力器的选型与配置，在考虑满足使用功能的基础上，也有适当的备份。
工程上通常基于单个推力器产生力矩沿卫星三个本体轴，考虑X、Y、Z轴的正负向，如图1所示：
各推力器独立工作，最简配置需要6个推力器，如图2所示。
表1  姿控推力器功能表
  轴向   执行推力器   备份
  +X   F1   无
  -X   F2   无
  +Y   F3   无
  -Y   F4   无
  +Z   F5   无
  -Z   F6   无
目前在轨卫星推力器组合布局方式主要有如下几种：
1)某实践系列卫星采用6个推力器，可完成三轴姿态控制，其中任一推力器故障，将无法满足全姿态控制功能，系统将失效。此为目前在轨卫星最简配置。如图2。
2)某遥感卫星采用12个推力器，分为A、B两组，任一组均可完成三轴姿态控制，为双备份系统。如图3。
3)某遥感卫星采用16个单组元推力器，均布于卫星底板，第9、10、11、12、13、14、15、16号单组元推力器为正装垂直于底面，第1、2、3、4、5、6、7、8号单组推力器为斜装25°(与底面夹角)，分主、备两套推力器，完成三轴姿态控制，为双备份系统。如图4。
4)某风云系列卫星采用24个单组元推力器，完成姿态控制功能双备份及部分轨道控制功能。姿轨控推力器独立工作。如图5。
通过分析以上及其他在轨卫星的推力器布局设计，可得出以下结论：
目前在轨卫星通常以单推力器完成一个轴的姿控，备份通常采用两套完全一样的推力器布局；无备份最简为6个，双备份最简12个，考虑姿轨控独立及地面布置等约束，存在16个以上的方案，推力器个数较多，较复杂；姿轨控共用比姿轨控独立控制省推力器，且较成熟。
现有卫星推力器布局设计存在优化的空间。在削减推力器个数的情况下，保证三轴姿态控制双备份的使用功能。
发明内容
本发明为了探究一种最简布局方法，在不削减使用功能的前提下，进一步精简目前工程上最简12个推力器的布局设计方案，完成卫星三轴姿态控制功能，同时有备份，即任一路推力器故障，仍能满足三轴姿态控制使用功能。
根据本发明的一个方面，提供一种基于双力矩四棱锥的8推力器布局设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤A：确定力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向；
步骤B：以单力矩四棱锥方案为基线，确定基于力矩四棱锥的卫星4个推力器的布局方案；
步骤C：确定双力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向；
步骤D：根据所述基于力矩四棱锥的卫星4个推力器的布局方案、以及所述双力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向，确定满足姿控备份功能及部分轨控功能的8推力器配置与布局设计方案。
优选地，在所述步骤A中，具体地：力矩四棱锥中，定义T1、T2、T3、T4代表力矩矢量，一般形式的四个矢量构成空间四棱锥，即空间任一矢量可由四棱锥的3个矢量合成得到。见图7。
优选地，T1-T2构成的面与T3-T4构成的面相垂直，四力矩相等时，T1-T2连线、T3-T4连线沿卫星本体轴。
优选地，在所述步骤B中，具体地：根据所述力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向，确定每个推力器在卫星表面的指向，得出推力方向沿主轴的4个推力器在卫星表面的布局配置的典型方案。
优选地，所述典型方案包括单边式、双边式、对角式、非对称式。
优选地，在保证力矩方向同时，通过小角度斜装避开实际布局羽流影响。
优选地，在所述步骤C中，具体地：双力矩四棱锥中，定义T1a、T2a、T3a、T4a、T1b、T2b、T3b、T4b代表力矩矢量，a组和b组的4个推力器均满足所述步骤A中要求的力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向，其中T1a-T2a构成的面与T3b-T4b构成的面不共面。
优选地，T1a-T2a构成的面与T3b-T4b构成的面相垂直。见图11。
优选地，在所述步骤D中，具体地：根据所述基于力矩四棱锥的卫星4个推力器的布局方案、以及所述双力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向，通过两两组合，得到8个推力器的布局方案(单面式1、单面式2、体对称式)。
优选地，在保证力矩方向同时，通过小角度斜装避开实际布局羽流影响。
附图说明
图1为卫星本体系下各轴力矩方向示意图；
图2为在轨卫星推力器安装布局1(图中坐标系为卫星本体坐标系)；
图3为在轨卫星推力器安装布局2(图中坐标系为卫星本体坐标系)；
图4为在轨卫星推力器安装布局3(底板)；
图5为在轨卫星推力器安装布局4(底板)；
图6为力矩四棱锥各力矩方向示意图；
图7为基于力矩四棱锥的推力器布局方案1(单边式)；
图8为基于力矩四棱锥的4推力器布局方案2(双边式)；
图9为基于力矩四棱锥的4推力器布局方案3(对角式)；
图10为基于力矩四棱锥的4推力器布局方案3(非对称式)；
图11为双力矩四棱锥各力矩方向示意图；
图12为基于双力矩四棱锥的8推力器布局方案1(单面式1)；
图13为基于双力矩四棱锥的8推力器布局方案2(单面式2)；
图14为基于双力矩四棱锥的8推力器布局方案3(体对称式)。
具体实施方式
1)4个推力器的力矩四棱锥布局方法
本发明基于力矩四棱锥的组合原理为设计基线，既理论上通过4个推力器，完成三个轴姿态控制，此时对任一轴控制，需通过推力器组合工作的方式，如图6所示：
根据图6中每个推力器的力矩方向，每一个控制指令力矩Tc，都可以通过这4个中的3个组合实现，四个推力器将空间分成四个区，期望力矩Tc落在哪个区，就可以由相应3个推力器产生。
工程上推力器推力都是恒定的，对推力大小的调整由每个推力器工作时间来控制(脉冲宽度×脉冲次数)。
图7示意了力矩四棱锥(T1、T2、T3、T4)在卫星本体坐标系的投影，质心-T1-T2平面与质心-T3-T4平面相垂直，T1、T2、T3、T4任三个矢量不共面，根据力矩要求，产生力矩T的推力器F的布局方式有很多种，图7至图10列出四种推力器沿坐标轴的布局方式，分别为单边式、双边式、对角式、非对称式：
对于图7至图10中示出的四种推力器布局方案，推力器组合使用功能表是一样的：
表2  姿控推力器功能表
  轴向   执行推力器   备份
  +X   F2、F3、F4   无
  -X   F1、F3、F4   无
  +Y   F1、F2、F4   无
  -Y   F1、F1、F3   无
  +Z   F3、F4   无
  -Z   F1、F2   无
2)基于双力矩四棱锥布局方法的8推力器布局设计
基于4个推力器的力矩四棱锥推力器布局原理，通过将两个力矩四棱锥组合，可得到8推力器布局设计方案，力矩空间指向如图11所示：
图1双力矩四棱锥各力矩方向示意图
相应的8推力器布局方案，可由单边式、双边式、对角式、非对称式两两组合生成，其中典型实用的三种方案如图12至图14所示：
图12至图14示出的三种(单面式1、单面式2、体对称式)8推力器布局方式，其推力器功能表如表3所示，可见其每个轴姿控都有三种组合，主份工作模式均为双推力器工作，形成力偶，备份方式为4个推力器组合模式，通过管路区分a组和b组推力器。
表3  姿控推力器功能表
三种布局方式各具特点如下表：
表4  双力矩四棱锥的三种布局方式对比
  项目   单面式1   单面式2   体对称式
  三轴姿控功能   满足   满足   满足
  三轴姿控备份   有备份   有备份   有备份
  安装布局   仅占用一个面   仅占用一个面   占用四个体对角
  轨控功能   无   单方向   四方向
可见，单面式1、单面式2适合推力器组模块化一体化设计理念，最多能提供1个方向的轨控，体对称式适合有较高轨控要求的方案选用。三个方案都具备三轴姿控备份功能。
通过双四棱锥8推力器布局设计方法，除单面式1、单面式2、体对称式三种外，也可有多种组合方式，在此不予赘述。

Claims (6)

1.一种基于双力矩四棱锥的8推力器布局设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤A：确定力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向；
步骤B：以单力矩四棱锥方案为基线，确定基于力矩四棱锥的卫星4个推力器的布局方案；
步骤C：确定双力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向；
步骤D：根据所述基于力矩四棱锥的卫星4个推力器的布局方案、以及所述双力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向，确定满足姿控备份功能及部分轨控功能的8推力器配置与布局设计方案；
在所述步骤A中，具体地：力矩四棱锥中，定义T1、T2、T3、T4代表力矩矢量，一般形式的四个矢量构成空间四棱锥，即空间任一矢量可由四棱锥的3个矢量合成得到；
T1-T2构成的面与T3-T4构成的面相垂直，四力矩相等时，T1-T2连线、T3-T4连线沿卫星本体轴；
在所述步骤B中，具体地：根据所述力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向，确定每个推力器在卫星表面的指向，得出推力方向沿主轴的4个推力器在卫星表面的布局配置的典型方案；
所述典型方案包括双边式、对角式、非对称式。
2.根据权利要求1所述的基于双力矩四棱锥的8推力器布局设计方法，其特征在于，在保证力矩方向同时，通过小角度斜装避开实际布局羽流影响。
3.根据权利要求1所述的基于双力矩四棱锥的8推力器布局设计方法，其特征在于，在所述步骤C中，具体地：双力矩四棱锥中，定义T1a、T2a、T3a、T4a、T1b、T2b、T3b、T4b代表力矩矢量，a组和b组的4个推力器均满足所述步骤A中要求的力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向，其中T1a-T2a构成的面与T3b-T4b构成的面不共面。
4.根据权利要求3所述的基于双力矩四棱锥的8推力器布局设计方法，其特征在于，T1a-T2a构成的面与T3b-T4b构成的面相垂直。
5.根据权利要求1所述的基于双力矩四棱锥的8推力器布局设计方法，其特征在于，在所述步骤D中，具体地：根据所述基于力矩四棱锥的卫星4个推力器的布局方案、以及所述双力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向，通过两两组合，得到8个推力器的布局方案。
6.根据权利要求5所述的基于双力矩四棱锥的8推力器布局设计方法，其特征在于，在保证力矩方向同时，通过小角度斜装避开实际布局羽流影响。
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