CN104590587A - 基于时间配比的卫星三轴控制力矩解耦的实现方法 - Google Patents

Abstract

基于时间配比的卫星三轴控制力矩解耦的实现方法，属于航天器姿态控制技术领域。为了解决卫星推进器布局存在耦合或推进器故障而无法提供三轴解耦控制力矩的问题。它包括：根据实际推进发动机安装位置，求得各个推进器控制力矩；根据时间配比方法，引入推进器控制力矩的工作时间系数通过获得的各个推进器控制力矩与不同时间系数的组合得到实现控制力矩三轴解耦的所有可行方案；根据确定的可行方案的燃料用于姿态控制的效率，确定三轴正负向控制力矩所采用可行方案的优先级，效率越高，对应可行方案优先级越高；根据实际控制信号和确定的优先级最高的可行方案，确定推进器工作时间向量。用于采用推进器对卫星进行姿态控制。

Description

基于时间配比的卫星三轴控制力矩解耦的实现方法

技术领域

本发明属于航天器姿态控制技术领域。

背景技术

在卫星姿态控制领域，常采用飞轮、磁力矩器、推进器作为卫星姿态控制的执行机构。其中，推进器具有控制力矩大、响应速度快等优点，可作为大型卫星姿态稳定以及小卫星快速机动的执行机构。相比其他两种执行机构，采用推进器进行姿态控制时，卫星姿态控制精度往往较低，而且若推进器布局存在耦合，采用推进器对卫星单轴姿态机动时极易引起其他轴姿态变化，更加降低了卫星姿态控制的精度。因此，实际应用中，大型卫星上常采用推进器进行姿态控制，小卫星往往因为对控制精度要求较高而极少仅使用推进器进行姿态控制。

为实现卫星三轴姿态解耦控制，一般需要配置至少12台推进器。但是，受卫星成本、结构、重量等因素的限制，卫星上往往无法部署足够多的推进器。此外，在卫星实际运行时，推进器故障也是不容忽视的，如何在故障情况下提供解耦的三轴控制力矩也成为姿态控制所必须解决的问题。因此，有必要设计一种适当的方法为推进器布局存在耦合的卫星提供三轴解耦的控制力矩，从而保证卫星的姿态控制精度。合理的推进器布局及力矩解耦方法使得将推进器广泛应用到小卫星姿态快速机动成为可能。

发明内容

本发明的目的是为了解决卫星推进器布局存在耦合或推进器故障而无法提供三轴解耦控制力矩的问题，本发明提供一种基于时间配比的卫星三轴控制力矩解耦的实现方法。

本发明的基于时间配比的卫星三轴控制力矩解耦的实现方法，

所述方法包括如下步骤：

步骤一、根据实际推进发动机安装位置，求得各个推进器的控制力矩T_j，

T_j＝R_j×F_j，R_j为第j个推进器安装位置矢量，F_j为第j个推进器输出推力；

步骤二、根据时间配比方法，引入推进器控制力矩的工作时间系数，并通过步骤一获得的各个推进器的控制力矩与不同时间系数的组合得到能实现控制力矩三轴解耦的所有可行方案：

V＝{A₁,A₂,…,A_l,…}；

A_l＝(α_l1 α_l2 … α_lj …)^T；

$T_L=T{A}_l=\underset{j}{\mathrm{\Σ}}{\mathrm{\α}}_{\mathrm{lj}}{T}_j;$

T＝(T₁ T₂ … T_j…)；

其中，V为实现控制力矩三轴解耦所有可行方案的集合；A_l为第l个可行方案，用各个推进器工作时间向量表示；T_L为第l个可行方案的合力矩，T_L方向应与卫星本体坐标系某一主轴平行，且满足||T_L||＝1；α_lj为可行方案l的第j个推进器的工作时间系数，均为非负值；

步骤三、根据步骤二确定的各个可行方案的燃料用于姿态控制的效率η_l，确定三轴正负向控制力矩所采用可行方案的优先级，效率η_l越高，对应的可行方案优先级越高；

步骤四、根据实际控制信号U_c和步骤三中确定的优先级最高的可行方案，确定推进器工作时间向量。

步骤三中，各个可行方案的燃料用于姿态控制的效率η_l为：

${\mathrm{\η}}_l=\frac{\underset{j}{\mathrm{\Σ}}{\mathrm{\α}}_{\mathrm{lj}}\left|\right|F_j\left|\right|}{\left|\right|T_l\left|\right|}=\underset{j}{\mathrm{\Σ}}{\mathrm{\α}}_{\mathrm{lj}}\left|\right|F_j\left|\right|.$

步骤四中，根据实际控制信号U_c和步骤三中确定的优先级最高的可行方案，确定推进器工作时间向量：

$T_o=\underset{i=x,y,z}{\mathrm{\Σ}}{u}_{\mathrm{ci}}{A}_i=u_{\mathrm{cx}}{A}_x+u_{\mathrm{cy}}{A}_y+u_{\mathrm{cz}}{A}_z$

其中，u_ci为控制信号U_c在卫星本体坐标系下i主轴的分量，A_i为在卫星本体坐标系下i主轴对应正向或负向的优先级最高的可行方案。

本发明的有益效果在于，本发明实现了卫星推进器布局存在耦合情况下为三轴姿态提供解耦控制力矩与控制信号到各发动机工作时间的转化，具有如下优点：

(1)推进器耦合布局下，提出时间系数配比的思想，通过推进器组合实现三轴控制力矩的解耦，使卫星各轴姿态控制互不影响；

(2)可得到任一耦合布局时推进器控制力矩解耦的所有可行方案，方便寻优并降低燃料消耗；

(3)推进器故障时，可寻找到燃耗最优的替补推进器与组合方案而不影响控制精度。

附图说明

图1为具体实施方式一所述的基于时间配比的卫星三轴控制力矩解耦的实现方法的原理示意图。

图2为四姿控推进器倾斜布局结构图。

具体实施方式

结合图1说明本实施方式，本实施方式所述的基于时间配比的卫星三轴控制力矩解耦的实现方法，所述方法包括如下步骤：

步骤一、根据实际推进发动机安装位置，求得各个推进器的控制力矩T_j，

T_j＝R_j×F_j，R_j为第j个推进器安装位置矢量，F_j为第j个推进器输出推力；这些矢量均在本体坐标系下描述。

步骤二、根据时间配比方法，引入推进器控制力矩的工作时间系数，并通过步骤一获得的各个推进器的控制力矩与不同时间系数的组合得到能实现控制力矩三轴解耦的所有可行方案：

V＝{A₁,A₂,…,A_l,…}；

A_l＝(α_l1 α_l2 … α_lj …)^T；

$T_L=T{A}_l=\underset{j}{\mathrm{\Σ}}{\mathrm{\α}}_{\mathrm{lj}}{T}_j;$

T＝(T₁ T₂ … T_j…)；

其中，V为实现控制力矩三轴解耦所有可行方案的集合；A_l为第l个可行方案，用各个推进器工作时间向量表示；T_L为第l个可行方案的合力矩，T_L方向应与卫星本体坐标系某一主轴平行，且满足||T_L||＝1；α_lj为可行方案l的第j个推进器的工作时间系数，均为非负值。

该步骤所述时间配比思想为：由于推进器控制力矩耦合时要实现卫星姿态三轴控制必然满足推进器控制力矩可作为空间向量的基底，因而通过引入时间系数必然可得到卫星各个主轴方向的控制力矩，再对该力矩归一化即可得到各推进器的时间系数。

步骤三、根据步骤二确定的各个可行方案的燃料用于姿态控制的效率η_l，确定三轴正负向控制力矩所采用可行方案的优先级，效率η_l越高，对应的可行方案优先级越高；

${\mathrm{\η}}_l=\frac{\underset{j}{\mathrm{\Σ}}{\mathrm{\α}}_{\mathrm{lj}}\left|\right|F_j\left|\right|}{\left|\right|T_l\left|\right|}=\underset{j}{\mathrm{\Σ}}{\mathrm{\α}}_{\mathrm{lj}}\left|\right|F_j\left|\right|.$

步骤四、根据实际控制信号U_c和步骤三中确定的优先级最高的可行方案，确定推进器工作时间向量：

$T_o=\underset{i=x,y,z}{\mathrm{\Σ}}{u}_{\mathrm{ci}}{A}_i=u_{\mathrm{cx}}{A}_x+u_{\mathrm{cy}}{A}_y+u_{\mathrm{cz}}{A}_z$

其中，u_ci为控制信号U_c在卫星本体坐标系下i主轴的分量，A_i为在卫星本体坐标系下i主轴对应正向(u_ci>0)或负向(u_ci≤0)的优先级最高的可行方案。

x、y和z分别表示卫星本体坐标系下的三轴。

具体实施例：

以卫星常用的四姿控推进器倾斜布局形式为例，如图2，说明所设计方法的合理性，具体过程为：

各推进器安装位置矢量：

R₁＝R₄＝(-0.1 0.1 0)^Tm    R₂＝R₃＝(-0.1 -0.1 0)^Tm

各推进器推力矢量：

F₁＝F₂＝(-5 0 -5)^TN    F₃＝F₄＝(-5 0 5)^TN

可得推进器控制力矩为：

T₁＝(-0.5 -0.5 0.5)^TNm T₂＝(0.5 -0.5 -0.5)^TNm

T₃＝(-0.5 0.5 -0.5)^TNm T₄＝(0.5 0.5 0.5)^TNm

通过推进器组合与时间系数加权可得各轴正负向控制推进器组合：

X轴正向组合“2+4”，X轴负向组合“1+3”；

Y轴正向组合“3+4”，Y轴负向组合“1+2”；

Z轴正向组合“1+4”，Z轴负向组合“2+3”；

所有组合推进器权值之比均为1:1。

则所用方法能寻找到所有可行组合，且仅提供单轴控制力矩。

Claims (3)

1.基于时间配比的卫星三轴控制力矩解耦的实现方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：

步骤一、根据实际推进发动机安装位置，求得各个推进器的控制力矩T_j，

T_j＝R_j×F_j，R_j为第j个推进器安装位置矢量，F_j为第j个推进器输出推力；

步骤二、根据时间配比方法，引入推进器控制力矩的工作时间系数，并通过步骤一获得的各个推进器的控制力矩与不同时间系数的组合得到能实现控制力矩三轴解耦的所有可行方案：

V＝{A₁,A₂,…,A_l,…}；A_l＝(α_l1 α_l2 … α_lj …)^T；

$T_L={\mathrm{TA}}_l=\underset{j}{\mathrm{\Σ}}{\mathrm{\α}}_{\mathrm{lj}}{T}_j;T=\left(\begin{array}{ccccc}{T}_1& T_2& \·\·\·& T_j& \·\·\·\end{array}\right);$

其中，V为实现控制力矩三轴解耦所有可行方案的集合；A_l为第l个可行方案，用各个推进器工作时间向量表示；T_L为第l个可行方案的合力矩，T_L方向应与卫星本体坐标系某一主轴平行，且满足||T_L||＝1；α_lj为可行方案l的第j个推进器的工作时间系数，均为非负值；

步骤三、根据步骤二确定的各个可行方案的燃料用于姿态控制的效率η_l，确定三轴正负向控制力矩所采用可行方案的优先级，效率η_l越高，对应的可行方案优先级越高；

步骤四、根据实际控制信号U_c和步骤三中确定的优先级最高的可行方案，确定推进器工作时间向量。

2.根据权利要求1所述的基于时间配比的卫星三轴控制力矩解耦的实现方法，其特征在于，

步骤三中，各个可行方案的燃料用于姿态控制的效率η_l为：

${\mathrm{\η}}_l=\frac{\underset{j}{\mathrm{\Σ}}{\mathrm{\α}}_{\mathrm{lj}}\left|\right|F_j\left|\right|}{\left|\right|T_l\left|\right|}=\underset{j}{\mathrm{\Σ}}{\mathrm{\α}}_{\mathrm{lj}}\left|\right|F_j\left|\right|.$

3.根据权利要求1或2所述的基于时间配比的卫星三轴控制力矩解耦的实现方法，其特征在于，步骤四中，根据实际控制信号U_c和步骤三中确定的优先级最高的可行方案，确定推进器工作时间向量： $T_o=\underset{i=x,y,z}{\mathrm{\Σ}}{u}_{\mathrm{ci}}{A}_i=u_{\mathrm{cx}}{A}_x+u_{\mathrm{cy}}{A}_y+u_{\mathrm{cz}}{A}_z$

其中，u_ci为控制信号U_c在卫星本体坐标系下i主轴的分量，A_i为在卫星本体坐标系下i主轴对应正向或负向的优先级最高的可行方案。