CN109018442A - 新型低成本卫星三轴姿态分时解耦高复用喷气控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种新型低成本卫星三轴姿态分时解耦高复用喷气控制方法，包括如下步骤：通过对4台推力器进行布局设计，实现在低成本简易配置条件下，卫星具备三轴控制力矩输出能力；建立从三轴指令控制力矩至4台推力器脉冲宽度的力矩分配脉宽调制算法，将指令力矩转化为具体的喷气脉冲；在4台推力器输出三轴控制力矩存在高复用强耦合的条件下，建立分时三轴分时解耦喷气控制算法，实现三轴的解耦控制。本发明通过4台推力器布局设计，建立了从三轴指令控制力矩至4台推力器脉冲宽度的力矩分配脉宽调制算法，提出了分时三轴分时解耦喷气控制算法，实现了三轴控制力矩存在高复用强耦合条件下的三轴的解耦控制，满足了卫星三轴控制力矩输出能力和低成本姿态喷气控制任务需求。
Description
技术领域
本发明涉及空间飞行器动力学与控制技术，具体地，涉及新型低成本卫星三轴姿态分时解耦高复用喷气控制方法。
背景技术
近年来，各类低成本小卫星发展势头迅猛。一般而言，卫星在轨的长期控制选用反作用飞轮、动量轮、磁力矩器等作为执行机构。但是，该类角动量装置由于输出力矩小，控制响应较慢。在入轨初期，需通过快速响应的喷气控制系统快速消除分离角速度并完成太阳捕获，以保证星上能源供给。因此，亟需一种低成本简易配置的喷气控制系统用于卫星的姿态控制。通过简易配置(仅包含4台推力器)喷气控制系统的布局设计，可在保证三轴控制能力的同时，大幅降低卫星内部管路和阀门等配置数量，从而实现压缩成本的目的。此外，还可以增加卫星内部可用空间，减小推力器羽流的影响区域，为卫星任务设计提供更多的布局资源。提出采用4台推力器实现低成本卫星三轴姿态分时解耦高复用喷气控制。4台推力器组成的喷气控制系统具有三轴控制耦合程度高、对同一推力器的复用率高等特点，传统的控制算法设计无法正常输出控制力矩，而使姿态发散。因此，必须设计合适的解耦控制算法，人为实现解耦控制，保证在低成本简易配置条件下，依然能够可靠完成三轴姿态控制任务。
目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。
发明内容
针对低成本小卫星对低成本三轴姿态喷气控制系统的需求，本发明的目的是提供一种新型低成本卫星三轴姿态分时解耦高复用喷气控制方法。
根据本发明提供的一种新型低成本卫星三轴姿态分时解耦高复用喷气控制方法，包括：
步骤1：通过对4台推力器进行布局设计，实现在低成本简易配置条件下，卫星具备三轴控制力矩输出能力；
步骤2：建立从三轴指令控制力矩至4台推力器脉冲宽度的力矩分配脉宽调制算法，将指令力矩转化为具体的喷气脉冲；
步骤3：在4台推力器输出三轴控制力矩存在高复用强耦合的条件下，建立分时三轴分时解耦喷气控制算法，实现三轴的解耦控制；
优选的，所述步骤1中4台推力器根据推力器羽流影响区域最小及对星载光学视场无干涉设计约束，进行高复用喷气控制布局设计，保证卫星具备三轴控制力矩输出能力，给出三轴控制推力器组合和推力器在卫星机械坐标系下的安装位置和安装角；4台 1N推力器在卫星机械坐标系下的安装位置与推力矢量方向如下所示：
其中α、β、γ分别为推力器喷管方向与+X、+Y、+Z轴的方向余弦角。
优选的，所述所述步骤2中，根据三轴控制推力器组合、推力器在卫星机械坐标系下的安装位置和安装角信息以及卫星质心在机械坐标系的位置建立绕卫星三轴的指令力矩和控制力矩平衡方程；
设T+x为绕X轴正向力矩，T-x为绕X轴负向力矩，T+y为绕Y轴正向力矩，T-y为绕Y轴负向力矩，T+z为绕Z轴正向力矩，T-z为绕Z轴负向力矩，FA1、FA2、FA3、FA4为推力器A1～A4的推力矢量，LA1、LA2、LA3、LA4为推力器A1～A4相对卫星质心的位置矢量，则有三轴正反控制力矩如下
由上式可见，三轴控制力矩耦合情况非常严重，例如推力器A1喷气，将同时产生绕-Xb、-Yb的作用力矩，因此必须根据指令控制力矩，逐个进行力矩解算。
①当收到指令力矩时，推力器A4工作，产生绕+Xb的控制力矩，同时将产生绕-Yb的干扰力矩，需通过A2、A3同时工作将其抵消，即
其中，LAi_j表示第i台推力器位置矢量的j向分量。由于A2、A3推力相等，可得
②当收到指令力矩时，推力器A1工作，产生绕-Xb的控制力矩，同时将产生绕-Yb的干扰力矩，需通过A2、A3同时工作抵消，即
由于A2、A3推力相等，可得
③当收到指令力矩时，推力器A2、A3工作，产生绕+Yb的控制力矩，即
由于A2、A3推力相等，可得
④当收到指令力矩时，推力器A1、A4工作，产生绕-Yb的控制力矩，即
由于A1、A4推力相等，可得
⑤当收到指令力矩时，推力器A3、A1、A4工作，A3产生绕+Zb的控制力矩，同时产生绕+Xb、+Yb的干扰力矩，此时需要A1工作抵消绕+Xb的干扰力矩，A1、A4 同时工作抵消绕+Yb的干扰力矩，即
其中，表示推力器A1为抵消+Xb向干扰力矩而产生的推力，表示推力器A1为抵消+Yb向干扰力矩而产生的推力，表示推力器A4为抵消+Yb向干扰力矩而产生的推力，解方程，可得
从而可得
⑥当收到指令力矩时，推力器A2、A1、A4工作，A2产生绕-Zb的控制力矩，同时产生绕-Xb、+Yb的干扰力矩，此时需要A4工作抵消绕-Xb的干扰力矩，A1、A4 同时工作抵消绕+Yb的干扰力矩，即
其中，表示推力器A4为抵消-Xb向干扰力矩而产生的推力，表示推力器A1为抵消+Yb向干扰力矩而产生的推力，表示推力器A4为抵消+Yb向干扰力矩而产生的推力，解方程，可得
从而可得
优选的，所述步骤2中通过角动量等价将每个控制周期的三轴指令控制力矩调制为4台推力器的喷气脉冲宽度。
由于推力器为等推力脉冲喷气工作，因此需要根据指令力矩的大小进行脉冲宽度调制。一个控制周期Ts内，指令控制角动量和实际喷气脉冲控制角动量关系如下
其中，Ton+x、Ton+y、Ton+z分别为绕+Xb、+Yb、+Zb轴控制力矩脉冲宽度，Ton-x、Ton-y、Ton-z分别为绕-Xb、-Yb、-Zb轴控制力矩脉冲宽度。根据上一小节的力矩平衡方程解算结果，同样按照以下6中工况计算脉冲宽度：
①收到指令力矩时，根据角动量守恒原理和(3)式，可得
其中，Ton_A2_x、Ton_A3_x、Ton_A4_x分别表示X向控制对应的A2、A3、A4推力器的喷气脉冲宽度。
②收到指令力矩时，根据角动量守恒原理和(5)式，可得
其中，Ton_A1_x表示X向控制对应的A1推力器的喷气脉冲宽度。
③当收到指令力矩时，根据角动量守恒原理和(7)式，可得
其中，Ton_A2_y、Ton_A3_y分别表示Y向控制对应的A2、A3推力器的喷气脉冲宽度。
④当收到指令力矩时，根据角动量守恒原理和(9)式，可得
其中，Ton_A1_y、Ton_A4_y分别表示Y向控制对应的A1、A4推力器的喷气脉冲宽度。
⑤当收到指令力矩时，根据角动量守恒原理和(12)式，可得
其中，Ton_A1_z、Ton_A3_z、Ton_A4_z分别表示Z向控制对应的A1、A3、A4推力器的喷气脉冲宽度。
⑥当收到指令力矩时，根据角动量守恒原理和(15)式，可得
其中，Ton_A2_z表示Z向控制对应的A2推力器的喷气脉冲宽度。
综合(17)～(22)式，可得4台推力器的喷气脉冲宽度为
根据一个控制周期内允许的推力器脉冲宽度上下限进行限幅，得到
其中，τmax为最大喷气脉冲宽度，一般比控制周期短10ms，τmin为最小喷气脉冲宽度。
优选的，在4台推力器输出三轴控制力矩存在高复用强耦合的条件下，建立分时三轴分时解耦喷气控制算法，实现三轴的解耦控制。
根据(23)和(24)式，当姿态角速度较大的时候，如星箭分离后，可能出现每台推力器均满喷的情况，三轴控制力矩为恒值，可能导致姿态发散，三轴分时解耦喷气控制算法，即通过控制软件设计，以3个控制周期为单轴的控制周期，每3个控制周期完成一次三轴轮回，人为实现三轴解耦，具体过程如下。
①根据当前星上时间t，计算除去3个控制周期整数倍的剩余时间，如下式
式中，tc定义为控制时间，函数floor表示向下取整，如：当t＝100s，则tc＝0.1s。
②根据控制时间进行判断，在每一个控制周期内仅响应单轴的指令力矩解算，判断逻辑如下
其中，Tcmd为实际的指令控制力矩，结合前述2、3步骤即可完成推力脉冲宽度的解算。即每个控制周期Ts内，控制软件完成三轴姿态解算，输出三轴指令力矩，但在将指令力矩转化为真实的控制力矩过程中，只根据当前控制时间tc输出相应轴的控制力矩，并且保证对另外两轴无干扰力矩。从而，人为实现三轴解耦控制，解耦后，单轴的实际控制周期为3Ts。
本发明通过4台推力器布局设计，建立了从三轴指令控制力矩至4台推力器脉冲宽度的力矩分配脉宽调制算法，提出了分时三轴分时解耦喷气控制算法，实现了三轴控制力矩存在高复用强耦合条件下的三轴的解耦控制，满足了卫星三轴控制力矩输出能力和低成本姿态喷气控制任务需求。
图说明
通过阅读参照以下图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为新型低成本高复用卫星姿态三轴分时解耦喷气控制方法的原理示意图。
图2为1N推力器安装位置和安装角几何关系示意图。
图3为分时解耦喷气控制示意图。
图4为应用新型低成本高复用卫星姿态三轴分时解耦喷气控制方法进行卫星速率阻尼控制的仿真曲线。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进，如推力器推力大小变化、推力器安装位置和方位变化、分时控制周期变化、喷气脉冲宽度变化等。这些都属于本发明的保护范围。
本发明提供一种新型低成本卫星三轴姿态分时解耦高复用喷气控制方法。包括：通过对4台推力器进行布局设计，实现在低成本简易配置条件下，卫星具备三轴控制力矩输出能力；建立从三轴指令控制力矩至4台推力器脉冲宽度的力矩分配脉宽调制算法，将指令力矩转化为具体的喷气脉冲；在4台推力器输出三轴控制力矩存在高复用强耦合的条件下，建立分时三轴分时解耦喷气控制算法，实现三轴的解耦控制。
更为具体地，本发明提供的方法的实施内容包括4个部分，分别为：通过对4台推力器进行布局设计，保证卫星具备三轴控制力矩输出能力，给出三轴控制推力器组合和推力器在卫星机械坐标系下的安装位置和安装角；根据三轴控制推力器组合、推力器在卫星机械坐标系下的安装位置和安装角信息以及卫星质心在机械坐标系的位置建立绕卫星三轴的指令力矩和控制力矩平衡方程；通过角动量等价将每个控制周期的三轴指令控制力矩调制为4台推力器的喷气脉冲宽度；在4台推力器输出三轴控制力矩存在高复用强耦合的条件下，建立分时三轴分时解耦喷气控制算法，实现三轴的解耦控制。下面以4台1N推力器构成的喷气控制系统为例，对上述4个部分进行阐述。
本发明提出一种4推力器布局方式安装如图2所示。4台1N推力器在卫星机械坐标系下的安装位置与推力矢量方向如下表所示。其中α、β、γ分别为推力器喷管方向与+X、+Y、+Z轴的方向余弦角。
表1四台1N推力器布局(卫星机械坐标系下)
人为实现三轴解耦控制，解耦后，单轴的实际控制周期为3Ts，该过程的图形化表示见附图3。为了验证本发明提出的喷气控制系统有效性，以星箭分离角速度为[5-5 -5]°/s为初始条件的速率阻尼模式进行了数学仿真，仿真中，三轴转动惯量为100kgm2，仿真结果如图4所示，可见在星箭分离后30s内完成速率阻尼控制，表明本发明提出的新型低成本高复用卫星姿态三轴分时解耦喷气控制方法简单有效。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (5)
1.一种新型低成本卫星三轴姿态分时解耦高复用喷气控制方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1：通过对4台推力器进行布局设计，实现在低成本简易配置条件下，卫星具备三轴控制力矩输出能力；
步骤2：建立从三轴指令控制力矩至4台推力器脉冲宽度的力矩分配脉宽调制算法，将指令力矩转化为具体的喷气脉冲；
步骤3：在4台推力器输出三轴控制力矩存在高复用强耦合的条件下，建立分时三轴分时解耦喷气控制算法，实现三轴的解耦控制。
2.根据权利要求1所述的新型低成本卫星三轴姿态分时解耦高复用喷气控制方法，其特征在于，所述步骤1中4台推力器根据推力器羽流影响区域最小及对星载光学视场无干涉设计约束，进行高复用喷气控制布局设计，保证卫星具备三轴控制力矩输出能力，给出三轴控制推力器组合和推力器在卫星机械坐标系下的安装位置和安装角。
3.根据权利要求1所述的新型低成本卫星三轴姿态分时解耦高复用喷气控制方法，其特征在于，所述步骤2中根据三轴控制推力器组合、推力器在卫星机械坐标系下的安装位置和安装角信息以及卫星质心在机械坐标系的位置建立绕卫星三轴的指令力矩和控制力矩平衡方程；具体的：
设T+x为绕X轴正向力矩，T-x为绕X轴负向力矩，T+y为绕Y轴正向力矩，T-y为绕Y轴负向力矩，T+z为绕Z轴正向力矩，T-z为绕Z轴负向力矩，FA1、FA2、FA3、FA4为推力器A1～A4的推力矢量，LA1、LA2、LA3、LA4为推力器A1～A4相对卫星质心的位置矢量，则有三轴正反控制力矩如下：
根据指令控制力矩，逐个进行力矩解算：
①当收到指令力矩时，推力器A4工作，产生绕+Xb的控制力矩，同时将产生绕-Yb的干扰力矩，需通过A2、A3同时工作将其抵消，即
其中，LAi_j表示第i台推力器位置矢量的j向分量；由于A2、A3推力相等，可得
②当收到指令力矩时，推力器A1工作，产生绕-Xb的控制力矩，同时将产生绕-Yb的干扰力矩，需通过A2、A3同时工作抵消，即
由于A2、A3推力相等，可得
③当收到指令力矩时，推力器A2、A3工作，产生绕+Yb的控制力矩，即
由于A2、A3推力相等，可得
④当收到指令力矩时，推力器A1、A4工作，产生绕-Yb的控制力矩，即
由于A1、A4推力相等，可得
⑤当收到指令力矩时，推力器A3、A1、A4工作，A3产生绕+Zb的控制力矩，同时产生绕+Xb、+Yb的干扰力矩，此时需要A1工作抵消绕+Xb的干扰力矩，A1、A4同时工作抵消绕+Yb的干扰力矩，即
其中，表示推力器A1为抵消+Xb向干扰力矩而产生的推力，表示推力器A1为抵消+Yb向干扰力矩而产生的推力，表示推力器A4为抵消+Yb向干扰力矩而产生的推力，解方程，可得
从而可得
⑥当收到指令力矩时，推力器A2、A1、A4工作，A2产生绕-Zb的控制力矩，同时产生绕-Xb、+Yb的干扰力矩，此时需要A4工作抵消绕-Xb的干扰力矩，A1、A4同时工作抵消绕+Yb的干扰力矩，即
其中，表示推力器A4为抵消-Xb向干扰力矩而产生的推力，表示推力器A1为抵消+Yb向干扰力矩而产生的推力，表示推力器A4为抵消+Yb向干扰力矩而产生的推力，解方程，可得
从而可得
4.根据权利要求1所述的新型低成本卫星三轴姿态分时解耦高复用喷气控制方法，其特征在于，所述步骤2通过角动量等价将每个控制周期的三轴指令控制力矩调制为4台推力器的喷气脉冲宽度；具体的，
由于推力器为等推力脉冲喷气工作，因此需要根据指令力矩的大小进行脉冲宽度调制；一个控制周期Ts内，指令控制角动量和实际喷气脉冲控制角动量关系如下
其中，Ton+x、Ton+y、Ton+z分别为绕+Xb、+Yb、+Zb轴控制力矩脉冲宽度，Ton-x、Ton-y、Ton-z分别为绕-Xb、-Yb、-Zb轴控制力矩脉冲宽度；根据力矩平衡方程解算结果，同样按照以下6中工况计算脉冲宽度：
①当收到指令力矩时，根据角动量守恒原理和(3)式，可得
其中，Ton_A2_x、Ton_A3_x、Ton_A4_x分别表示X向控制对应的A2、A3、A4推力器的喷气脉冲宽度；
②当收到指令力矩时，根据角动量守恒原理和(5)式，可得
其中，Ton_A1_x表示X向控制对应的A1推力器的喷气脉冲宽度；
③当收到指令力矩时，根据角动量守恒原理和(7)式，可得
其中，Ton_A2_y、Ton_A3_y分别表示Y向控制对应的A2、A3推力器的喷气脉冲宽度；
④当收到指令力矩时，根据角动量守恒原理和(9)式，可得
其中，Ton_A1_y、Ton_A4_y分别表示Y向控制对应的A1、A4推力器的喷气脉冲宽度；
⑤当收到指令力矩时，根据角动量守恒原理和(12)式，可得
其中，Ton_A1_z、Ton_A3_z、Ton_A4_z分别表示Z向控制对应的A1、A3、A4推力器的喷气脉冲宽度；
⑥当收到指令力矩时，根据角动量守恒原理和(15)式，可得
其中，Ton_A2_z表示Z向控制对应的A2推力器的喷气脉冲宽度；
综合(17)～(22)式，可得4台推力器的喷气脉冲宽度为
根据一个控制周期内允许的推力器脉冲宽度上下限进行限幅，得到
其中，τmax为最大喷气脉冲宽度，一般比控制周期短10ms，τmin为最小喷气脉冲宽度。
5.根据权利要求1所述的新型低成本卫星三轴姿态分时解耦高复用喷气控制方法，其特征在于，在4台推力器输出三轴控制力矩存在高复用强耦合的条件下，建立分时三轴分时解耦喷气控制算法，实现三轴的解耦控制；
根据(23)式和(24)式，当姿态角速度较大的时候，如星箭分离后，可能出现每台推力器均满喷的情况，三轴控制力矩为恒值，可能导致姿态发散，三轴分时解耦喷气控制算法，即通过控制软件设计，以3个控制周期为单轴的控制周期，每3个控制周期完成一次三轴轮回，人为实现三轴解耦，具体过程如下：
①根据当前星上时间t，计算除去3个控制周期整数倍的剩余时间，如下式
式中，tc定义为控制时间，函数floor表示向下取整，如：当t＝100s，则tc＝0.1s；
②根据控制时间进行判断，在每一个控制周期内仅响应单轴的指令力矩解算，判断逻辑如下
其中，Tcmd为实际的指令控制力矩，结合前述2、3步骤即可完成推力脉冲宽度的解算；即每个控制周期Ts内，控制软件完成三轴姿态解算，输出三轴指令力矩，但在将指令力矩转化为真实的控制力矩过程中，只根据当前控制时间tc输出相应轴的控制力矩，并且保证对另外两轴无干扰力矩；从而，人为实现三轴解耦控制，解耦后，单轴的实际控制周期为3Ts。
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