CN110329543B - 一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法 - Google Patents

Abstract

一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，可以将矢量调节机构遥测角度快速转换成航天器机械坐标系下的推力器出口中心点坐标和推力矢量方向余弦参数，通过多次的坐标系转换，将基础的推力器出口坐标系经过每次坐标变换只涉及一次坐标轴的转动，最终转化为航天器机械坐标系，同时对首次选取的模型参数点，提出了在不同坐标系中的不同转换方法，将理想状态下的推力器本体系下的推力作用点坐标和推力方向余弦代入坐标转换公式中，计算简便，方法流程清晰。

Description

一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法

技术领域

本发明涉及一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，属于航天器在轨应用技术领域。

背景技术

航天器上装载推力矢量调节机构，通过控制推力矢量调节机构转动轴的转动角度来调节推力器推力的作用点和作用方向与于航天器本体的相对位置关系，从而达到控制航天器姿态或轨道的目的。推力矢量调节机构输出的遥测角度信号是在推力矢量调节机构本体坐标系下进行定义，通过遥测角度并不能直接指示推力的作用点和作用方向与航天器本体的相对位置关系。航天器在进行姿轨控过程中需要用到的工程参数是在航天器机械坐标系下的推力器出口中心点坐标和推力矢量方向余弦参数，但是这些参数在选取参数模型点时，直接代入推力系坐标系计算过程过于复杂，直接进行坐标系变化，变换过程过于复杂，计算方法难以实现，进而难以完成对航天器的地面遥控指令控制。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对目前现有技术中，通过单一的基础坐标系推力器出口坐标系难以直接计算所选参数模型点在航天器机械系中的转换坐标的问题，为了获得推力矢量调节机构遥测角度与航天器机械坐标系下的推力器出口中心点坐标和推力矢量方向余弦参数之间的函数关系，方便实现地面对航天器的姿态与轨道控制，提出了一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，用于航天器的地面遥控控制。

本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：

一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，步骤如下：

(1)建立推力器出口坐标系I₁，根据推力器于矢量调节结构上的安装位置对该坐标系进行转换，获取转换后的推力矢量调节上旋坐标系I₂；

(2)根据矢量调节结构所需转动角度对步骤(1)所得推力矢量调节上旋坐标系I₂进行转换，获取转换后的推力矢量调节底板坐标系I₃；

(3)根据矢量调节机构在航天器机械坐标系下的相对位置对步骤(2)所得推力矢量调节底板坐标系I₃进行转换，获取转换后的航天器机械坐标系I₄；

(4)于推力器出口坐标系I₁中选取待转换推力矢量作用点坐标和推力矢量方向向量，并分别计算以该待转换推力矢量作用点坐标作为待转换模型参数点的于推力矢量调节上旋坐标系I₂、推力矢量调节底板坐标系I₃、航天器机械坐标系I₄中的坐标转换关系式，并获取航天器本体系下所选待转换点的推力矢量作用位置和方向，当地面遥控航天器进行姿态控制或轨道控制时，根据所选待转换点的推力矢量作用位置和方向的关系式计算可得推力矢量调节机构应转动的角度并生成地面遥控指令。

所述步骤(1)中，推力器出口坐标系I₁定义如下：

以推力器前端面中心点O₁为原点；通过原点O₁且指向推力器安装基准点R方向为X₁轴；通过原点O₁，垂直于离子推力器前端面方向为Z₁轴；通过原点O₁，根据X₁轴、Z₁轴及右手定则确定Y₁轴。

所述步骤(1)中，根据推力器出口坐标系I₁获取推力矢量调节上旋坐标系I₂的方法为：

以推力器出口坐标系I₁为基础，绕Z₁轴正方向旋转α度，再将旋转后的坐标系原点平移至O₂点，得到所述推力矢量调节上旋坐标系I₂如下：

以离子推力器驱动板基准镜中心点O₂为原点；通过原点O₂且平行于推力器上旋转轴中心轴线方向为Y₂轴；通过原点O₂，垂直于推力器驱动板且正方向与推力矢量调节机构驱动板法向一致的方向为Z₂轴；通过原点O₁，根据Y₂轴、Z₂轴及右手定则确定X₂轴。

所述步骤(2)中，根据推力矢量调节上旋坐标系I₂获取推力矢量调节机构底板坐标系I₃的方法为：

以推力矢量调节上旋坐标系I₂为基础，将坐标系原点平移至上旋转轴中心，使坐标系I₂绕Y₂轴正方向旋转η度，再将旋转后的坐标系原点沿-Z₂轴平移至下旋转轴中心，并绕Z₂轴正方向旋转90°，旋转后坐标系沿Y₂轴负方向旋转ξ度，同时将此时坐标系远点平移至O₃点，得到所述推力矢量调节机构底板坐标系I₃如下：

以推力矢量调节机构底板下表面中心点O₃为原点；通过原点O₃与推力矢量调节机构底板侧边平行方向为X₃轴；通过原点O₃且垂直于推力矢量调节机构底板侧面方向为Y₃轴；通过原点O₃，根据Y₃轴、X₃轴及右手定则确定Z₃轴。

所述步骤(3)中，根据推力矢量调节机构底板坐标系I₃获取航天器机械坐标系I₄的方法为：

以推力矢量调节机构底板坐标系I₃为基础，将坐标系绕Z₃轴正方向顺时针旋转180°，然后再将旋转后的坐标系远点平移至O₄点，得到所述航天器机械坐标系I₄如下：

以航天器的下端框与运载火箭机械分离面内航天器机械接口上3个销钉所组成的理论圆的圆心O₄为原点；通过原点O₄与航天器东板法线平行方向为X₄轴；通过原点O₄，选取航天器于地面垂直停放和发射时垂直于航天器与运载火箭的连接分离面的方向为Z₄轴；通过原点O₄，根据Z₄轴、X₄轴及右手定则确定Y₄轴。

所述步骤(4)中，选取待转换模型参数点

则在推力矢量调节上旋坐标系I₂中，第一转换点坐标计算方法为：

式中，α为O₂X₂轴沿O₁Z₁轴投影至O₁X₁Y₁平面后与O₁X₁轴沿O₁Z₁轴正方向的夹角，(a,b,c)为离子推力器驱动板基准镜中心点坐标。

所述步骤(4)中，第一转换点在推力矢量调节底板坐标系I₃中的第二转换点坐标

的计算方法为：

式中，ξ为下旋转轴转动角，η为上旋转轴转动角，(d,e,f)为上旋转轴中心坐标，(h,j,k)为原点O₃在未将坐标系远点平移至O₃前坐标系内的坐标。

所述步骤(4)中，第二转换点在航天器机械坐标系I₄中的第三转换点坐标

的计算方法为：

式中，(m,n,p)为航天器机械坐标系I₄原点O₄在推力矢量调节底板坐标系I₃的坐标。

本发明与现有技术相比的优点在于：

本发明提供的一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，基于航天器在进行姿轨控过程中需要用到的工程参数是在航天器机械坐标系下的推力器出口中心点坐标和推力矢量方向余弦参数的基础上，通过利用基础坐标系推力器出口坐标系进行多次坐标系变换，且每次坐标变换只涉及一次坐标轴的转动，从而大大简化了坐标变换的过程，将理想状态下的推力器本体系下的推力作用点坐标和推力方向余弦代入坐标转换公式中，得到其在航天器本体系下的表达公式。通过公式可得到推力矢量调节机构任意遥测角度下，推力在航天器本体下的作用点位置和作用方向，从而实现在地面需要对航天器进行姿态和轨道控制时，能够计算得到推力矢量调节机构应转动到多少角度和相应的遥控指令。此方法过程简便，流程清晰，计算精度高。

附图说明

图1为发明提供的推力矢量调节机构正视图；

图2为发明提供的推力矢量调节机构俯视图；

图3为发明提供的推力矢量调节底板坐标系I₃与航天器机械坐标系I₄关联图；

具体实施方式

一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，通过利用建立的基础坐标系推力器出口坐标系I₁，通过进行坐标系转换，分别得出其他卫星推力调节机构中需要用到的坐标系，并最终在航天器机械坐标系中得到选取的模拟参数点的具体步骤如图1所示，具体为：

(1)建立推力器出口坐标系I₁，对该坐标系进行转换，获取转换后的推力矢量调节上旋坐标系I₂，在这一步骤中，将推力器在矢量调节机构上的安装位置进行了转换，其中：

基础推力器出口坐标系I₁定义如下：

如图1所示，以离子推力器前端面中心点O₁为原点；通过原点O₁且指向推力器安装基准点R方向为X₁轴；通过原点O₁，垂直于离子推力器前端面方向为Z₁轴，Z₁轴正方形与离子推力器前外壳端面外发现方向相同；通过原点O₁，根据X₁轴、Z₁轴及右手定则确定Y₁轴；

根据推力器出口坐标系I₁获取推力矢量调节上旋坐标系I₂的方法为：

如图2所示，以推力器出口坐标系I₁为基础，绕Z₁轴正方向旋转α度，再将旋转后的坐标系原点平移至O₂点，得到所述推力矢量调节上旋坐标系I₂如下：

以离子推力器驱动板基准镜中心点O₂为原点；通过原点O₂且平行于推力器上旋转轴中心轴线方向为Y₂轴，Y₂轴正方向原理基准孔；通过原点O₂，垂直于推力器驱动板且正方向与推力矢量调节机构驱动板法向一致的方向为Z₂轴，Z₂轴正方向与推力矢量调节机构驱动板法向一致；通过原点O₁，根据Y₂轴、Z₂轴及右手定则确定X₂轴；

(2)对步骤(1)所得推力矢量调节上旋坐标系I₂进行转换，获取转换后的推力矢量调节底板坐标系I₃，这一步骤利用了矢量调节机构所需的转动角度进行坐标的转换，其中：

根据推力矢量调节上旋坐标系I₂获取推力矢量调节机构底板坐标系I₃的方法为：

如图2所示，以推力矢量调节上旋坐标系I₂为基础，将坐标系原点平移至上旋转轴中心，使坐标系I₂绕Y₂轴正方向旋转η度，再将旋转后的坐标系原点沿-Z₂轴平移至下旋转轴中心，并绕Z₂轴正方向旋转90°，旋转后坐标系沿Y₂轴负方向旋转ξ度，同时将此时坐标系远点平移至O₃点，得到所述推力矢量调节机构底板坐标系I₃如下：

以推力矢量调节机构底板下表面中心点O₃为原点；通过原点O₃与推力矢量调节机构底板侧边平行方向为X₃轴，X₃轴正方向指向卫星调节压紧结构3方向；通过原点O₃且垂直于推力矢量调节机构底板侧面方向为Y₃轴，Y₃轴正方向指向推力矢量调节机构压紧结构1所在方向；通过原点O₃，根据Y₃轴、X₃轴及右手定则确定Z₃轴；

(3)对步骤(2)所得推力矢量调节底板坐标系I₃进行转换，获取转换后的航天器机械坐标系I₄，描述了矢量调节机构在航天器机械坐标系下的位置，其中：

如图3所示，根据推力矢量调节机构底板坐标系I₃获取航天器机械坐标系I₄的方法为：

以推力矢量调节机构底板坐标系I₃为基础，将坐标系绕Y₃轴正方向顺时针旋转180°，然后再将旋转后的坐标系远点平移至O₄点，得到所述航天器机械坐标系I₄如下：

以航天器的下端框与运载火箭机械分离面内航天器机械接口上3个销钉所组成的理论圆的圆心O₄为原点；通过原点O₄与航天器东板法线平行方向为X₄轴，X₄轴正方向与东板外法线方向一致；通过原点O₄，选取航天器于地面垂直停放和发射时垂直于航天器与运载火箭的连接分离面的方向为Z₄轴；通过原点O₄，根据Z₄轴、X₄轴及右手定则确定Y₄轴；

(4)于推力器出口坐标系I₁中选取待转换模型参数点，并分别计算该模型参数点于推力矢量调节上旋坐标系I₂、推力矢量调节底板坐标系I₃、航天器机械坐标系I₄中的坐标转换点，根据所有坐标转换点信息确定推力矢量调节机构遥测角度与模型参数点关系，其中：选取待转换模型参数点

则在推力矢量调节上旋坐标系I₂中，转换后的模型参数点即为第一转换点，坐标计算方法为：

式中，α为O₂X₂轴沿O₁Z₁轴投影至O₁X₁Y₁平面后与O₁X₁轴沿O₁Z₁轴正方向的夹角，(a,b,c)为离子推力器驱动板基准镜中心点坐标；

第一转换点在推力矢量调节底板坐标系I₃中的第二转换点坐标

的计算方法为：

式中，ξ为下旋转轴转动角，η为上旋转轴转动角，(d,e,f)为上旋转轴中心坐标，(h,j,k)为原点O₃在未将坐标系远点平移至O₃前坐标系内的坐标；第二转换点在航天器机械坐标系I₄中的第三转换点坐标

的计算方法为：

式中，(m,n,p)为航天器机械坐标系I₄原点O₄在推力矢量调节底板坐标系I₃的坐标。

坐标变换中的参数ξ和η是推力矢量调节机构遥测测角角度，其他未知参数的数值可由型号单机图纸中查询或由单机实物测量得到。在理想情况下，可以认为推力器的推力完全沿中心轴线方向。取推力作用点为推力器前端面理论中心，即可获取在航天器机械坐标系I₄中，推力矢量作用位置、方向与推力矢量调节机构遥测角度的关系。

在上述方法步骤中，通过步骤(1)对推力器在矢量调节机构上的安装位置进行了转换，同时在步骤(2)中，根据所需矢量调节机构的转动角度，获取新的转动调节后的坐标系，并根据步骤(3)中转换后航天器机械坐标系描述了矢量调节机构在航天器机械坐标系下的位置，最后通过获取各个坐标系的转换关系式，能够直接利用推力矢量调节机构及遥测角度得到所选待转换模型参数点在航天器本体系下的推力矢量作用位置和方向。

(5)航天器利用推力器进行姿态或者轨道控制时，需要的控制量往往是航天器本体机械坐标系下的力或力矩。通过转动推力矢量调节机构，使得推力器产生的推力方向满足控制需求。而推力矢量调节机构的转动角度是在推力矢量调节机构本体坐标系下进行定义。因此需要获得推力矢量调节机构转动角度与推力矢量在航天器本体机械坐系表示之间的函数关系。通过这个关系，可以方便地得到任意控制量下推力矢量调节机构需要转动到的角度，从而在地面获得相应的遥控指令，完成地面对航天器进行姿轨控的需求。

附图1是典型的安装好推力器的双轴转动推力矢量调节机构的侧视图，附图2是典型的安装好推力器的双轴转动推力矢量调节机构的部分俯视图，其中只涉及需要的推力器端面和三个坐标系的原点的相对位置关系。附图3是坐标系I₃与坐标系I₄的相对位置关系。通过前述步骤建立坐标系并进行坐标变换的过程中所需要的参数可在附图1-附图3中清楚其定义，可以看出，需要测量的参数几何意义清楚，测量实施便利。

下面结合具体实施例进行进一步说明。

以某型号推力矢量调节机构为例。使用说明书步骤(1)至(3)分别建立坐标系I₁至I₄。通过推力器单机和推力矢量调节机构图纸数据，可知：

α＝45°，g＝20

在I₁坐标系下，推力器理论出口中心点坐标为

理论推力单位方向矢量为

按步骤(4)进行坐标变换，可得到推力矢量调节机构转动角度与推力矢量作用点和作用方向在航天器机械系下坐标的转换公式。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (8)

1.一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，其特征在于步骤如下：

(1)建立推力器出口坐标系I₁，对该坐标系进行转换，获取转换后的推力矢量调节上旋坐标系I₂；

(2)对步骤(1)所得推力矢量调节上旋坐标系I₂进行转换，获取转换后的推力矢量调节底板坐标系I₃；

(3)对步骤(2)所得推力矢量调节底板坐标系I₃进行转换，获取转换后的整星机械坐标系I₄；

(4)于推力器出口坐标系I₁中选取待转换模型参数点，并分别计算该模型参数点于推力矢量调节上旋坐标系I₂、推力矢量调节底板坐标系I₃、整星机械坐标系I₄中的坐标转换点，根据所有坐标转换点信息确定所选模型参数点于推力矢量调节机构整星机械坐标系内坐标。

2.根据权利要求1所述的一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，其特征在于：所述步骤(1)中，推力器出口坐标系I₁定义如下：

以离子推力器前端面中心点O₁为原点；通过原点O₁且指向推力器安装基准点R方向为X₁轴；通过原点O₁，垂直于离子推力器前端面方向为Z₁轴；通过原点O₁，根据X₁轴、Z₁轴及右手定则确定Y₁轴。

3.根据权利要求2所述的一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，其特征在于：所述步骤(1)中，根据推力器出口坐标系I₁获取推力矢量调节上旋坐标系I₂的方法为：

以推力器出口坐标系I₁为基础，绕Z₁轴正方向旋转α度，再将旋转后的坐标系原点平移至O₂点，得到所述推力矢量调节上旋坐标系I₂如下：

以离子推力器驱动板基准镜中心点O₂为原点；通过原点O₂且平行于推力器上旋转轴中心轴线方向为Y₂轴；通过原点O₂，垂直于推力器驱动板且正方向与推力矢量调节机构驱动板法向一致的方向为Z₂轴；通过原点O₁，根据Y₂轴、Z₂轴及右手定则确定X₂轴。

4.根据权利要求1所述的一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，其特征在于：所述步骤(2)中，根据推力矢量调节上旋坐标系I₂获取推力矢量调节机构底板坐标系I₃的方法为：

以推力矢量调节上旋坐标系I₂为基础，将坐标系原点平移至上旋转轴中心，使坐标系I₂绕Y₂轴正方向旋转η度，再将旋转后的坐标系原点沿-Z₂轴平移至下旋转轴中心，并绕Z₂轴正方向旋转90°，旋转后坐标系沿Y₂轴负方向旋转ξ度，同时将此时坐标系远点平移至O₃点，得到所述推力矢量调节机构底板坐标系I₃如下：

以推力矢量调节机构底板下表面中心点O₃为原点；通过原点O₃与推力矢量调节机构底板侧边平行方向为X₃轴；通过原点O₃且垂直于推力矢量调节机构底板侧面方向为Y₃轴；通过原点O₃，根据Y₃轴、X₃轴及右手定则确定Z₃轴。

5.根据权利要求4所述的一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，其特征在于：所述步骤(3)中，根据推力矢量调节机构底板坐标系I₃获取航天器机械坐标系I₄的方法为：

以推力矢量调节机构底板坐标系I₃为基础，将坐标系绕Y₃轴正方向顺时针旋转180°，然后再将旋转后的坐标系远点平移至O₄点，得到所述航天器机械坐标系I₄如下：

以航天器的下端框与运载火箭机械分离面内航天器机械接口上3个销钉所组成的理论圆的圆心O₄为原点；通过原点O₄与航天器东板法线平行方向为X₄轴；通过原点O₄，选取航天器于地面垂直停放和发射时垂直于航天器与运载火箭的连接分离面的方向为Z₄轴；通过原点O₄，根据Z₄轴、X₄轴及右手定则确定Y₄轴。

6.根据权利要求5所述的一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，其特征在于：所述步骤(4)中，选取待转换模型参数点[x₁,y₁,z₁]，则在推力矢量调节上旋坐标系I₂中，第一转换点坐标计算方法为：

式中，α为O₂X₂轴沿O₁Z₁轴投影至O₁X₁Y₁平面后与O₁X₁轴沿O₁Z₁轴正方向的夹角，(a,b,c)为离子推力器驱动板基准镜中心点坐标。

7.根据权利要求6所述的一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，其特征在于：所述步骤(4)中，第一转换点在推力矢量调节底板坐标系I₃中的第二转换点坐标[x₃,y₃,z₃]的计算方法为：

式中，ξ为下旋转轴转动角，η为上旋转轴转动角，(d,e,f)为上旋转轴中心坐标，(h,j,k)为原点O₃在未将坐标系远点平移至O₃前坐标系内的坐标。

8.根据权利要求7所述的一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，其特征在于：所述步骤(4)中，第二转换点在整星机械坐标系I₄中的第三转换点坐标[x₄,y₄,z₄]的计算方法为：

式中，(m,n,p)为整星机械坐标系I₄原点O₄在推力矢量调节底板坐标系I₃的坐标。

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