CN110733673A - 基于四推力结构的推力器组件及其调控方法 - Google Patents

基于四推力结构的推力器组件及其调控方法 Download PDF

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CN110733673A
CN110733673A CN201911135917.1A CN201911135917A CN110733673A CN 110733673 A CN110733673 A CN 110733673A CN 201911135917 A CN201911135917 A CN 201911135917A CN 110733673 A CN110733673 A CN 110733673A
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Abstract

本申请涉及卫星技术领域，尤其涉及一种基于四推力结构的推力器组件及其调控方法。该推力器组件包括彼此中心对称设置的第一推力器、第二推力器、第三推力器和第四推力器，四个推力器的喷管中心连线交点位于卫星的滚动轴上，第一推力器和第三推力器的喷嘴中心连线平行于卫星的方位轴，第二推力器和第四推力器的喷嘴中心连线平行于卫星的俯仰轴；及分别与四个推力器控制连接的开关调制控制器。该调控方法包括四个推力器常开推力运行，或第一推力器和第三推力器常开推力运行，或第二推力器和第四推力器常开推力运行。该推力器组件及其调控方法解决了造价昂贵、可靠性低、对推力安装要求高使其不易安装和使用不方便等问题。

Description

基于四推力结构的推力器组件及其调控方法
技术领域
本申请涉及卫星技术领域，尤其涉及一种基于四推力结构的推力器组件及其调控方法。
背景技术
商业小卫星飞速发展，目前已建成多个低轨小卫星星座规划，比如铱星(Iridium)、全球星(Globalstar)、轨道通信(Orbcomm)和高级研究与全球观测卫星(ARGOS)等，目前在规划的小卫星星座群也有很多。商业卫星星座的建立有个显著的特点：一箭多星，这需要卫星具备在轨调整卫星轨道和相位的能力，一方面是修正入轨轨道，另一方面则是调整卫星的相位，将卫星部署到要求的轨道位置。
现有技术中常用的变轨推力器设计有以下三种：
第一种，包括一个大推力变轨发动机和三轴姿控推力器，为了姿控，需要至少6个推力器，且为了提高可靠性，每个推力器都有备份，则卫星配备12个推力器，这种方式虽然可靠度较高，使用方便灵活，但是由于推力器数量过多，使其造价昂贵，在较重视造价成本的商业航天领域中很难推广使用。
第二种，包括一个推力变轨发动机和卫星自旋技术，卫星自旋技术是为了克服变轨发动机推力横移、偏斜造成的推力指向误差，利用自旋形成的角动量在空间的定轴性，达到总推力指向要求。这种方式需要卫星以60～100rpm的角速度高速旋转，一般的商业卫星很难承受，而且这种方式没有推力器备份，可靠度不高，并且这种方式为了以最大可能减小发动机推力横移、偏斜，导致其对推力安装要求很高，不好实现。
第三种，包括一个推力变轨发动机和三轴轮控技术，这种方式在商业航天中应用比较普遍，其不足之处是：对卫星质心测量及质心在环境试验后的变化要求高，对推力安装要求很高。即便如此，这种方式依然不能避免卫星质心横移、变轨发动机推力偏斜造成的推力指向误差和干扰力矩，由于一般推力相较动量轮而言，推力较大，那么推力横移、偏斜造成的干扰力矩很容易造成动量轮饱和，这样在使用中，变轨发动机工作十几秒或几十秒后，用于姿控的动量轮就会饱和，这样就需要磁力矩器经过几十分钟甚至几百分钟完成对动量轮的卸载，使用起来很不方便，并且稳定性较差，而且由于发动机产生的推力都是脉冲式的，推力相对较大，如果出现质心横移和推力偏斜，要吸收干扰力矩，所需动量轮的角动量就大，这样就导致造价昂贵。
发明内容
本申请提供了一种基于四推力结构的推力器组件及其调控方法，以同时解决造价昂贵、可靠性低、对推力安装要求高使其不易安装和使用不方便等问题。
本申请的第一方面提供了一种基于四推力结构的推力器组件，安装于卫星上，包括：
彼此中心对称设置的四个推力器，分别为第一推力器、第二推力器、第三推力器和第四推力器，
四个所述推力器的喷管中心连线交点位于所述卫星的滚动轴上，
所述第一推力器和所述第三推力器的喷嘴中心连线平行于所述卫星的方位轴，所述第二推力器和所述第四推力器的喷嘴中心连线平行于所述卫星的俯仰轴；及
分别与四个所述推力器控制连接的开关调制控制器，通过对所述推力器进行开调制和/或关调制来控制卫星姿态。
与现有技术相比，本申请所提供的推力器组件，包括彼此中心对称分布的四个推力器，且该四个推力器的喷管中心连线交点位于卫星推力方向的滚动轴上，两两推力器的喷嘴中心连线分别与方位轴及俯仰轴平行，通过开关调制控制器控制推力器可以很好的对卫星航行及变轨等进行姿态控制，尤其可以有效控制卫星质心横移和推力偏斜造成的干扰力矩对卫星姿态的影响，只要卫星质心偏离的位置在该四个推力器的推力控制范围内(即四个推力器推力依次相连的封闭图形内)，即可控制卫星质心横移和推力偏斜造成的干扰力矩对卫星姿态的误差，可靠性高，同时使用方便灵活；且该四个推力器在变轨操作中互为备份关系，如可以四个推力器同时工作，也可以喷嘴中心连线与方位轴平行的第一推力器和第三推力器同时工作，也可以喷嘴中心连线与俯仰轴平行的第二推力器和第四推力器同时工作均可，进一步提高了变轨可靠性，大大降低了系统变轨失败的概率；且只需四个推力器即可实现，推力器数量较少，降低了造价成本；再有，该四个推力器的安装位置关系清晰明了，操作简单，降低了安装要求，使其方便及容易安装。
进一步的，四个所述推力器的喷管延伸方向与所述卫星滚动轴的正方向的偏斜角均小于或等于12°，所述推力器的喷管延伸方向与所述推力器的推力方向相同。
该偏斜角很小，这样可以提高各推力器的推力利用率，充分提高变轨效率，使其变轨效率不小于80％，使其推力方向均接近推力方向(即X轴)指向，使其最大程度的用于推力方向的变轨操作上。
进一步的，各所述推力器与所述连线交点O1间的距离范围为139.4～143.4mm，
各所述推力器的所述偏斜角范围为9°～11°，且相对所述连线交点O1向外偏斜。
这样既保证各推力器的推力利用率，使其较大程度的用于推力方向的变轨操作上，还有效降低了推力器的羽流影响，减少了干扰力矩及其造成的不利影响同时减小推力相对于点O1的力臂，避免推力不等造成的干扰力矩过大引起的卫星剧烈运动。
进一步的，当采用50kg级卫星时，各所述推力器的推力大小的范围为0.1N～0.2N。
由于电磁阀有一定的开关次数限制，对双组元或单组元等使用化学推进剂的推力器，由于喷管温度较高，连续工作时间有一定的限制，在使用推力器推进时，应设置适当的推力大小，提高其有效性。
进一步的，所述的推力器组件还包括安装于所述卫星的滚动轴上的动量轮，其推力方向与所述滚动轴的正方向相同。
由于绕推力方向即滚动轴方向的干扰力矩较小，而绕另两个轴(方位轴和俯仰轴)的干扰力矩较大，两者差一个数量级。推力方向的干扰力矩不会造成推力指向偏斜，对变轨影响不大，为了避免转动过快造成卫星结构损伤，姿态控制中使用动量轮进行适当的滚动姿态角速度控制。
本申请的第二方面提供了一种基于四推力结构的推力器组件的调控方法，用于前述任一项所述的推力器组件中，包括：
所述开关调制控制器控制四个所述推力器常开推力运行；或
所述开关调制控制器控制喷嘴中心连线与所述方位轴平行的所述第一推力器和所述第三推力器常开推力运行；或
所述开关调制控制器控制喷嘴中心连线与所述俯仰轴平行的所述第二推力器和所述第四推力器常开推力运行。
多种推力器组合方式选择，可使四个推力器在变轨操作中互为备份，进一步提高了变轨可靠性，大大降低了系统变轨失败的概率。四个推力器常开推力运行，其推力较两个推力器常开运行的推力成倍增大，大大节省变轨时间，提高完成效率。相反，两个推力器常开运行，较四个推力器常开推力运行相比，在时间成本要求不高的情况下，同样达到系统变轨目的，可节省能源，延长推力器的使用寿命。
进一步的，采用50kg级卫星，所需的变轨速度增量为20m/s，各所述推力器的推力大小设置为0.2N时，或所需的变轨速度增量为10m/s，各所述推力器的推力大小设置为0.1N时，有以下变轨操作方法：
采用四个所述推力器推力常开，采用两次连续工作完成，一次连续工作时间为10min；或
采用所述第一推力器和所述第三推力器常开推力运行，采用四次连续工作完成，一次连续工作时间为10min；或
采用所述第二推力器和所述第四推力器常开推力运行，采用四次连续工作完成，一次连续工作时间为10min。
一方面适当的推力大小可以保证推力有效性，另一方面四个推力器常开推力运行，其推力成倍增大，大大节省变轨时间，提高完成效率。两个推力器常开运行，作为四推力常开变轨的备份工作方式，可大大提高变轨的可靠度，同时两两变轨也互为备份，可减少推力器连续变轨时间，延长推力器的使用寿命。
进一步的，当所述卫星的质心偏移到第Ⅰ象限或第Ⅱ象限，且位于所述第一推力器、所述第二推力器和所述第三推力器的推力控制范围内时，则所述开关调制控制器的控制方法为：采用所述第一推力器和所述第三推力器常开推力运行，采用所述第一推力器和所述第三推力器关调制，同时所述第二推力器开调制的方式进行推力作用时间调控；或
当所述卫星的质心偏移到第Ⅱ象限或第Ⅲ象限，且位于所述第二推力器、所述第三推力器和所述第四推力器的推力控制范围内时，则所述开关调制控制器的控制方法为：采用所述第二推力器和所述第四推力器常开推力运行，采用所述第二推力器和所述第四推力器关调制，同时所述第三推力器开调制的方式进行推力作用时间调控；或
当所述卫星的质心偏移到第Ⅲ象限或第Ⅳ象限，且位于所述第一推力器、所述第三推力器和所述第四推力器的推力控制范围内时，则所述开关调制控制器的控制方法为：采用所述第一推力器和所述第三推力器常开推力运行，采用所述第一推力器和所述第三推力器关调制，同时所述第四推力器开调制的方式进行推力作用时间调控；或
当所述卫星的质心偏移到第Ⅳ象限或第Ⅰ象限，且位于所述第一推力器、所述第二推力器和所述第四推力器的推力控制范围内时，则所述开关调制控制器的控制方法为：采用所述第二推力器和所述第四推力器常开推力运行，采用所述第二推力器和所述第四推力器关调制，同时第一推力器开调制的方式进行推力作用时间调控。
以上不管质心偏移到哪个象限，只要在推力器的推力控制范围内，通过三个推力器均可实现总推力指向矫正，可靠性高，且方便灵活，有效避免由于质心偏移和推力偏移造成无法变轨的情况。
进一步的，当所述卫星的质心偏移到正方位轴上，且位于所述第一推力器推力控制范围内时，则所述开关调制控制器的控制方法为：采用所述第一推力器和所述第三推力器常开推力运行，采用所述第三推力器关调制的方式进行推力作用时间控制以消除卫星质心偏移造成的影响；或
当所述卫星的质心偏移到负方位轴上，且位于所述第三推力器推力控制范围内时，则所述开关调制控制器的控制方法为：采用所述第一推力器和所述第三推力器常开推力运行，采用所述第一推力器关调制的方式进行推力作用时间控制以消除卫星质心偏移造成的影响；或
当所述卫星的质心偏移到正俯仰轴上，且位于所述第二推力器推力控制范围内时，则所述开关调制控制器的控制方法为：采用所述第二推力器和所述第四推力器常开推力运行，采用所述第四推力器关调制的方式进行推力作用时间控制以消除卫星质心偏移造成的影响；或
当所述卫星的质心偏移到负俯仰轴上，且位于所述第四推力器推力控制范围内时，则所述开关调制控制器的控制方法为：采用所述第二推力器和所述第四推力器常开推力运行，采用所述第二推力器关调制的方式进行推力作用时间控制以消除卫星质心偏移造成的影响。
以上不管质心偏移到方位轴或俯仰轴的哪个位置，只要在推力器的推力控制范围内，通过三个推力器均可实现推力指向矫正，可靠性高，且方便灵活，有效避免由于质心偏移和推力偏移造成无法变轨的情况。
应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性的，并不能限制本申请。
附图说明
图1为本申请实施例所提供的推力器组件的结构示意图；。
图2为本申请实施例所提供的开关调制控制器的脉冲示意图；
图3为本申请另一实施例所提供的开关调制控制器的脉冲示意图。
附图标记：
100-卫星；
101-第一推力器；
102-第二推力器；
103-第三推力器；
104-第四推力器。
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本申请的实施例，并与说明书一起用于解释本申请的原理。
具体实施方式
下面通过具体的实施例并结合附图对本申请做进一步的详细描述。
如图1所示，本申请实施例提供了一种基于四推力结构的推力器组件及其调控方法，该推力器组件用于安装于卫星100上，具体可以安装于卫星100的壳体上，该卫星100本体坐标系为：以卫星质心O为原点，推力前进方向的滚动轴为X轴，俯仰轴为Y轴，方位轴为Z轴。该推力器组件包括彼此中心对称设置的四个推力器，分别为第一推力器101、第二推力器102、第三推力器103和第四推力器104，该推力器具有喷管，该喷管的延伸方向与该推力器的推力方向相同，该喷管的一端口具有喷嘴，该四个推力器的喷管中心连线交点O1位于前述滚动轴(即X轴)上，该第一推力器101和第三推力器103的喷嘴中心连线平行于前述方位轴(即Z轴)设置，该第二推力器102和第四推力器104的喷嘴中心连线平行于前述俯仰轴(即Y轴)设置，还包括分别与该四个推力器控制连接的开关调制控制器，该开关调制控制器通过对推力器进行开调制和/或关调制来控制卫星姿态。
与现有技术相比，本申请实施例所提供的推力器组件通过开关调制控制器控制推力器可以很好的对卫星航行及变轨等进行姿态控制，尤其可以有效控制卫星质心横移和推力偏斜造成的干扰力矩对卫星姿态的影响，只要卫星质心偏离的位置在该四个推力器的推力控制范围内(即四个推力器推力依次相连的封闭图形内)，即可控制卫星质心横移和推力偏斜造成的干扰力矩对卫星姿态的误差，可靠性高，同时使用方便灵活；且该四个推力器在变轨操作中互为备份关系，进一步提高了变轨可靠性，大大降低了系统变轨失败的概率；且只需四个推力器即可实现，推力器数量较少，降低了造价成本；再有，该四个推力器的安装位置关系清晰明了，操作简单，降低了安装要求，使其方便及容易安装。
本申请实施例提供的基于四推力结构的推力器组件的调控方法包括：开关调制控制器控制该四个推力器101、102、103、104常开推力运行；或开关调制控制器控制喷嘴中心连线与方位轴平行的第一推力器101和第三推力器103常开推力运行；或开关调制控制器控制喷嘴中心连线与俯仰轴平行的第二推力器102和第四推力器104常开推力运行。
多种推力器组合方式选择，可使四个推力器在变轨操作中互为备份，进一步提高了变轨可靠性，大大降低了系统变轨失败的概率。四个推力器101、102、103、104常开推力运行，其推力较两个推力器常开运行的推力成倍增大，大大节省变轨时间，提高完成效率。相反，两个推力器常开运行，较四个推力器101、102、103、104常开推力运行相比，在时间成本要求不高的情况下，同样达到系统变轨目的，可节省能源，延长推力器的使用寿命。作为四推力常开变轨的备份工作方式，可大大提高变轨的可靠度，同时两两变轨也互为备份，可减少推力器连续变轨时间，进一步延长推力器的使用寿命。
还由于电磁阀有一定的开关次数限制，对双组元或单组元等使用化学推进剂的推力器，由于喷管温度较高，连续工作时间有一定的限制，在使用推力器推进时，应设置适当的推力大小。
以采用50kg级卫星为例，各推力器的推力大小的范围为0.1N
Figure BDA0002279597700000081
0.2N，当所需的变轨速度增量为20m/s时，各推力器的推力大小设置为0.2N，当所需的变轨速度增量为10m/s，各推力器的推力大小设置为0.1N。一种具体的变轨操作方式是：采用四个推力器101、102、103、104推力常开，采用两次连续工作完成，一次连续工作时间为10min；另一种具体的变轨操作方式是：采用第一推力器101和第三推力器103常开推力运行，采用四次连续工作完成，一次连续工作时间为10min；或采用第二推力器102和第四推力器104常开推力运行，采用四次连续工作完成，一次连续工作时间为10min。
进一步的，当卫星100产生质心偏移、推力偏斜的情况下，本申请实施例还提供了对应的调控方法，具体为：
如图1所示，当卫星的质心O偏移到第Ⅰ象限或第Ⅱ象限的质心O`位置，且位于第一推力器、第二推力器和第三推力器的推力控制范围内，即该三个推力器推力依次相连的封闭图形内时，则开关调制控制器的控制方法为：采用第一推力器和第三推力器常开推力运行，采用第一推力器和第三推力器关调制，同时第二推力器开调制的方式进行推力作用时间控制以消除卫星质心偏移造成的影响。
当卫星的质心O偏移到第Ⅱ象限或第Ⅲ象限，且位于第二推力器、第三推力器和第四推力器的推力控制范围内时，则开关调制控制器的控制方法为：采用第二推力器和第四推力器常开推力运行，采用第二推力器和第四推力器关调制，同时第三推力器开调制的方式进行推力作用时间控制以消除卫星质心偏移造成的影响。
当卫星的质心O偏移到第Ⅲ象限或第Ⅳ象限，且位于第一推力器、第三推力器和第四推力器的推力控制范围内时，则开关调制控制器的控制方法为：采用第一推力器和第三推力器常开推力运行，采用第一推力器和第三推力器关调制，同时第四推力器开调制的方式进行推力作用时间控制以消除卫星质心偏移造成的影响。
当卫星的质心O偏移到第Ⅳ象限或第Ⅰ象限，且位于第一推力器、第二推力器和第四推力器的推力控制范围内时，则开关调制控制器的控制方法为：采用第二推力器和第四推力器常开推力运行，采用第二推力器和第四推力器关调制，同时第一推力器开调制的方式进行推力作用时间控制以消除卫星质心偏移造成的影响。
当卫星的质心O偏移到正方位轴上，且位于第一推力器推力控制范围内时，则开关调制控制器的控制方法为：采用第一推力器和第三推力器常开推力运行，采用第三推力器关调制的方式进行推力作用时间控制以消除卫星质心偏移造成的影响。
当卫星的质心O偏移到负方位轴上，且位于第三推力器推力控制范围内时，则开关调制控制器的控制方法为：采用第一推力器和第三推力器常开推力运行，采用第一推力器关调制的方式进行推力作用时间控制以消除卫星质心偏移造成的影响。
当卫星的质心O偏移到正俯仰轴上，且位于第二推力器推力控制范围内时，则开关调制控制器的控制方法为：采用第二推力器和第四推力器常开推力运行，采用第四推力器关调制的方式进行推力作用时间控制以消除卫星质心偏移造成的影响。
当卫星的质心O偏移到负俯仰轴上，且位于第四推力器推力控制范围内时，则开关调制控制器的控制方法为：采用第二推力器和第四推力器常开推力运行，采用第二推力器关调制的方式进行推力作用时间控制以消除卫星质心偏移造成的影响。
以上不管质心偏移到哪个象限，或方位轴或俯仰轴的哪个位置，只要在推力器的推力控制范围内，通过三个推力器均可实现推力指向矫正，可靠性高，且方便灵活，有效控制卫星发生质心偏移和推力偏移时的影响。
关于前述提到的开关调制的变轨姿态控制方式，关调制是指在推力器进行变轨过程中常开输出推力的同时完成姿态控制的方式。开调制是相对关调制而言的，是指在推力器处于常闭等待状态响应控制力矩输出相应的脉冲来完成姿态控制的方式。例如，如图2所示为使用四个推力器推力常开推力运行，采用第三推力器关调制的方式进行推力指向控制；如图3所述为使用第一推力器和第三推力器常开推力运行，采用第四推力器关调制方式进行推力指向控制。
进一步的，为了提高各推力器的推力利用率，充分提高变轨效率，四个推力器的喷管延伸方向与卫星100的滚动轴的正方向的偏斜角均小于或等于12°，使该偏斜角很小，使其推力方向基本同X轴推力方向指向，使其最大程度的用于推力方向的变轨操作上。这样可以提高各推力器的推力利用率，充分提高变轨效率，使其变轨效率不小于80％。
更进一步的实施例是，由于绕推力方向即滚动轴方向的干扰力矩较小，而绕另两个轴(方位轴和俯仰轴)的干扰力矩较大，两者差一个数量级。例如，一个10N的推力器，不考虑质心横移，只考虑推力偏斜的情况下，则在推力方向(滚动轴)的干扰力矩大约为10mN·m以内，而另两个方向(方位轴和俯仰轴)的干扰力矩则在100mN·m以内。并且推力方向的干扰力矩不会造成推力指向偏斜，对变轨影响不大，只需要稍稍控制其转动角速度，避免转动过快造成卫星结构损伤即可，故姿态控制中可使用推动力不强的动量轮进行滚动姿态控制，即该动量轮可安装于卫星100的滚动轴上，其推力方向与滚动轴的正方向(即推力方向)相同。
具体的，为了增加推力方向的姿态稳定性，可使用动量轮产生一个偏置动量，利用陀螺定轴性增强推力指向的稳定性。在控制方法上，可采用角动量平衡的方法进行推力方向上角速度控制：
在变轨时间较短的情况下，可以不考虑轨道角速度的影响，偏置角动量在推力方向上，推力方向的姿态运动方程是解耦的，卫星本体(不含动量轮)的角动量和动量轮的变化量均由外干扰力矩引起，如下式(1)：
Figure BDA0002279597700000111
式中，
Figure BDA0002279597700000112
为推力方向上由于推力偏斜和质心横移造成等的外干扰力矩；
Figure BDA0002279597700000113
为推力方向上卫星(除动量轮外)的角动量；为推力方向上动量轮的角动量。
由于卫星的推力偏斜和质心横移的不确定性，外干扰力矩在设计时也是不可预知的，需要在轨测试期间采用在轨预估的方式，粗略估计出外干扰力矩。那么，由式(1)可以推出下式(2)：
根据外干扰力矩工作时间和当前卫星的角速度(卫星的转动惯量I是确定的)，就可以确定出动量轮的目标角动量。当达到动量轮的目标角动量时，卫星的角速度在理论上就为0。控制器设计里，干扰力矩作用时间和动量轮达到目标转速的时间可以不相等，当然，两个时间越接近，那么控制的效果越好，这就是“角动量平衡”控制方法。
而推力方向上的姿态角并不影响推力指向，因而变轨时，推力方向上的姿态控制直接使用卫星在此方向的角速度ω作为控制器的输入，通过控制动量轮的角动量增量，达成控制卫星在此方向的角速度ω在限定范围中的目的，而无需关注推力方向上的姿态。
以上所述仅为本申请的较佳实施例而已，并不用以限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种基于四推力结构的推力器组件，安装于卫星上，其特征在于，包括：
彼此中心对称设置的四个推力器，分别为第一推力器、第二推力器、第三推力器和第四推力器，
四个所述推力器的喷管中心连线交点O1位于所述卫星的滚动轴上，
所述第一推力器和所述第三推力器的喷嘴中心连线平行于所述卫星的方位轴，所述第二推力器和所述第四推力器的喷嘴中心连线平行于所述卫星的俯仰轴；及
分别与四个所述推力器控制连接的开关调制控制器，通过对所述推力器进行开调制和/或关调制来控制卫星姿态。
2.根据权利要求1所述的推力器组件，其特征在于，
四个所述推力器的喷管延伸方向与所述卫星滚动轴的正方向的偏斜角均小于或等于12°，所述推力器的喷管延伸方向与所述推力器的推力方向相同。
3.根据权利要求1或2所述的推力器组件，其特征在于，
各所述推力器与所述连线交点O1间的距离范围为139.4～143.4mm，
各所述推力器的所述偏斜角范围为9°～11°，且相对所述连线交点O1向外偏斜。
4.根据权利要求1所述的推力器组件，其特征在于，
当采用50kg级卫星时，各所述推力器的推力大小的范围为0.1N～0.2N。
5.根据权利要求1所述的推力器组件，其特征在于，还包括安装于所述卫星的滚动轴上的动量轮，其推力方向与所述滚动轴的正方向相同。
6.一种基于四推力结构的推力器组件的调控方法，其特征在于，用于权利要求1-5中任一项所述的推力器组件中，包括：
所述开关调制控制器控制四个所述推力器常开推力运行；或
所述开关调制控制器控制喷嘴中心连线与所述方位轴平行的所述第一推力器和所述第三推力器常开推力运行；或
所述开关调制控制器控制喷嘴中心连线与所述俯仰轴平行的所述第二推力器和所述第四推力器常开推力运行。
7.根据权利要求6所述的推力器组件的调控方法，其特征在于，
采用50kg级卫星，所需的变轨速度增量为20m/s，各所述推力器的推力大小设置为0.2N时，或所需的变轨速度增量为10m/s，各所述推力器的推力大小设置为0.1N时，有以下变轨操作方法：
采用四个所述推力器推力常开，采用两次连续工作完成，一次连续工作时间为10min；或
采用所述第一推力器和所述第三推力器常开推力运行，采用四次连续工作完成，一次连续工作时间为10min；或
采用所述第二推力器和所述第四推力器常开推力运行，采用四次连续工作完成，一次连续工作时间为10min。
8.根据权利要求6所述的推力器组件的调控方法，其特征在于，
当所述卫星的质心O偏移到第Ⅰ象限或第Ⅱ象限，且位于所述第一推力器、所述第二推力器和所述第三推力器的推力控制范围内时，则所述开关调制控制器的控制方法为：采用所述第一推力器和所述第三推力器常开推力运行，采用所述第一推力器和所述第三推力器关调制，同时所述第二推力器开调制的方式进行推力作用时间调控；或
当所述卫星的质心O偏移到第Ⅱ象限或第Ⅲ象限，且位于所述第二推力器、所述第三推力器和所述第四推力器的推力控制范围内时，则所述开关调制控制器的控制方法为：采用所述第二推力器和所述第四推力器常开推力运行，采用所述第二推力器和所述第四推力器关调制，同时所述第三推力器开调制的方式进行推力作用时间调控；或
当所述卫星的质心O偏移到第Ⅲ象限或第Ⅳ象限，且位于所述第一推力器、所述第三推力器和所述第四推力器的推力控制范围内时，则所述开关调制控制器的控制方法为：采用所述第一推力器和所述第三推力器常开推力运行，采用所述第一推力器和所述第三推力器关调制，同时所述第四推力器开调制的方式进行推力作用时间调控；或
当所述卫星的质心O偏移到第Ⅳ象限或第Ⅰ象限，且位于所述第一推力器、所述第二推力器和所述第四推力器的推力控制范围内时，则所述开关调制控制器的控制方法为：采用所述第二推力器和所述第四推力器常开推力运行，采用所述第二推力器和所述第四推力器关调制，同时第一推力器开调制的方式进行推力作用时间调控。
9.根据权利要求6所述的推力器组件的调控方法，其特征在于，
当所述卫星的质心O偏移到正方位轴上，且位于所述第一推力器推力控制范围内时，则所述开关调制控制器的控制方法为：采用所述第一推力器和所述第三推力器常开推力运行，采用所述第三推力器关调制的方式进行推力作用时间调控；或
当所述卫星的质心O偏移到负方位轴上，且位于所述第三推力器推力控制范围内时，则所述开关调制控制器的控制方法为：采用所述第一推力器和所述第三推力器常开推力运行，采用所述第一推力器关调制的方式进行推力作用时间调控；或
当所述卫星的质心O偏移到正俯仰轴上，且位于所述第二推力器推力控制范围内时，则所述开关调制控制器的控制方法为：采用所述第二推力器和所述第四推力器常开推力运行，采用所述第四推力器关调制的方式进行推力作用时间调控；或
当所述卫星的质心O偏移到负俯仰轴上，且位于所述第四推力器推力控制范围内时，则所述开关调制控制器的控制方法为：采用所述第二推力器和所述第四推力器常开推力运行，采用所述第二推力器关调制的方式进行推力作用时间调控。
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