CN116812171B - 一种轨道飞行器姿轨耦合矢量控制系统和方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于航天领域中轨道飞行器姿轨控制技术领域，具体设计一种轨道飞行器姿轨耦合矢量控制系统和方法，以轨道飞行器的质心o建立质心坐标系o‑xyz，在轨道飞行器后方左右两侧对称位置分别安装可摆动电推进喷嘴，两个电推进喷嘴的安装位置与质心坐标系的xoy平面共面；设两个电推进喷嘴分别为电推进喷嘴A和电推进喷嘴B，以两个电推进喷嘴的中轴线与质心坐标系的xoy平面共面时的位置为零位，两个电推进喷嘴在零位时产生的推力交点为C点，电推进喷嘴A在ACz平面内一维方向转动，电推进喷嘴B在BCz平面内一维方向转动。本发明在不改变推进组件工作原理前提下，通过摆动机构调节喷嘴方向，实现姿轨控复用。
Description
技术领域
本发明属于航天领域中轨道飞行器姿轨控制技术领域，具体设计一种轨道飞行器姿轨耦合矢量控制系统和方法。
背景技术
传统卫星在轨飞行器控制策略大部分都采用零动量三轴稳定主动轮控方案，利用磁力矩器作为主要飞轮的卸载手段，经济又节省能耗，非常可靠有效。而当飞行器需要变轨时，通常的方案是选用电推进和化学推进，电推进需要功耗较大且推力极小（mN级别），化学推进推力大、功耗低，但轨控时容易因质心偏差导致轨控指向精度差，甚至导致把飞行器控翻的恶劣后果。为了保证轨控时的指向精度要求和轨控连续性，推进控制策略是姿轨控耦合复用控制，既能给轨控提供推力，又能同时提供力矩保证姿态。当前国内外主流的姿轨复用推进配置策略就是采用4斜装安装方式，轨控期间采用关调制方式，因此，为了实现频繁脉宽控制，推进组件选用了化学推进为主。现有方法的缺点如下：
方法1：当前主流采用化学推进做姿轨耦合复用的推进配置是采用4斜装安装方式，参考图1，轨控期间采用关调制方式。4台推力器喷嘴要想同时实现轨控和姿态控制工作，需要采用相平面的关调制控制方法，利用进入闭环姿态信息和期望目标姿态信息，生成三轴控制器控制指令，控制卫星姿态稳定在目标姿态，设计喷气开关线关于相平面的原点中心对称，图2给出了整个相平面示意图，相平面共分为五个区域，推力器喷气脉冲宽度取为，斜开关线的斜率为/>，角度控制线为/>和/>。该方法缺点是需要频繁在轨控期间对电磁阀进行关调制动作，控制抖动大使得控制精度差，同时控制不连续对部组件可靠性要求极其高，降低推进系统可靠性。
方法2：现有其它小型航天器上采用较小推力的电推进系统做轨控，如果为了实现复杂的轨控需要配置6台推进布置在卫星6个方向，同时要求质心偏差小。因此，存在几个方面明显缺点：第一，对于轨控任务而言，多电推相比单一推力器方案，电能转换效率低，因为电推的功耗非常大；第二，这种配置要求质心偏差小就要对航天器设计提出很高约束，对工程实施不利。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明提供一种轨道飞行器姿轨耦合矢量控制系统和方法，突破传统推进组件的安装布局，不改变推进组件工作原理前提下，增加转动机构方式调节喷嘴方向，实现姿轨控复用。
本发明是这样实现的，提供一种轨道飞行器姿轨耦合矢量控制系统，以轨道飞行器的质心o建立质心坐标系o-xyz，x轴方向为轨道飞行器前进方向，在轨道飞行器后方左右两侧对称位置分别安装一个可摆动电推进喷嘴，两个电推进喷嘴在轨道飞行器上的安装位置与质心坐标系的xoy平面共面；
设两个电推进喷嘴分别为电推进喷嘴A和电推进喷嘴B，以两个电推进喷嘴的中轴线与质心坐标系的xoy平面共面时的位置为零位，两个电推进喷嘴在零位时产生的推力交点为C点，电推进喷嘴A在ACz平面内一维方向转动，电推进喷嘴B在BCz平面内一维方向转动。
优选的，两个所述电推进喷嘴与所述轨道飞行器通过摆动机构连接。
本发明还提供一种轨道飞行器姿轨耦合矢量控制方法，基于上述的轨道飞行器姿轨耦合矢量控制系统，包括如下步骤：
1）确定两个所述电推进喷嘴的摆动角度和提供推力矢量极性、力矩极性的关系：
在所述轨道飞行器的质心坐标系o-xyz中，所述电推进喷嘴A的力臂为Ra=[-a,-b,0]，其中a、b分别为喷嘴A、喷嘴B的安装点在质心坐标系o-xyz中x轴、y轴上的坐标值；电推进喷嘴A提供的推力矢量为Fa，电推进喷嘴B提供的推力矢量为Fb，为ACz平面、BCz平面与质心坐标系o-xyz中x轴的夹角，且/>为固定值，φ为电推进喷嘴A、电推进喷嘴B与质心坐标系o-xyz中xoy平面的夹角，且φ可变，则推力矢量Fa为：
；
其中，f为电推进喷嘴A的推力标量，可知，改变电推进喷嘴A的φ角大小就能改变推力矢量Fa在xoy平面及垂直xoy平面的分量及方向，即可改变推力矢量Fa的力矩方向；
同理，改变电推进喷嘴B的φ角大小就能改变推力矢量Fb的力矩方向，下表给出电推进喷嘴A和电推进喷嘴B随着不同φ角摆动极性而产生的推力矢量极性和力矩极性：
2）根据步骤1）中电推进喷嘴A、电推进喷嘴B的摆动角度和提供推力矢量极性、力矩极性的关系，如果需要提供不同的姿控角速度，则调整电推进喷嘴A、电推进喷嘴B的φ角极性和大小，就会产生三轴控制力矩，实现轨道飞行器的三轴稳定控制，下表给出电推进喷嘴A、电推进喷嘴B的φ角状态对轨道飞行器三轴控制力矩的控制规则：
与现有技术相比，本发明的优点在于：
1、实现姿轨控耦合复用，推进配置个数少，轨控效率高；
2、克服4斜装喷嘴化推推进关调制频繁开关缺点，实现连续控制，控制精度高。
附图说明
图1为4斜装喷嘴姿轨耦合复用控制安装示意图；
图2为4斜装相平面关调制控制示意图；
图3为本发明提供的轨道飞行器姿轨耦合矢量控制系统结构图；
图4为图3的xoy面投影图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，下面结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，并不用于限定本发明。
参考图3和图4，本发明提供一种轨道飞行器姿轨耦合矢量控制系统，以轨道飞行器1的质心o建立质心坐标系o-xyz，x轴方向为轨道飞行器1前进方向，在轨道飞行器1后方左右两侧对称位置分别安装一个可摆动电推进喷嘴2，两个电推进喷嘴2在轨道飞行器1上的安装位置与质心坐标系的xoy平面共面；
设两个电推进喷嘴2分别为电推进喷嘴A和电推进喷嘴B，以两个电推进喷嘴2的中轴线与质心坐标系的xoy平面共面时的位置为零位，两个电推进喷嘴2在零位时产生的推力交点为C点，电推进喷嘴A在ACz平面内一维方向转动，电推进喷嘴B在BCz平面内一维方向转动。
两个所述电推进喷嘴2与所述轨道飞行器1通过摆动机构连接，较为常用的有摇摆台，通过步进电机驱动实现关节旋转。
基于上述的控制系统实现轨道飞行器姿轨耦合矢量控制的方法包括如下步骤：
1）确定两个所述电推进喷嘴2的摆动角度和提供推力矢量极性、力矩极性的关系：
在所述轨道飞行器1的质心坐标系o-xyz中，所述电推进喷嘴A的力臂为Ra=[-a,-b,0]，其中a、b分别为喷嘴A、喷嘴B的安装点在质心坐标系o-xyz中x轴、y轴上的坐标值；电推进喷嘴A提供的推力矢量为Fa，电推进喷嘴B提供的推力矢量为Fb，为ACz平面、BCz平面与质心坐标系o-xyz中x轴的夹角，且/>为固定值，φ为电推进喷嘴A、电推进喷嘴B与质心坐标系o-xyz中xoy平面的夹角，且φ可变，则推力矢量Fa为：
；
其中，f为电推进喷嘴A的推力标量，可知，改变电推进喷嘴A的φ角大小就能改变推力矢量Fa在xoy平面及垂直xoy平面的分量及方向，即可改变推力矢量Fa的力矩方向；
同理，改变电推进喷嘴B的φ角大小就能改变推力矢量Fb的力矩方向，下表给出电推进喷嘴A和电推进喷嘴B随着不同φ角摆动极性而产生的推力矢量极性和力矩极性：
2）根据步骤1）中电推进喷嘴A、电推进喷嘴B的摆动角度和提供推力矢量极性、力矩极性的关系，如果需要提供不同的姿控角速度，则调整电推进喷嘴A、电推进喷嘴B的φ角极性和大小，就会产生三轴控制力矩，实现轨道飞行器1的三轴稳定控制，下表给出电推进喷嘴A、电推进喷嘴B的φ角状态对轨道飞行器1三轴控制力矩的控制规则：
实施例
以100 kg级微纳卫星为例，惯量为20kg.m2，为了提供5mN的推力，则需要配置两台3mN的电推进喷嘴。电推进喷嘴的安装角度上考虑如下设计约束：
1）推力的大小和正相关，/>越小轨控效率越高，越节省能耗；
2）摆动角度ф范围越小越容易工程实现，而且摆动角度范围小，转台控制的效率更高，越及时调整角度到位；
3）提供的三轴姿态控制力矩约为1~10mNm量级，和轮控力矩相当满足不同工况的姿控使用；
4）提供的三轴控制力矩要在同一量级，大小比较均匀，这样三轴力矩相互耦合干扰小，控制更高效。
采用模块化设计，微纳卫星姿轨控仓的包络尺寸为mm，理论质心在中心，通过分析：三轴控制力矩和ф的大小正相关；ф角固定时，Z方向的控制力矩大小和θ正相关。通过计算，选择θ为10度，ф为5度，可以提供的推力和三轴力矩如下：
推力：2*3*cos10=5.908mN
所产生三轴推进姿态控制力矩大小：[-0.0784，0.0784，0.0636]Nm
这个方案对于微纳卫星姿轨耦合控制较为适合，满足上面几条的设计约束，可作为一体化姿轨控制推进的设计输入。
Claims (2)
1.一种轨道飞行器姿轨耦合矢量控制系统，其特征在于，以轨道飞行器（1）的质心o建立质心坐标系o-xyz，x轴方向为轨道飞行器（1）前进方向，在轨道飞行器（1）后方左右两侧对称位置分别安装一个可摆动电推进喷嘴（2），两个电推进喷嘴（2）在轨道飞行器（1）上的安装位置与质心坐标系的xoy平面共面；
设两个电推进喷嘴（2）分别为电推进喷嘴A和电推进喷嘴B，以两个电推进喷嘴（2）的中轴线与质心坐标系的xoy平面共面时的位置为零位，两个电推进喷嘴（2）在零位时产生的推力交点为C点，电推进喷嘴A在ACz平面内一维方向转动，电推进喷嘴B在BCz平面内一维方向转动；
根据轨道飞行器姿轨耦合矢量控制系统进行轨道飞行器姿轨耦合矢量控制的方法包括如下步骤：
1）确定两个所述电推进喷嘴（2）的摆动角度和提供推力矢量极性、力矩极性的关系：
在所述轨道飞行器（1）的质心坐标系o-xyz中，所述电推进喷嘴A的力臂为Ra=[-a,-b,0]，其中a、b分别为喷嘴A、喷嘴B的安装点在质心坐标系o-xyz中x轴、y轴上的坐标值；电推进喷嘴A提供的推力矢量为Fa，电推进喷嘴B提供的推力矢量为Fb，为ACz平面、BCz平面与质心坐标系o-xyz中x轴的夹角，且/>为固定值，φ为电推进喷嘴A、电推进喷嘴B与质心坐标系o-xyz中xoy平面的夹角，且φ可变，则推力矢量Fa为：
；
其中，f为电推进喷嘴A的推力标量，可知，改变电推进喷嘴A的φ角大小就能改变推力矢量Fa在xoy平面及垂直xoy平面的分量及方向，即可改变推力矢量Fa的力矩方向；
同理，改变电推进喷嘴B的φ角大小就能改变推力矢量Fb的力矩方向，下表给出电推进喷嘴A和电推进喷嘴B随着不同φ角摆动极性而产生的推力矢量极性和力矩极性：
；
2）根据步骤1）中电推进喷嘴A、电推进喷嘴B的摆动角度和提供推力矢量极性、力矩极性的关系，如果需要提供不同的姿控角速度，则调整电推进喷嘴A、电推进喷嘴B的φ角极性和大小，就会产生三轴控制力矩，实现轨道飞行器（1）的三轴稳定控制，下表给出电推进喷嘴A、电推进喷嘴B的φ角状态对轨道飞行器（1）三轴控制力矩的控制规则：
。
2.根据权利要求1所述的轨道飞行器姿轨耦合矢量控制系统，其特征在于，两个所述电推进喷嘴（2）与所述轨道飞行器（1）通过摆动机构连接。
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