[发明专利]一种8推力器实现完全冗余的卫星三轴姿态控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及卫星姿态控制方法，特别涉及一种8推力器实现完全冗余的卫星三轴姿态控制方法。

背景技术

推力器作为卫星姿态控制系统的重要部件，一般多个共同配合，通过喷出工质对卫星的反作用力和力矩，完成卫星入轨星箭分离后姿态阻尼、姿态控制、飞轮卸载、轨道保持、轨道机动等功能。

目前在轨卫星通常以单推力器完成一个轴的姿控，备份通常采用两套完全一样的推力器布局；无备份最简为6个，双备份最简12个，考虑姿轨控独立及地面布置等约束，常用16个以上推力器的布局设计方案。上述推力器布局设计方式控制算法简单，但要求推力器个数较多，推进系统管路设计和结构设计较复杂，系统重量大。

发明内容

本发明的目的是提供一种8推力器实现完全冗余的卫星三轴姿态控制方法，使在任意一组组推力器存在异常时，可切换至另一组推力器，仅通过4个推力器实现卫星三轴姿态控制。

为了实现以上目的，本发明是通过以下技术方案实现的：

一种8推力器实现完全冗余的卫星三轴姿态控制方法，其特点是，包含如下步骤：

S1，将8推力器分成A组推力器、B组推力器，所述的A组推力器包含第A1～A4共4个推力器；所述的B组推力器包含第B1～B4共4个推力器；

S2，根据喷气控制算法，得到滚动轴、俯仰轴和偏航轴所需标称的正负喷气脉宽；

S3，针对A组推力器，将各轴正负喷气脉宽对应至各推力器所需脉宽，将每个推力器在各轴喷气分量叠加，对A组推力器各个推力器脉宽最大值进行等比例限幅；

S4，针对B组推力器，将各轴正负喷气脉宽对应至各推力器所需脉宽，将每个推力器在各轴喷气分量叠加，对B组推力器各个推力器脉宽最大值进行等比例限幅。

所述的步骤S1中：

当A组推力器和B组推力器正常工作时，所述的第A1推力器用于滚动轴正向推进，所述的第B1推力器用于滚动轴负向推进，所述的第A2推力器用于俯仰轴正向推进，所述的第B2推力器用于俯仰轴负向推进，所述的第A3、B3推力器用于偏航轴正向推进，所述的第A4、B4推力器用于偏航轴负向推进。

所述的步骤S1中：

当只有A组推力器工作时，所述的第A1推力器用于滚动轴正向推进，所述的第A2、A3、A4推力器用于滚动轴负向推进，所述的第A2推力器用于俯仰轴正向推进，所述的第A1、A3、A4推力器用于俯仰轴负向推进，所述的第A1、A2、A3推力器用于偏航轴正向推进，所述的第A1、A2、A4推力器用于偏航轴负向推进。

所述的步骤S1中：

当只有B组推力器工作时，所述的第B2、B3、B4推力器用于滚动轴正向推进，所述的第B1推力器用于滚动轴负向推进，所述的第B1、B3、B4推力器用于俯仰轴正向推进，所述的第B2推力器用于俯仰轴负向推进，所述的第B1、B2、B3推力器用于偏航轴正向推进，所述的第B1、B2、B4推力器用于偏航轴负向推进。

本发明与现有技术相比，具有以下优点：

本发明仅通过4个推力器实现卫星三个轴姿态控制，即仅通过8个推力器实现卫星姿态的完全冗余控制。本发明给出了具体的各推力器喷气宽度计算方法，并以矩阵形式清晰表达了各推力器输出脉宽和标称脉宽的对应关系，工程实现简便。

附图说明

图1为本发明一种的推力器布局图；

图2为本发明一种的推力器布局图

图3为本发明斜开关线控制算法图。

具体实施方式

以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。

一种8推力器实现完全冗余的卫星三轴姿态控制方法，包含如下步骤：

S1，将8推力器分成A组推力器、B组推力器，所述的A组推力器包含第A1～A4共4个推力器；所述的B组推力器包含第B1～B4共4个推力器；(各个推力器的角度布局参见图1-2)

S2，根据斜开关线的喷气控制算法，得到滚动轴、俯仰轴和偏航轴所需标称的正负喷气脉宽；

斜开关控制算法数学描述如下：

其中T_on1～T_on3表示斜开关线控制算法各分区对应的喷气脉宽指令；X₁～X₃表示各条开关线的横截距，Xpa～Xpc表示各开关线的纵截距；Y₁表示星体角速度限幅值，ω表示星体角速度，sω表示星体姿态，τ表示开关线斜率；