[发明专利]一种基于姿控推力器复用的卫星推进剂管理方法

说明书

本发明公开了一种基于姿控推力器复用的卫星推进剂管理方法，包含：S1，利用姿态角速度、姿态角估值和控制器参数计算控制力矩；S2，计算姿控推力器需要发送的控制脉宽；S3，根据姿控推力器需要发送的控制脉宽，以及用于推进剂管理的推力器选择情况，计算分配到每台推力器上的喷气指令；S4，根据计算的喷气指令，对需要接通的推力器电磁阀完成阀门开关控制；S5，重复上述步骤，实现卫星推进剂管理。本发明能够仅用同一组推力器，使用复用控制技术，通过对推进剂管理和姿态控制需要产生的控制力矩进行精密计算，实现推进剂储箱液体管理和姿态控制。

技术领域

本发明涉及推进剂管理技术，特别涉及一种基于姿控推力器复用的卫星推进剂管理方法。

背景技术

地球静止轨道卫星在与运载火箭完成星箭分离后，卫星处于微重环境下的转移轨道段，需进行多次变轨控制后，进入地球静止轨道，在每次变轨前，为保证变轨发动机再启动，必须解决好推进剂管理问题。同时卫星姿轨控系统需建立远地点点火姿态，为了建立和保持姿态，需要使用姿控推力器进行姿态控制。通常卫星姿轨控系统使用的执行机构包括轨控推力器和姿控推力器两种，轨控推力器在同步轨道段用于轨道控制，而在转移轨道段用于推进剂储箱液体沉底，姿控推力器用于正常的姿态稳定控制，缺点在于在进行推进剂沉底控制的同时，推力器喷气所产生的力矩会对星体产生额外的外干扰力矩，需要姿控推力器去补偿，另一方面，在姿控推力器工作时，会对推进剂储箱产生额外的力，进而影响推进剂管理效率。因此，设计一种基于姿控推力器复用的卫星推进剂管理方法，如何提高推进剂管理的效率，有效减少变轨过程中由大量推进剂液体晃动引起外干扰力矩，完成卫星变轨控制，显得非常重要。

发明内容

本发明的目的是提供一种基于姿控推力器复用的卫星推进剂管理方法，仅用同一组推力器，使用复用控制技术，通过对推进剂管理和姿态控制需要产生的控制力矩进行精密计算，实现推进剂储箱液体管理和姿态控制，仅对星体产生必要的力或力矩，提高卫星推进剂管理效率，提升变轨效率和姿态控制精度。

为了实现以上目的，本发明是通过以下技术方案实现的：

一种基于姿控推力器复用的卫星推进剂管理方法，其特点是，包含：

S1，利用姿态角速度、姿态角估值和控制器参数计算控制力矩；

S2，计算姿控推力器需要发送的控制脉宽；

S3，根据姿控推力器需要发送的控制脉宽，以及用于推进剂管理的推力器选择情况，计算分配到每台推力器上的喷气指令；

S4，根据计算的喷气指令，对需要接通的推力器电磁阀完成阀门开关控制；

S5，重复上述步骤，实现卫星推进剂管理。

所述的步骤S1包含：

执行PD控制算法，控制力矩用T_ci(i＝x,y,z)表示，计算如下：

式中，K_Pi,K_Di(i＝x,y,z)为控制器参数；

为姿态角估值；

为姿态角速度。

所述的步骤S2包含：

计算控制脉宽，用T_oni(i＝x,y,z)表示，计算如下：

其中，T_s为控制周期，i＝x,y,z。。

所述的步骤S3包含：

步骤S3.1，执行姿态控制指令分配：