一種基於雙力矩四稜錐的8推力器布局設計方法
2023-10-08 15:46:19 1
專利名稱：一種基於雙力矩四稜錐的8推力器布局設計方法
技術領域：
本發明涉及航天飛行器姿態與軌道控制領域，尤其為一種滿足姿控備份要求的8推力器配置與布局設計方法，具體地為一種基於雙力矩四稜錐的8推力器布局設計方法。
背景技術：
推力器作為衛星姿態控制系統的重要部件，一般多個共同配合，通過噴出工質對衛星的反作用力和力矩，完成衛星入軌星箭分離後姿態阻尼、姿態控制、飛輪卸載、軌道保持、軌道機動等功能。現有的太空飛行器大多設計為一次性使用，為保證使用壽命，通常採用冗餘設計。另一方面由於成本和重量限制，備份又不能太多。推力器的選型與配置，在考慮滿足使用功能的基礎上，也有適當的備份。 工程上通常基於單個推力器產生力矩沿衛星三個本體軸，考慮X、Y、Z軸的正負向，如圖I所示各推力器獨立工作，最簡配置需要6個推力器，如圖2所示。表I姿控推力器功能表
軸向執行推力器備份
~+XFl^
F2^
~+YF3^
M^
~TlF5^
~~ZF6^目前在軌衛星推力器組合布局方式主要有如下幾種I)某實踐系列衛星採用6個推力器，可完成三軸姿態控制，其中任一推力器故障，將無法滿足全姿態控制功能，系統將失效。此為目前在軌衛星最簡配置。如圖2。2)某遙感衛星採用12個推力器，分為A、B兩組，任一組均可完成三軸姿態控制，為雙備份系統。如圖3。3)某遙感衛星採用16個單組元推力器，均布於衛星底板，第9、10、11、12、13、14、15、16號單組元推力器為正裝垂直於底面，第1、2、3、4、5、6、7、8號單組推力器為斜裝25。(與底面夾角)，分主、備兩套推力器，完成三軸姿態控制，為雙備份系統。如圖4。4)某風雲系列衛星採用24個單組元推力器，完成姿態控制功能雙備份及部分軌道控制功能。姿軌控推力 器獨立工作。如圖5。通過分析以上及其他在軌衛星的推力器布局設計，可得出以下結論目前在軌衛星通常以單推力器完成一個軸的姿控，備份通常採用兩套完全一樣的推力器布局；無備份最簡為6個，雙備份最簡12個，考慮姿軌控獨立及地面布置等約束，存在16個以上的方案，推力器個數較多，較複雜；姿軌控共用比姿軌控獨立控制省推力器，且較成熟。現有衛星推力器布局設計存在優化的空間。在削減推力器個數的情況下，保證三軸姿態控制雙備份的使用功能。
發明內容
本發明為了探究一種最簡布局方法，在不削減使用功能的前提下，進一步精簡目前工程上最簡12個推力器的布局設計方案，完成衛星三軸姿態控制功能，同時有備份，即任一路推力器故障，仍能滿足三軸姿態控制使用功能。根據本發明的一個方面，提供一種基於雙力矩四稜錐的8推力器布局設計方法，其特徵在於，包括如下步驟步驟A :確定力矩四稜錐在衛星本體坐標系下的指向方向；步驟B :以單力矩四稜錐方案為基線，確定基於力矩四稜錐的衛星4個推力器的布局方案;步驟C :確定雙力矩四稜錐在衛星本體坐標系下的指向方向； 步驟D :根據所述基於力矩四稜錐的衛星4個推力器的布局方案、以及所述雙力矩四稜錐在衛星本體坐標系下的指向方向，確定滿足姿控備份功能及部分軌控功能的8推力器配置與布局設計方案。優選地，在所述步驟A中，具體地力矩四稜錐中，定義Tl、T2、T3、T4代表力矩矢量，一般形式的四個矢量構成空間四稜錐，即空間任一矢量可由四稜錐的3個矢量合成得至IJ。見圖7。優選地，T1-T2構成的面與T3-T4構成的面相垂直，四力矩相等時，T1-T2連線、T3-T4連線沿衛星本體軸。優選地，在所述步驟B中，具體地根據所述力矩四稜錐在衛星本體坐標系下的指向方向，確定每個推力器在衛星表面的指向，得出推力方向沿主軸的4個推力器在衛星表面的布局配置的典型方案。優選地，所述典型方案包括單邊式、雙邊式、對角式、非對稱式。優選地，在保證力矩方向同時，通過小角度斜裝避開實際布局羽流影響。優選地，在所述步驟C中，具體地雙力矩四稜錐中，定義！'1&、12&、13&、14&、1'113、T2b、T3b、T4b代表力矩矢量，a組和b組的4個推力器均滿足所述步驟A中要求的力矩四稜錐在衛星本體坐標系下的指向方向，其中Tla-T2a構成的面與T3b-T4b構成的面不共面。優選地，Tla-T2a構成的面與T3b_T4b構成的面相垂直。見圖11。優選地，在所述步驟D中，具體地根據所述基於力矩四稜錐的衛星4個推力器的布局方案、以及所述雙力矩四稜錐在衛星本體坐標系下的指向方向，通過兩兩組合，得到8個推力器的布局方案(單面式I、單面式2、體對稱式)。
優選地，在保證力矩方向同時，通過小角度斜裝避開實際布局羽流影響。
圖I為衛星本體系下各軸力矩方向示意圖；圖2為在軌衛星推力器安裝布局I (圖中坐標係為衛星本體坐標系);圖3為在軌衛星推力器安裝布局2 (圖中坐標係為衛星本體坐標系);圖4為在軌衛星推力器安裝布局3 (底板)；圖5為在軌衛星推力器安裝布局4 (底板)；圖6為力矩四稜錐各力矩方向示意圖；圖7為基於力矩四稜錐的推力器布局方案I (單邊式)；圖8為基於力矩四稜錐的4推力器布局方案2 (雙邊式)；圖9為基於力矩四稜錐的4推力器布局方案3 (對角式)；圖10為基於力矩四稜錐的4推力器布局方案3 (非對稱式)；圖11為雙力矩四稜錐各力矩方向示意圖；圖12為基於雙力矩四稜錐的8推力器布局方案I (單面式I)；圖13為基於雙力矩四稜錐的8推力器布局方案2 (單面式2)；圖14為基於雙力矩四稜錐的8推力器布局方案3 (體對稱式)。
具體實施例方式1)4個推力器的力矩四稜錐布局方法本發明基於力矩四稜錐的組合原理為設計基線，既理論上通過4個推力器，完成三個軸姿態控制，此時對任一軸控制，需通過推力器組合工作的方式，如圖6所示根據圖6中每個推力器的力矩方向，每一個控制指令力矩Tc，都可以通過這4個中的3個組合實現，四個推力器將空間分成四個區，期望力矩Tc落在哪個區，就可以由相應3個推力器產生。工程上推力器推力都是恆定的，對推力大小的調整由每個推力器工作時間來控制(脈衝寬度X脈衝次數)。圖7示意了力矩四稜錐(T1、T2、T3、T4)在衛星本體坐標系的投影，質心_T1_T2平面與質心-T3-T4平面相垂直，T1、T2、T3、T4任三個矢量不共面，根據力矩要求，產生力矩T的推力器F的布局方式有很多種，圖7至圖10列出四種推力器沿坐標軸的布局方式，分別為單邊式、雙邊式、對角式、非對稱式對於圖7至圖10中示出的四種推力器布局方案，推力器組合使用功能表是一樣的表2姿控推力器功能表
權利要求
1.一種基於雙カ矩四稜錐的8推力器布局設計方法，其特徵在於，包括如下步驟 步驟A :確定カ矩四稜錐在衛星本體坐標系下的指向方向； 步驟B 以單カ矩四稜錐方案為基線，確定基於カ矩四稜錐的衛星4個推力器的布局方案； 步驟C :確定雙力矩四稜錐在衛星本體坐標系下的指向方向； 步驟D :根據所述基於カ矩四稜錐的衛星4個推力器的布局方案、以及所述雙カ矩四稜錐在衛星本體坐標系下的指向方向，確定滿足姿控備份功能及部分軌控功能的8推力器配置與布局設計方案。
2.根據權利要求I所述的基於雙カ矩四稜錐的8推力器布局設計方法，其特徵在於，在所述步驟A中，具體地カ矩四稜錐中，定義Tl、T2、T3、T4代表カ矩矢量，一般形式的四個矢量構成空間四稜錐，即空間任一矢量可由四稜錐的3個矢量合成得到。
3.根據權利要求2所述的基於雙カ矩四稜錐的8推力器布局設計方法，其特徵在幹，T1-T2構成的面與T3-T4構成的面相垂直，四力矩相等吋，T1-T2連線、T3-T4連線沿衛星本體軸。
4.根據權利要求I所述的基於雙カ矩四稜錐的8推力器布局設計方法，其特徵在於，在所述步驟B中，具體地根據所述力矩四稜錐在衛星本體坐標系下的指向方向，確定每個推力器在衛星表面的指向，得出推力方向沿主軸的4個推力器在衛星表面的布局配置的典型方案。
5.根據權利要求4所述的基於雙カ矩四稜錐的8推力器布局設計方法，其特徵在於，所述典型方案包括單邊式、雙邊式、對角式、非対稱式。
6.根據權利要求4所述的基於雙カ矩四稜錐的8推力器布局設計方法，其特徵在於，在保證カ矩方向同時，通過小角度斜裝避開實際布局羽流影響。
7.根據權利要求I所述的基於雙カ矩四稜錐的8推力器布局設計方法，其特徵在於，在所述步驟C中，具體地雙カ矩四稜錐中，定義Tla, T2a、T3a、T4a、Tib、T2b、T3b、T4b代表カ矩矢量，a組和b組的4個推力器均滿足所述步驟A中要求的力矩四稜錐在衛星本體坐標系下的指向方向，其中Tla-T2a構成的面與T3b_T4b構成的面不共面。
8.根據權利要求7所述的基於雙カ矩四稜錐的8推力器布局設計方法，其特徵在幹，Tla-T2a構成的面與T3b_T4b構成的面相垂直。
9.根據權利要求I所述的基於雙カ矩四稜錐的8推力器布局設計方法，其特徵在於，在所述步驟D中，具體地根據所述基於カ矩四稜錐的衛星4個推力器的布局方案、以及所述雙力矩四稜錐在衛星本體坐標系下的指向方向，通過兩兩組合，得到8個推力器的布局方案。
10.根據權利要求9所述的基於雙カ矩四稜錐的8推力器布局設計方法，其特徵在幹，在保證カ矩方向同時，通過小角度斜裝避開實際布局羽流影響。
全文摘要
本發明提供一種基於雙力矩四稜錐的8推力器布局設計方法，包括步驟步驟A確定力矩四稜錐在衛星本體坐標系下的指向方向；步驟B以單力矩四稜錐方案為基線，確定基於力矩四稜錐的衛星4個推力器的布局方案；步驟C確定雙力矩四稜錐在衛星本體坐標系下的指向方向；步驟D根據所述基於力矩四稜錐的衛星4個推力器的布局方案、以及所述雙力矩四稜錐在衛星本體坐標系下的指向方向，確定滿足姿控備份功能及部分軌控功能的8推力器配置與布局設計方案。在不削減使用功能的前提下，進一步精簡目前工程上最簡12個推力器的布局設計方案，完成衛星三軸姿態控制功能，同時有備份，即任一路推力器故障，仍能滿足三軸姿態控制使用功能。
文檔編號B64G1/40GK102649481SQ20121012098
公開日2012年8月29日 申請日期2012年4月23日 優先權日2012年4月23日
發明者劉勝, 崔本傑, 成飛, 沈慶豐 申請人:上海衛星工程研究所