一种基于轨控推力器脉宽调制的姿轨一体化控制方法与流程

本发明属于航天
技术领域：
；具体涉及一种基于轨控推力器脉宽调制的姿轨一体化控制方法。
背景技术：
：当前应用的轨控方案以轨控推力器与姿控推力器解耦控制为主，一般采用1～2台大推力轨控推力器+6～14台姿态控制推力器的组合，典型的设计如嫦娥四号中继卫星才用了2台轨控推力器+12台姿控推力器的方案。技术实现要素：本发明提供一种基于轨控推力器脉宽调制的姿轨一体化控制方法，用以解决上述问题，只需要4台对称安装的轨控推力器即可达到同类型6-14台轨控推力器的效果。本发明通过以下技术方案实现：一种基于轨控推力器脉宽调制的姿轨一体化控制方法，所述控制方法包括以下步骤：步骤1：设卫星质心坐标系xyz，假设推力器安装面为卫星的+z方向的舱板，4台推力器喷口位于同一平面内，该平面平行于卫星质心坐标系的xoy平面，并关于卫星本体坐标系坐标轴在推力器喷口所在平面内的投影对称；步骤2：利用步骤1的4台推力器开始进行轨道控制；步骤3：利用步骤1的4台推力器继续进行轨道控制；步骤4：用于轨道控制的推力器持续开机的信号与姿态测量；步骤5：根据步骤4姿态测量的结果计算偏差姿态；步骤6：根据步骤5计算偏差姿态后判断x轴姿态是否偏差，y轴姿态是否偏差：步骤7：若x轴姿态偏差为正则推力器t2关机并发送调制信号，若x轴姿态偏差为负则推力器t4关机并发送调制信号，若y轴姿态偏差为正则推力器t3关机并发送调制信号，若y轴姿态偏差为负则推力器t1关机并发送调制信号；步骤8：将步骤7中的四个调制信号叠加后再与步骤4中的轨道控制推力器持续开机信号叠加，判断点火时长是否满足；步骤9：若为否则重复步骤3-步骤8，若为是则结束轨道控制。进一步的，所述步骤2与步骤3的推力器的轨道控制信号在每个控制周期起始时刻以“本周期各推力器的开通时长”的形式给出，即控制信号u可写为如下表达形式：u＝[t1t2t3t4]上式中，t1、t2、t3和t4为推力器t1、t2、t3和t4本周期内的开通时间。进一步的，所述步骤7中各推力器每个控制周期内的开通信号由两部分组成：一部分是根据轨控累计点火时间是否达到目标值而决定的本周期内是否继续进行轨道控制；若轨道控制时间未达到点火时间，则4台推力器均配置为打开信号，反之则配置为关闭信号，记为u1进一步的，另一部分是根据航天器当前的姿态与目标姿态的差值及姿态角速度与目标角速度的差值，形成姿态偏差信号，再根据姿态偏差信号计算出期望控制力矩的方向和大小，生成对应推力器组的开机信号，记为u2。进一步的，所述若轨道控制时间未达到点火时间，则4台推力器均配置为打开信号，反之则配置为关闭信号，记为u1，所述姿态偏差信号计算出期望控制力矩的方向和大小，生成对应推力器组的开机信号，记为u2；根据公式：u＝u1-u2对信号进行叠加，形成各台推力器本周期的开关信号本发明的有益效果是：1.相比于传统的采用1～2台轨控推力器+6台姿控推力器进行轨道维持的方案本发明采用4台轨控推力器进行姿轨一体化控制的需要的推力器数量较少，可显著降低推进系统的硬件成本。2.相比于传统的采用1～2台轨控推力器+6台姿控推力器进行轨道维持的方案，本发明采用4台轨控推力器进行姿轨一体化控制可显著降低推进系统重量。3.相比于采用1台轨控推力器进行轨道控制的方案，本发明采用4台轨控推力器进行姿轨一体化控制可进行长时间、大速度增量的轨道控制，且对卫星质量偏心的要求相对较低，工程上可行性更好。附图说明图1本发明的推力器布局立体示意图。图2本发明的推力器布局俯视图。图3本发明的推力器布局主视图。图4本发明的控制流程图。具体实施方式下面将结合本发明实施例中的附图对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。一种基于轨控推力器脉宽调制的姿轨一体化控制方法，航天器轨道控制期间，由于外部干扰力矩、发动安装误差及推力误差等一系列因素，引起姿态不可避免的偏离点火姿态，需要通过施加姿态控制力矩克服外部干扰。轨控期间通过对发动机进行脉宽调制输出所需的姿态控制力矩，所述控制方法包括以下步骤：步骤1：设卫星质心坐标系xyz，假设推力器安装面为卫星的+z方向的舱板，4台推力器喷口位于同一平面内，该平面平行于卫星质心坐标系的xoy平面，并关于卫星本体坐标系坐标轴在推力器喷口所在平面内的投影对称；推力器安装方向示意图如图1、图2和图3。推力器产生的推力方向如表1所示；表1推力器输出推力方向推力器t10,sin(15°),-cos(15°)推力器t20,sin(15°),-cos(15°)推力器t30,-sin(15°),-cos(15°)推力器t40,-sin(15°),-cos(15°)步骤2：利用步骤1的4台推力器开始进行轨道控制；步骤3：利用步骤1的4台推力器继续进行轨道控制；步骤4：用于轨道控制的推力器持续开机的信号与姿态测量；步骤5：根据步骤4姿态测量的结果计算偏差姿态；步骤6：根据步骤5计算偏差姿态后判断x轴姿态是否偏差，y轴姿态是否偏差：步骤7：若x轴姿态偏差为正则推力器t2关机并发送调制信号，若x轴姿态偏差为负则推力器t4关机并发送调制信号，若y轴姿态偏差为正则推力器t3关机并发送调制信号，若y轴姿态偏差为负则推力器t1关机并发送调制信号；步骤8：将步骤7中的四个调制信号叠加后再与步骤4中的轨道控制推力器持续开机信号叠加，判断点火时长是否满足；步骤9：若为否则重复步骤3-步骤8，若为是则结束轨道控制。进一步的，所述步骤2与步骤3的推力器的轨道控制信号在每个控制周期起始时刻以“本周期各推力器的开通时长”的形式给出，即控制信号u可写为如下表达形式：u＝[t1t2t3t4]上式中，t1、t2、t3和t4为推力器t1、t2、t3和t4本周期内的开通时间。进一步的，所述步骤7中各推力器每个控制周期内的开通信号由两部分组成：一部分是根据轨控累计点火时间是否达到目标值而决定的本周期内是否继续进行轨道控制；若轨道控制时间未达到点火时间，则4台推力器均配置为打开信号，反之则配置为关闭信号，记为u1。进一步的，另一部分是根据航天器当前的姿态与目标姿态的差值及姿态角速度与目标角速度的差值，形成姿态偏差信号，再根据姿态偏差信号计算出期望控制力矩的方向和大小，根据表2，生成对应推力器组的开机信号，记为u2。4台推力器通过两两组合可以输出6个方向的姿态控制力矩，如表2所示。表2输出力矩组合力矩方向推力器组合+xt3+t4-xt1+t2+yt1+t4-yt2+t3+zt1+t3-zt2+t4进一步的，所述若轨道控制时间未达到点火时间，则4台推力器均配置为打开信号，反之则配置为关闭信号，记为u1，所述姿态偏差信号计算出期望控制力矩的方向和大小，生成对应推力器组的开机信号，记为u2；根据公式：u＝u1-u2对信号进行叠加，形成各台推力器本周期的开关信号。当前第1页12