一种基于姿控推力器复用的卫星推进剂管理方法技术

本发明专利技术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。本发明专利技术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。

A satellite propellant management method based on multiplexing of attitude control thruster

The invention discloses a satellite propellant management method based on attitude control thruster reuse, which comprises: S1, calculating control torque by using attitude angular velocity, attitude angle estimation and controller parameters; S2, calculating control pulse width to be transmitted by attitude control thruster; S3, controlling pulse width to be transmitted according to attitude control thruster requirements; and For propellant management thruster selection, calculate the jet instructions assigned to each thruster; S4, according to the calculated jet instructions, complete valve switching control for the thruster solenoid valve to be connected; S5, repeat the above steps to achieve satellite propellant management. The invention can realize liquid management and attitude control of propellant tank by precisely calculating the control torque needed for propellant management and attitude control using the same group of thrusters and the reuse control technology.

【技术实现步骤摘要】
一种基于姿控推力器复用的卫星推进剂管理方法
本专利技术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。
技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术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，本专利技术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Tci(i＝x,y,z)表示，计算如下：式中，KPi,KDi(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Toni(i＝x,y,z)表示，计算如下：其中，Ts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：正常姿态控制喷气指令TJi(i＝1,..,6)计算如下：步骤S3.2，根据注数指令要求，进行推进剂沉底管理，对用于沉底的姿控推力器喷气指令计算为：假定推力器J1、推力器J2用于推进剂沉底管理，则推力器J1、J2喷气指令为：假定推力器J3、推力器J4用于液体沉底，则推力器J3、推力器J4喷气指令为：所述的步骤S4包含：喷气宽度用表示，计算如下：式中，TJi(i＝1,..,6)为喷气指令；KZT为喷气指令编码分辨率；当分配给对应推力器的喷气指令TJi(i＝1,..,6)大于0时，则选择接通对应的推力器电磁阀，并打开阀门，喷气宽度相应递减；当喷气时间长度达到喷气宽度时，即喷气宽度为0时，则关闭对应的推力器电磁阀；当分配给对应推力器的控制脉宽等于0时，则关闭对应推力器的电磁阀。本专利技术与现有技术相比，具有以下优点：本专利技术仅用同一组推力器，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。附图说明图1为本专利技术一种基于姿控推力器复用的卫星推进剂管理方法的流程图。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，对本专利技术做进一步阐述。如图1所示，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。所述的步骤S1包含：执行PD控制算法，控制力矩用Tci(i＝x,y,z)表示，计算如下：式中，KPi,KDi(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Toni(i＝x,y,z)表示，计算如下：其中，Ts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：正常姿态控制喷气指令TJi(i＝1,..,6)计算如下：步骤S3.2，根据注数指令要求，进行推进剂沉底管理，对用于沉底的姿控推力器喷气指令计算为：假定推力器J1、推力器J2用于推进剂沉底管理，则推力器J1、J2喷气指令为：假定推力器J3、推力器J4用于液体沉底，则推力器J3、推力器J4喷气指令为：所述的步骤S4包含：喷气宽度用表示，计算如下：式中，TJi(i＝1,..,6)为喷气指令；KZT为喷气指令编码分辨率；当分配给对应推力器的喷气指令TJi(i＝1,..,6)大于0时，则选择接通对应的推力器电磁阀，并打开阀门，喷气宽度相应递减；当喷气时间长度达到喷气宽度时，即喷气宽度为0时，则关闭对应的推力器电磁阀；当分配给对应推力器的控制脉宽等于0时，则关闭对应推力器的电磁阀。推力器电磁阀用Ji(i＝1,..,6)表示，控制结果如下表：表1推力器电磁阀控制表综上所述，本专利技术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。尽管本专利技术的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本专利技术的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本专利技术的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本专利技术的保护范围应由所附的权利要求来限定。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于姿控推力器复用的卫星推进剂管理方法，其特征在于，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。

【技术特征摘要】
1.一种基于姿控推力器复用的卫星推进剂管理方法，其特征在于，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。2.如权利要求1所述的基于姿控推力器复用的卫星推进剂管理方法，其特征在于，所述的步骤S1包含：执行PD控制算法，控制力矩用Tci(i＝x,y,z)表示，计算如下：式中，KPi,KDi(i＝x,y,z)为控制器参数；为姿态角估值；为姿态角速度。3.如权利要求1所述的基于姿控推力器复用的卫星推进剂管理方法，其特征在于，所述的步骤S2包含：计算控制脉宽，用Toni(i＝x,y,z)表示，计算如下：其中，Ts为控制周期，i＝x,y,z。4.如权利要求1所述的基于姿控推力...

【专利技术属性】
技术研发人员：马雪阳，沈怡颹，孟其琛，何益康，余维，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31