The invention discloses a fully redundant thruster 8 satellite three axis attitude control method, which comprises the following steps: S1, 8 thruster divided into group A and group B thruster thruster thruster A group comprising a total of 4 A1~A4 thruster; group B thruster comprising a total of 4 B1~ B4 S2, jet thruster; according to the control algorithm, get rolling shaft, pitch axis and yaw axis for positive and negative pulse width nominal; S3, for A or B thruster, each axis corresponds to the positive and negative pulse width of jet thruster required pulse width; S4, each thruster in each axis of jet components on A, or in group B, the maximum pulse width of each thruster thruster ratio limit. The invention can switch to another set of thrusters when any set of group thrusters is abnormal, and the three axis attitude control of the satellite can be realized by only 4 thrusters.
【技术实现步骤摘要】
一种8推力器实现完全冗余的卫星三轴姿态控制方法
本专利技术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。
技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种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,本专利技术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 ...
【技术保护点】
一种8推力器实现完全冗余的卫星三轴姿态控制方法,其特征在于,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。
【技术特征摘要】
1.一种8推力器实现完全冗余的卫星三轴姿态控制方法,其特征在于,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。2.如权利要求1所述的8推力器实现完全冗余的卫星三轴姿态控制方法,其特征在于,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A...
【专利技术属性】
技术研发人员:杜宁,尹海宁,孙锦花,王世耀,季诚胜,
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
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