一种冲量等效喷气控制系统及控制方法技术方案

本发明专利技术公开了一种冲量等效喷气控制系统及控制方法，该系统包括：获取指令角动量的角动量指令模块；对角动量指令模块获取的指令角动量进行冲量等效，生成喷嘴序号及开启时长的冲量等效模块；及根据冲量等效模块计算的喷嘴序号及开启时长进行电磁阀的开关控制的电磁阀开关模块。本发明专利技术提供的冲量等效喷气控制系统及控制方法，从燃料最优思路出发，通过搭建冲量等效喷气控制系统，对计算流程进行详细描述，给出了冲量等效喷气控制的实现过程，提出了一种最优的燃料节省方案，解决了航天器的喷气姿态控制的燃料优化问题，对航天器的长寿命、轻负载有很大的意义。

An impulse equivalent jet control system and its control method

The invention discloses an impulse equivalent jet control system and a control method, which comprises an angular momentum command module for acquiring command angular momentum, an impulse equivalent for acquiring command angular momentum command module, an impulse equivalent module for generating nozzle sequence number and opening time, and a calculation based on impulse equivalent module. The switch module of the solenoid valve is controlled by the switch number of the solenoid valve and the opening time of the nozzle. The impulse equivalent jet control system and the control method provided by the invention are described in detail by setting up the impulse equivalent jet control system according to the optimal fuel idea, and the calculation flow is described in detail. The realization process of the impulse equivalent jet control is given, and an optimal fuel saving scheme is proposed to solve the spacecraft injection. The fuel optimization problem of gas attitude control is of great significance to the long life and light load of spacecraft.

【技术实现步骤摘要】
一种冲量等效喷气控制系统及控制方法
本专利技术涉及航天器
更具体地，涉及一种冲量等效喷气控制系统及控制方法。
技术介绍
航天器的姿态控制和轨道控制都会用到喷气控制，喷气控制的原理是通过喷气形成反作用力，进而能够将航天器的姿态调整至预期位置，也能够将航天器的轨道调整至预期轨道。喷气控制的优点在于快速、推力大，同时它的缺点在于无法长期使用，原因是燃料存储有限。实现喷气控制的燃料节省意味着更长久的控制寿命，这对于航天器的长寿命生存具备相当大的意义。现有常用的喷气控制方法包括相平面控制方法、PID控制方法等。相平面控制方法的原理是将速度和位移两维信息组成的平面划分成若干个区域，在每个区域执行各自特殊的运算逻辑，打开相应特定的推力器喷嘴，并指定喷嘴的开机脉宽，相当于特定的推力器喷嘴组合执行各自的任务。相平面上越多的区域划分意味着越细致的控制效果，但区域过多时造成问题的复杂化，同时在设计相平面参数时，需要遍历推力器组合推力效果后，再来确定喷嘴组合。PID控制方法的原理是将速度和位移二维信息通过一定的数学运算形成适当的控制力矩指令，该控制指令的形成主要是由比例项、微分项和积分项组成。获取控制指令完毕后，会通过对一个高维度矩阵的匹配运算，选择出需要打开的喷嘴和开机脉宽。该方法同相平面方法出发点虽不同，但二者的原理基本上都是对相平面上的不同区域执行各自适合的操作，均未从原理上实现最优燃料节省控制。航天器携带喷气的总量是决定航天器任务周期或在轨寿命重要的一环，燃料消耗最小的喷气控制至关重要。因此，需要提供一种最优的燃料节省方案。
技术实现思路
为了解决上述技术问题，本专利技术提供一种冲量等效喷气控制系统及控制方法，从燃料最优思路出发，通过搭建冲量等效喷气控制系统，对计算流程进行详细描述，给出了冲量等效喷气控制的实现过程，提出了一种最优的燃料节省方案，解决了航天器的喷气姿态控制的燃料优化问题，对航天器的长寿命、轻负载有很大的意义。为了实现以上目的，本专利技术采用以下技术方案：本专利技术一方面提供一种冲量等效喷气控制系统，该系统包括：获取指令角动量的角动量指令模块；对角动量指令模块获取的指令角动量进行冲量等效，生成喷嘴序号及开启时长的冲量等效模块；及根据冲量等效模块计算的喷嘴序号及开启时长进行电磁阀的开关控制的电磁阀开关模块。优选地，所述角动量指令模块是根据航天器的姿态信息获取的指令角动量。本专利技术另一方面提供一种冲量等效喷气控制方法，该方法包括以下骤：S1、搭建冲量等效喷气控制系统；所述搭建冲量等效喷气控制系统包括：获取指令角动量的角动量指令模块；对角动量指令模块获取的指令角动量进行冲量等效，生成喷嘴序号及开启时长的冲量等效模块；及根据冲量等效模块计算的喷嘴序号及开启时长进行电磁阀的开关控制的电磁阀开关模块；S2、角动量指令模块获取指令角动量P；S3、冲量等效模块生成喷嘴序号及开启时长；S4、电磁阀开关模块根据冲量等效模块生成的喷嘴序号及开启时长控制电磁阀的开启与关闭。具体地，所述角动量指令模块是根据航天器的姿态信息获取的指令角动量。具体地，S3中冲量等效模块生成喷嘴序号及开启时长的具体过程为：将所有序号喷嘴的输出力矩矢量构成矩阵M，依次选择三个矢量构成如下矩阵：B＝[MjMkMl](1)公式(1)中，Mj为序号j喷嘴的力矩，Mk为序号k喷嘴的力矩，Ml为序号l喷嘴的力矩；令cB＝[1,1,1],cN＝[1,1,...,1],对M、cN的第j、k、l列清零，令：λ＝B-1*p(2)在cB*B-1*M-cN≤0,λ≥0满足时，将λ的值作为序号j、k、l喷嘴的开机时长。优选地，S4具体为：电磁阀开关模块根据冲量等效模块生成的喷嘴序号及开启时长控制相应序号喷嘴的电磁阀开启，维持开启时长后关闭电磁阀。本专利技术的有益效果如下：本专利技术提供的冲量等效喷气控制系统及控制方法，从燃料最优思路出发，通过搭建冲量等效喷气控制系统，对计算流程进行详细描述，给出了冲量等效喷气控制的实现过程，提出了一种最优的燃料节省方案，解决了航天器的喷气姿态控制的燃料优化问题，对航天器的长寿命、轻负载有很大的意义。具体实施方式为了更清楚地说明本专利技术，下面结合优选实施例对本专利技术做进一步的说明。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本专利技术的保护范围。本专利技术一方面提供一种冲量等效喷气控制系统，该系统包括：获取指令角动量的角动量指令模块；所述角动量指令模块是根据航天器的姿态信息获取的指令角动量；对角动量指令模块获取的指令角动量进行冲量等效，生成喷嘴序号及开启时长的冲量等效模块；及根据冲量等效模块计算的喷嘴序号及开启时长进行电磁阀的开关控制的电磁阀开关模块。本专利技术另一方面提供一种冲量等效喷气控制方法，该方法包括以下骤：S1、搭建如上冲量等效喷气控制系统；所述角动量指令模块是根据航天器的姿态信息获取的指令角动量；所述搭建冲量等效喷气控制系统包括：获取指令角动量的角动量指令模块；对角动量指令模块获取的指令角动量进行冲量等效，生成喷嘴序号及开启时长的冲量等效模块；及根据冲量等效模块计算的喷嘴序号及开启时长进行电磁阀的开关控制的电磁阀开关模块；S2、角动量指令模块获取指令角动量p；S3、冲量等效模块生成喷嘴序号及开启时长；将所有序号喷嘴的输出力矩矢量构成矩阵M，依次选择三个矢量构成如下矩阵：B＝[MjMkMl](1)公式(1)中，Mj为序号j喷嘴的力矩，Mk为序号k喷嘴的力矩，Ml为序号l喷嘴的力矩；令cB＝[1,1,1],cN＝[1,1,...,1],对M、cN的第j、k、l列清零，令：λ＝B-1*p(2)在cB*B-1*M-cN≤0,λ≥0满足时，将λ的值作为序号j、k、l喷嘴的开机时长。S4、电磁阀开关模块根据冲量等效模块生成的喷嘴序号及开启时长控制相应序号喷嘴的电磁阀开启，维持开启时长后关闭电磁阀。本专利技术从喷气控制原理出发，给出了一种既节省燃料又提高效率的最优控制策略，能够最大节省喷气控制的燃料成本，解决航天器在姿态控制、轨道控制时的燃料成本优化问题，以降低航天器发射时的燃料负载、增加航天器在轨飞行时的喷气控制寿命、延长航天器的轨道维持寿命。本专利技术针对目前相平面方法和PID方法在节省燃料时的局限性，从原理上解释燃料最优的喷气控制实现方案，并给出具体的技术方案和实施方式。相比于相平面方法和PID方法，本专利技术能够提高喷气控制的效率，减少喷气燃料的浪费。显然，本专利技术的上述实施例仅仅是为清楚地说明本专利技术所作的举例，而并非是对本专利技术的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本专利技术的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本专利技术的保护范围之列。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种冲量等效喷气控制系统，其特征在于，该系统包括：获取指令角动量的角动量指令模块；对角动量指令模块获取的指令角动量进行冲量等效，生成喷嘴序号及开启时长的冲量等效模块；及根据冲量等效模块计算的喷嘴序号及开启时长进行电磁阀的开关控制的电磁阀开关模块。

【技术特征摘要】
1.一种冲量等效喷气控制系统，其特征在于，该系统包括：获取指令角动量的角动量指令模块；对角动量指令模块获取的指令角动量进行冲量等效，生成喷嘴序号及开启时长的冲量等效模块；及根据冲量等效模块计算的喷嘴序号及开启时长进行电磁阀的开关控制的电磁阀开关模块。2.根据权利要求1所述的冲量等效喷气控制系统，其特征在于，所述角动量指令模块是根据航天器的姿态信息获取的指令角动量。3.一种冲量等效喷气控制方法，其特征在于，该方法包括以下骤：S1、搭建冲量等效喷气控制系统；所述搭建冲量等效喷气控制系统包括：获取指令角动量的角动量指令模块；对角动量指令模块获取的指令角动量进行冲量等效，生成喷嘴序号及开启时长的冲量等效模块；及根据冲量等效模块计算的喷嘴序号及开启时长进行电磁阀的开关控制的电磁阀开关模块；S2、角动量指令模块获取指令角动量P；S3、冲量等效模块生成喷嘴序号及开启时长；S4、电磁阀开关模块根据冲量等效模块生成的喷嘴序号...

【专利技术属性】
技术研发人员：张鹏飞，陈勤，姚雨晗，黄兴宏，王洪涛，宋峰，闫捷，石凯宇，
申请(专利权)人：北京电子工程总体研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11