本发明专利技术提供一种基于双力矩四棱锥的8推力器布局设计方法，包括步骤：步骤A：确定力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向；步骤B：以单力矩四棱锥方案为基线，确定基于力矩四棱锥的卫星4个推力器的布局方案；步骤C：确定双力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向；步骤D：根据所述基于力矩四棱锥的卫星4个推力器的布局方案、以及所述双力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向，确定满足姿控备份功能及部分轨控功能的8推力器配置与布局设计方案。在不削减使用功能的前提下，进一步精简目前工程上最简12个推力器的布局设计方案，完成卫星三轴姿态控制功能，同时有备份，即任一路推力器故障，仍能满足三轴姿态控制使用功能。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航天飞行器姿态与轨道控制领域，尤其为一种满足姿控备份要求的8推力器配置与布局设计方法，具体地为。
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。现有的航天器大多设计为一次性使用，为保证使用寿命，通常采用冗余设计。另一方面由于成本和重量限制，备份又不能太多。推力器的选型与配置，在考虑满足使用功能的基础上，也有适当的备份。 工程上通常基于单个推力器产生力矩沿卫星三个本体轴，考虑X、Y、Z轴的正负向，如图I所示各推力器独立工作，最简配置需要6个推力器，如图2所示。表I姿控推力器功能表轴向执行推力器备份 ~+XFl^ F2^ ~+YF3^ M^ ~TlF5^ ~~ZF6^目前在轨卫星推力器组合布局方式主要有如下几种I)某实践系列卫星采用6个推力器，可完成三轴姿态控制，其中任一推力器故障，将无法满足全姿态控制功能，系统将失效。此为目前在轨卫星最简配置。如图2。2)某遥感卫星采用12个推力器，分为A、B两组，任一组均可完成三轴姿态控制，为双备份系统。如图3。3)某遥感卫星采用16个单组元推力器，均布于卫星底板，第9、10、11、12、13、14、15、16号单组元推力器为正装垂直于底面，第1、2、3、4、5、6、7、8号单组推力器为斜装25。(与底面夹角)，分主、备两套推力器，完成三轴姿态控制，为双备份系统。如图4。4)某风云系列卫星采用24个单组元推力器，完成姿态控制功能双备份及部分轨道控制功能。姿轨控推力 器独立工作。如图5。通过分析以上及其他在轨卫星的推力器布局设计，可得出以下结论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，存在16个以上的方案，推力器个数较多，较复杂；姿轨控共用比姿轨控独立控制省推力器，且较成熟。现有卫星推力器布局设计存在优化的空间。在削减推力器个数的情况下，保证三轴姿态控制双备份的使用功能。
技术实现思路
本专利技术为了探究一种最简布局方法，在不削减使用功能的前提下，进一步精简目前工程上最简12个推力器的布局设计方案，完成卫星三轴姿态控制功能，同时有备份，即任一路推力器故障，仍能满足三轴姿态控制使用功能。根据本专利技术的一个方面，提供，其特征在于，包括如下步骤步骤A :确定力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向；步骤B :以单力矩四棱锥方案为基线，确定基于力矩四棱锥的卫星4个推力器的布局方案;步骤C :确定双力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向； 步骤D :根据所述基于力矩四棱锥的卫星4个推力器的布局方案、以及所述双力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向，确定满足姿控备份功能及部分轨控功能的8推力器配置与布局设计方案。优选地，在所述步骤A中，具体地力矩四棱锥中，定义Tl、T2、T3、T4代表力矩矢量，一般形式的四个矢量构成空间四棱锥，即空间任一矢量可由四棱锥的3个矢量合成得至IJ。见图7。优选地，T1-T2构成的面与T3-T4构成的面相垂直，四力矩相等时，T1-T2连线、T3-T4连线沿卫星本体轴。优选地，在所述步骤B中，具体地根据所述力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向，确定每个推力器在卫星表面的指向，得出推力方向沿主轴的4个推力器在卫星表面的布局配置的典型方案。优选地，所述典型方案包括单边式、双边式、对角式、非对称式。优选地，在保证力矩方向同时，通过小角度斜装避开实际布局羽流影响。优选地，在所述步骤C中，具体地双力矩四棱锥中，定义！'1&、12&、13&、14&、1'113、T2b、T3b、T4b代表力矩矢量，a组和b组的4个推力器均满足所述步骤A中要求的力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向，其中Tla-T2a构成的面与T3b-T4b构成的面不共面。优选地，Tla-T2a构成的面与T3b_T4b构成的面相垂直。见图11。优选地，在所述步骤D中，具体地根据所述基于力矩四棱锥的卫星4个推力器的布局方案、以及所述双力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向，通过两两组合，得到8个推力器的布局方案(单面式I、单面式2、体对称式)。优选地，在保证力矩方向同时，通过小角度斜装避开实际布局羽流影响。附图说明图I为卫星本体系下各轴力矩方向示意图；图2为在轨卫星推力器安装布局I (图中坐标系为卫星本体坐标系);图3为在轨卫星推力器安装布局2 (图中坐标系为卫星本体坐标系);图4为在轨卫星推力器安装布局3 (底板)；图5为在轨卫星推力器安装布局4 (底板)；图6为力矩四棱锥各力矩方向示意图；图7为基于力矩四棱锥的推力器布局方案I (单边式)；图8为基于力矩四棱锥的4推力器布局方案2 (双边式)；图9为基于力矩四棱锥的4推力器布局方案3 (对角式)；图10为基于力矩四棱锥的4推力器布局方案3 (非对称式)；图11为双力矩四棱锥各力矩方向示意图；图12为基于双力矩四棱锥的8推力器布局方案I (单面式I)；图13为基于双力矩四棱锥的8推力器布局方案2 (单面式2)；图14为基于双力矩四棱锥的8推力器布局方案3 (体对称式)。具体实施例方式1)4个推力器的力矩四棱锥布局方法本专利技术基于力矩四棱锥的组合原理为设计基线，既理论上通过4个推力器，完成三个轴姿态控制，此时对任一轴控制，需通过推力器组合工作的方式，如图6所示根据图6中每个推力器的力矩方向，每一个控制指令力矩Tc，都可以通过这4个中的3个组合实现，四个推力器将空间分成四个区，期望力矩Tc落在哪个区，就可以由相应3个推力器产生。工程上推力器推力都是恒定的，对推力大小的调整由每个推力器工作时间来控制(脉冲宽度X脉冲次数)。图7示意了力矩四棱锥(T1、T2、T3、T4)在卫星本体坐标系的投影，质心_T1_T2平面与质心-T3-T4平面相垂直，T1、T2、T3、T4任三个矢量不共面，根据力矩要求，产生力矩T的推力器F的布局方式有很多种，图7至图10列出四种推力器沿坐标轴的布局方式，分别为单边式、双边式、对角式、非对称式对于图7至图10中示出的四种推力器布局方案，推力器组合使用功能表是一样的表2姿控推力器功能表本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种基于双カ矩四棱锥的8推力器布局设计方法，其特征在于，包括如下步骤 步骤A :确定カ矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向； 步骤B 以单カ矩四棱锥方案为基线，确定基于カ矩四棱锥的卫星4个推力器的布局方案； 步骤C :确定双力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向； 步骤D :根据所述基于カ矩四棱锥的卫星4个推力器的布局方案、以及所述双カ矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向，确定满足姿控备份功能及部分轨控功能的8推力器配置与布局设计方案。2.根据权利要求I所述的基于双カ矩四棱锥的8推力器布局设计方法，其特征在于，在所述步骤A中，具体地カ矩四棱锥中，定义Tl、T2、T3、T4代表カ矩矢量，一般形式的四个矢量构成空间四棱锥，即空间任一矢量可由四棱锥的3个矢量合成得到。3.根据权利要求2所述的基于双カ矩四棱锥的8推力器布局设计方法，其特征在干，T1-T2构成的面与T3-T4构成的面相垂直，四力矩相等吋，T1-T2连线、T3-T4连线沿卫星本体轴。4.根据权利要求I所述的基于双カ矩四棱锥的8推力器布局设计方法，其特征在于，在所述步骤B中，具体地根据所述力矩四棱锥在卫星本体坐标系下的指向方向，确定每个推力器在卫星表面的指向，得出推力方向沿主轴的4个推力器在卫星表面的布局配置的典型方案...
【专利技术属性】
技术研发人员：崔本杰，刘胜，沈庆丰，成飞，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：
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