一种小卫星十二推力器力偶式姿轨耦合控制系统及方法与流程

本发明涉及空间机器人的，尤其涉及一种小卫星十二推力器力偶式姿轨耦合控制系统及方法。应用于小卫星等空间机器人的姿态控制、轨道控制及微推进系统，具体为以t1～t8四组力偶式力耦单元实现六向姿态控制力矩、并以t9～t12增强±x方向变轨加减速能力的十二推力器姿轨耦合控制技术方案。

背景技术：

1、u级小卫星及小型空间机器人通常受到整星外包络尺寸、质量上限、供气管路布置空间以及星上能源供给条件等多方面因素的严格约束，其设计余量极为有限，因此需要在极为紧凑的安装空间内，同时完成姿态控制与轨道控制两类核心功能。在常规技术方案中，飞轮适用于连续、高精度的姿态调节，能够提供平稳且可控的力矩输出；而推力器不仅能够产生轨道控制所需的推力，还可用于卸载飞轮积累的角动量，或主动补充姿态控制力矩。近年来，随着小卫星任务需求不断拓展，对快速变轨机动、编队飞行保持以及交会对接过程中的高精度控制提出了更高要求，推力器阵列的功能定位已逐步从单一的轨道推进手段，或独立的姿态控制执行机构，向姿轨一体化的耦合控制方向发展。

2、然而，现有技术中常见的八推力器或十二推力器布局方案，通常需要在三轴方向的控制力输出能力、三轴方向的控制力矩输出能力，以及主变轨方向的有效推力大小之间进行综合折中与取舍，难以兼顾各方性能。具体而言，若八台姿轨耦合推力器的方向设置导致某一轴向的控制力矩分量恒为零，则该方向的控制只能依赖飞轮或其他附加执行机构，而无法由推力器阵列独立产生正向和负向两个方向的控制力矩，从而削弱了系统在飞轮故障或飞轮饱和工况下的自主控制能力；另一方面，若为获得滚转力矩而刻意破坏推力器之间的成对力偶关系，则当推进剂消耗引起卫星重心位置变化时，点火组合极易产生非期望的附加合力或附加力矩，进而影响姿态与轨道的控制精度。

3、此外，在卫星内部大部分体积被冷气气瓶占据的典型布局情况下，推进剂消耗会使卫星重心沿x、y、z三个方向均发生迁移，而变轨推力器的作用线由于偏离实际重心，必然会产生俯仰方向或偏航方向的残余力矩，进一步加剧了姿轨耦合控制的复杂性。

4、因此，亟需提出一种能够在保持t1～t8四组力偶式力耦结构不变的前提下，明确给出、、各轴向控制力矩的点火组合，并能够根据卫星重心变化实时重新分配各推力器控制量的十二推力器布局方案，以解决现有技术中存在的上述不足。

技术实现思路

1、针对上述问题，本发明的目的在于提供一种小卫星十二推力器力偶式姿轨耦合控制系统及方法。旨在实现小卫星有限外包络内，使八台姿轨耦合推力器保持中心对称、方向相反的力偶式力耦配置，同时由该八台推力器产生三轴正、负控制力矩，并利用另外四台推力器增强±x方向变轨加减速能力。

2、本发明的上述发明目的是通过以下技术方案得以实现的：

3、一种小卫星十二推力器力偶式姿轨耦合控制系统，包括卫星本体、第一推力器t1至第十二推力器t12以及控制器，所述卫星本体沿x、y、z方向的外包络尺寸分别为a、b、c，并以卫星本体几何中心为坐标原点：

4、t1～t8构成姿轨耦合推力器组，按关于所述坐标原点成对中心对称的位置和相反的推力作用方向构成四组力偶式力耦单元c1～c4；

5、t1～t8中各推力器的单位推力作用方向根据其安装位置坐标按照统一规则确定，使得各推力器的推力方向具有关于所述坐标原点中心对称的对应关系；

6、同一力偶式力耦单元中的两台推力器以相等推力点火时合力为零并产生不随卫星重心位置变化的控制力矩；

7、所述控制器被配置为通过c1～c4中的两组力偶式力耦单元组合，分别产生绕x轴、y轴和z轴的正向或负向控制力矩；

8、t9～t12构成±x方向变轨加减速推力器组。

9、进一步地，当t1～t8中任一推力器的相对于几何中心的安装位置矢量为时，其单位推力方向为：

10、

11、其中，、、分别为第台推力器在x轴、y轴、z轴方向上的安装位置坐标分量，为滚转偏置系数且，为推力作用于卫星本体的单位方向矢量。

12、进一步地，令a=a/2、b=b/2、c=c/2，其中a、b、c分别为卫星本体x方向、y方向、z方向半包络尺寸，t1～t8的安装位置依次为：

13、t1位于(+a,+b,+c)；t2位于(-a,-b,-c)；t3位于(+a,+b,-c)；t4位于(-a,-b,+c)；t5位于(+a,-b,+c)；t6位于(-a,+b,-c)；t7位于(+a,-b,-c)；t8位于(-a,+b,+c)；

14、各推力器的推力作用方向由所述单位推力方向的公式计算得到。

15、进一步地，c1由t1和t2构成，c2由t3和t4构成，c3由t5和t6构成，c4由t7和t8构成；对于任一力偶式力耦单元，其两台推力器的安装位置矢量互为相反数、推力作用方向互为相反数。

16、进一步地，t1、t3、t5和t7同时以相等推力点火产生轨道控制力；t2、t4、t6和t8同时以相等推力点火产生轨道控制力；

17、t2、t4、t5和t7同时以相等推力点火产生轨道控制力；t1、t3、t6和t8同时以相等推力点火产生轨道控制力；

18、t2、t3、t6和t7同时以相等推力点火产生轨道控制力；t1、t4、t5和t8同时以相等推力点火产生轨道控制力；

19、其中、、分别为沿x轴、y轴、z轴方向的轨道控制力，以所述坐标原点为力矩参考点时，各点火组合的非目标轴力分量和三轴力矩分量相互抵消。

20、进一步地，c1与c4同时以相等推力点火产生控制力矩，c2与c3同时以相等推力点火产生控制力矩，c1与c3同时以相等推力点火产生控制力矩，c2与c4同时以相等推力点火产生控制力矩，c3与c4同时以相等推力点火产生控制力矩，c1与c2同时以相等推力点火产生控制力矩；其中、、分别为绕x轴、y轴、z轴的控制力矩，且各组合中非目标轴力矩分量相互抵消。

21、进一步地，t9位于且推力作用方向为，t10位于且推力作用方向为，t11位于且推力作用方向为，t12位于且推力作用方向为；其中a、b、c分别为卫星本体x方向、y方向、z方向的半包络尺寸，t9～t12在yz平面内的投影形成十字形；

22、所述控制器具有固定推力控制模式和连续可调推力控制模式；在固定推力控制模式中通过点火脉宽、占空比或点火次数调节等效推力；在连续可调推力控制模式中，各推力器自1mn起连续可调，调节粒度为1mn且不超过其额定推力；

23、所述滚转偏置系数κ为0.7～0.9，以使绕x轴滚转控制力矩小于绕y轴俯仰控制力矩和绕z轴偏航控制力矩且保持非零；

24、t1～t8形成的六行八列控制矩阵的秩为6，并存在全部分量为正的零广义力偏置向量，使t1～t8能够在推力非负约束下通过连续推力或时间平均推力产生、、、、和，并使所述系统在未设置飞轮或飞轮不可用时仍能够仅依靠推力器进行六自由度姿轨耦合控制。

25、一种采用如上述的小卫星十二推力器力偶式姿轨耦合控制系统执行的小卫星十二推力器力偶式姿轨耦合控制方法，应用于包括卫星本体、第一推力器t1至第十二推力器t12以及控制器的十二推力器系统，t1～t8按成对中心对称的安装位置和相反的推力作用方向构成四组力偶式力耦单元c1～c4，t9与t10沿+x方向作用，t11与t12沿-x方向作用，所述方法包括：

26、s1：获取期望六维广义力、当前卫星重心和推力器状态；

27、s2：根据t1～t12的安装位置、推力作用方向以及当前卫星重心建立控制矩阵；

28、s3：判断是否存在+x或-x方向变轨需求；

29、s4：当存在所述变轨需求时，优先分别分配t9与t10或t11与t12；

30、s5：计算扣除变轨加减速推力器组已产生广义力后的残余六维广义力；

31、s6：依据c1～c4的力偶组合分配、和；

32、s7：联合分配t1～t8的三轴力分量并进行限幅或量化；

33、s8：输出十二台推力器的点火控制指令。

34、进一步地，在固定推力控制模式中以点火占空比作为连续等效控制变量进行控制分配后再转换为脉冲序列；在连续可调推力控制模式中以1mn为粒度对求得的推力指令进行量化，并在量化后重新计算残余广义力。

35、进一步地，当卫星重心因推进剂消耗发生偏移时，更新控制矩阵中的力臂；t9与t10或t11与t12产生的重心偏移残余俯仰力矩和偏航力矩由c1～c4补偿，而c1～c4在等推力点火时产生的纯力偶力矩不因所述重心偏移而改变。

36、与现有技术相比，本发明包括以下至少一种有益效果是：

37、（1）t1～t8不是一般的角点斜装，而是按四组中心对称、方向相反的力偶式力耦单元设置，同一力偶式力耦单元中的两台推力器以相等推力点火时合力为零，其所产生的控制力矩不随卫星重心位置变化。这一特性从根本上消除了推进剂消耗引起的重心漂移对力偶单元自身纯力矩输出的影响，无需针对重心偏移进行额外的力矩补偿，显著简化了控制系统的设计复杂度。

38、（2）通过设置滚转偏置系数且的统一方向余弦规则，使各推力器的推力方向在保持中心对称关系的同时，绕x轴的滚转力矩分量不再为零，将原本在κ=1情况下恒为零的滚转控制分量变为可控；并且通过四组力偶式力耦单元中的两组同时以相等推力点火组合，分别产生绕x轴、y轴和z轴的正向或负向纯控制力矩、、，且各组合中非目标轴力矩分量相互抵消。

39、（3）t1～t8形成的六行八列控制矩阵的秩为6，并存在全部分量为正的零广义力偏置向量，使得在推力器仅能输出单向推力的物理约束下，能够通过连续推力或时间平均推力同时覆盖三轴正、负轨道控制力、、和三轴正、负姿态控制力矩、、的全部六自由度控制量，在未设置飞轮或飞轮不可用的工况下，仍能够仅依靠推力器独立完成完整的六自由度姿轨耦合控制。

40、（4）t9～t12以yz面十字形边缘布局，有效增强了±x方向的变轨加减速能力；当卫星重心发生偏移时，t9与t10或t11与t12成对点火产生的残余俯仰力矩和偏航力矩由c1～c4进行补偿，而c1～c4在等推力点火时产生的纯力偶力矩不因重心偏移而改变，确保变轨过程中的姿态不受干扰。