[发明专利]卫星推力偏心力矩控制装置及方法

说明书

本发明公开了一种卫星推力偏心力矩控制装置及方法，该装置包括：底板、控制器、质量块、第一方向驱动单元、第二方向驱动单元和角速度测量单元；控制器、质量块、第一方向驱动单元和第二方向驱动单元设置在底板上，质量块在第一方向驱动单元和/或第二方向驱动单元的驱动下沿第一方向和/或第二方向移动。角速度测量单元，用于测量卫星的角速度参数，并将角速度参数发送给控制器；控制器，用于根据角速度参数控制第一方向驱动单元和/或第二方向驱动单元动作。本发明的卫星推力偏心力矩控制装置及方法，通过带动质量块移动改变质心位置，以使推力矢量力矩穿过质心，消除偏心力矩，减少推进系统对卫星姿态的影响。算法结构简单，控制器可靠性高。

技术领域

本发明涉及航天器控制技术领域，尤其涉及一种卫星推力偏心力矩控制装置及方法。

背景技术

随着航天技术的发展，各国发射的航天器数量越来越多，造成空间资源越来越紧张。随着航天器编队组网和星座任务的需求越来越多，航天器对推进系统的依赖性越来越高。同时，由于失效航天器越来越多，造成了大量的太空垃圾，给航天任务带来巨大的风险，因此我国规定，从2020年开始，所有发射入轨的航天器都必须带有离轨装置，在寿命末期可以主动离轨。目前的离轨措施主要包括推力系统和离轨帆。离轨帆主要用于轨道高度较低的近地轨道航天器。推进系统可以适用所有航天器，未来将成为航天器的标准配置。

航天器的推进系统主要包括冷气推进、液体推进、固体推进、电推进和太阳帆推进等方式。推进系统主要靠推进剂高速排出产生的冲量为星体提供反推力。为了提高推进效果，降低推力对航天器姿态的影响，需要推力矢量方向过质心，这样推力器仅产生过质心的推力，不会产生绕质心的转动力矩。但是在实际工程中，由于推力器安装位置偏差、安装方向偏差、推力方向矢量偏差等会导致实际推力很难经过质心。同时，由于推进剂的消耗、星体活动部件运动等问题导致星体的质心位置自身也会发生变化。当推力矢量不能过星体质心时，就会产生偏心力矩，对航天器姿态产生影响，需要通过姿态执行器进行抵消。执行器通常包括姿控推力器、飞轮系统或磁力矩器等。由于推进系统的推力大，产生的偏心力矩较大，通过姿控发动机消除推力偏心力矩会消耗大量推进剂，影响卫星寿命。通过飞轮抵消推力偏心力矩，飞轮能够吸收的角动量有限，因此要求推进系统工作的时间不能太长，一旦飞轮转速超过标称转速后推进系统必须停止工作等待飞轮进行角动量卸载，影响系统工作时间和效率。还有一种解决方案是推进系统配置多个推力器，通常为4个，当4个推力器产生总推力不过质心产生偏心力矩时，通过动态规划4个推力器的作用时间来抵消偏心力矩，减小推力偏差的影响。这种方式推力器数量多，会增加系统复杂度，造成成本增加和可靠度下降。

发明内容

为解决上述现有技术中存在的技术问题，本发明提供了一种卫星推力偏心力矩控制装置及方法。具体技术方案如下：

第一方面，提供了一种卫星推力偏心力矩控制装置，所述装置包括：底板、控制器、质量块、第一方向驱动单元、第二方向驱动单元和角速度测量单元；所述控制器、所述质量块、所述第一方向驱动单元和所述第二方向驱动单元设置在所述底板上，且第一方向垂直于第二方向，所述质量块分别与所述第一方向驱动单元和所述第二方向驱动单元连接，用于在所述第一方向驱动单元和/或所述第二方向驱动单元的驱动下沿第一方向和/或第二方向移动；所述第一方向驱动单元、所述第二方向驱动单元和所述角速度测量单元分别与所述控制器连接；所述角速度测量单元，用于测量卫星的角速度参数，并将角速度参数发送给所述控制器；所述控制器，用于根据角速度参数控制所述第一方向驱动单元和/或所述第二方向驱动单元动作。

在一种可能的设计中，所述第一方向驱动单元包括：横梁、第一丝杠和第一电机；所述第一电机设置于所述横梁的一端，所述第一丝杠与所述第一电机的输出轴连接，所述质量块可沿轴向滑移地设置在所述横梁上，所述第一丝杠以螺纹连接方式穿过所述质量块，用于带动所述质量块沿第一方向平移。

在一种可能的设计中，所述横梁上设置有与所述质量块相适配的导轨。

在一种可能的设计中，所述横梁的两端分别设置有第一方向轴承，所述第一丝杠的两端限位于所述第一方向轴承内。