技术领域
[0001] 本发明涉及航空航天技术领域，具体为一种步长控制推力器的卫星姿轨一体化控制装置及方法。
相关背景技术
[0002] 随着科技的发展，人类的活动范围不在局限于地面，向着空中甚至外太空进行发展，而发展的科技与机器为人们带来了极大的方便，其中外太空当中的机器就是卫星，卫星在现代通信、导航、气象、地球观测等领域发挥着至关重要的作用，在通信方面为人们提供了电话、互联网、广播和电视等服务，在导航方面为交通运输、航海、军事以及日常生活当中的定位起到了至关重要的作用，也为人们提供了预测天气、监测气候变化和自然灾害等便捷的能力，对农业、航空、海洋运输等领域起到至关重要的作用；
[0003] 卫星在太空当中是在失重的环境下飞行的，非常容易遭受外界因素的影响而翻滚转动，若不对其进行姿态的调整就会造成卫星轨道的改变，并无法使卫星达到所需要使用的需求，所以卫星在环绕地球时需要时不时的对姿态进行微调整，目前轨卫星姿态轨道调整方法存在多种，通常采用反作用轮、磁力矩器、小型姿态推力器等设备，以推力器为执行机构的卫星姿轨控具有响应快、指向精度高的特点，但卫星上的变喷口大多数都为固定设置，在调整卫星的姿态时需要许多的操作步骤才能够将卫星的姿态调整完毕，使用起来较为不便。
具体实施方式
[0036] 下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0037] 请参阅图1‑12，本发明提供一种技术方案：一种步长控制推力器的卫星姿轨一体化控制装置及方法，包括本体1，本体1的质心坐标系为0‑XYZ，且本体1的YOZ面分别转动安装有第一推力器2与第二推力器3，且第一推力器2与第二推力器3的喷口方向相反，本体1的XOZ面分别转动安装有第三推力器4与第四推力器5，且第三推力器4与第四推力器5的喷口方向相反，本体1的XOY面分别转动安装有第五推力器6与第六推力器7，且第三推力器4与第四推力器5的喷口方向相反，本体1的外表面设置有转动啮合机构，通过转动啮合机构使本体1能够准确的调整姿态。
[0038] 本体1外表面的六个推力器分别安装在与XOY、XOZ、YOZ三个面平行的底面上，并可以通转动啮合机构旋转角度，使推力器的喷口可以朝不同的方向产生推力，以达到调整轨道和姿态的目的。
[0039] 转动啮合机构包括：固定块15，多个固定块15固定安装在本体1的内部，本体1的外表面滑动安装有多个齿条8，且齿条8与第五转动齿轮13相啮合，固定块15的外表面固定安装有步进驱动电机16，固定块15的内部转动安装有固定齿轮17，且固定齿轮17与步进驱动电机16相连接，步进驱动电机16与固定齿轮17为同心设计，且固定齿轮17与齿条8相啮合，第一推力器2与第二推力器3为对角式安装，第三推力器4与第四推力器5为对角式安装，第五推力器6与第六推力器7为对角式安装。
[0040] 当本体1要进行轨道姿态控制时，根据目标轨道或姿态，选择适合的推力器，并通过固定块15外表的步进驱动电机16带动固定齿轮17，以调整齿条8的位置，以调整推力器喷口的朝向，使第一推力器2、第二推力器3、第三推力器4、第四推力器5、第五推力器6和第六推力器7能够朝向预定位置，通过控制步进驱动电机16的步长，完成变轨或者调姿。
[0041] 本体1的YOZ面转动安装有第五转动齿轮13，且第五转动齿轮13的转轴与第二推力器3的转轴相连接，本体1的YOZ面转动安装有第六转动齿轮14，且第六转动齿轮14的转轴与第一推力器2的转轴相连接，本体1的YOZ面被齿条8所贯穿，且齿条8为对角式设计，第五转动齿轮13与齿条8相啮合，且另一齿条8与第六转动齿轮14相啮合。
[0042] 当本体1要在X轴方向加速使其变换轨道时，能够通过齿条8的移动带动第六转动齿轮14与第五转动齿轮13的转动角度，调整第一推力器2第二推力器3的喷口方向，使第一推力器2与第二推力器3与X轴同向产生推力，而当本体1要绕X轴旋转时使其滚转角发生变化时，将第一推力器2与第二推力器3调整喷口方向并平行于YOZ面并施加推力，以产生力矩使本体1滚转。
[0043] 本体1的XOZ面转动安装有第二转动齿轮10，且第二转动齿轮10的转轴与第四推力器5的转轴相连接，本体1的XOZ面转动安装有第三转动齿轮11，且第三转动齿轮11的转轴与第三推力器4的转轴相连接，本体1的XOZ面被齿条8所贯穿，且齿条8为对角式设计，第二转动齿轮10与齿条8相啮合，且另一齿条8与第三转动齿轮11相啮合。
[0044] 当本体1要在Y轴方向加速使其变换轨道时，能够通过齿条8的移动带动第三转动齿轮11与第二转动齿轮10的转动角度，调整第三推力器4与第四推力器5的喷口方向，使第三推力器4、第四推力器5与Y轴同向产生推力，而当本体1要绕Y轴旋转时使其滚转角发生变化，并将第三推力器4与第四推力器5的喷口方向调整，并平行于XOZ面并施加推力，使其偏航角度发生变化产生力矩，即可使本体1偏航。
[0045] 本体1的XOY面转动安装有第一转动齿轮9，且第一转动齿轮9的转轴与第六推力器7的转轴相连接，本体1的XOY面转动安装有第四转动齿轮12，且第四转动齿轮12的转轴与第五推力器6的转轴相连接，本体1的XOY面被齿条8所贯穿，且齿条8为对角式设计，第一转动齿轮9与齿条8相啮合，且另一齿条8与第四转动齿轮12相啮合，固定齿轮17分别与第一转动齿轮9、第二转动齿轮10、第三转动齿轮11、第四转动齿轮12、第五转动齿轮13和第六转动齿轮14的直径相同。
[0046] 当本体1要在Z轴方向加速使其变换轨道时，能够通过齿条8的移动带动第四转动齿轮12与第一转动齿轮9的转动角度，调整第五推力器6、第六推力器7的喷口方向，使第五推力器6、第六推力器7与Y轴同向产生推力，而当本体1要绕Z轴旋转时使其滚转角发生变化，即可调整第五推力器6、第六推力器7的喷口方向，并平行于XOZ面并施加推力，使本体1的角度发生变化产生力矩，使本体1俯仰。
[0047] 一种步长控制推力器的卫星姿轨一体化控制方法，包括如下步骤：
[0048] 步骤1：假设卫星的质心坐标系为0‑XYZ，卫星的六个推力器分别安装在与XOY、XOZ、YOZ三个面平行的底面上，并可以通过转动啮合机构旋转角度，使推力器喷口可以朝不同的方向产生推力，以达到轨道和姿态调整的目的；
[0049] 步骤2：当卫星要进行轨道姿态控制时，根据目标轨道或姿态，选择适合的推力器，调整齿条位置，推动齿轮旋转，通过固连在齿轮上的键带动推力器喷口旋转，使其朝向预定位置，通过控制开机步长，完成变轨或者调姿；
[0050] 步骤3：根据步骤2，调整步进驱动电机16的步数，带动齿条8转动，推动齿条8伸缩，带动相对应的转动齿轮转动，从而调整喷口角度；
[0051] 步骤4：当卫星要在X轴方向加速，使其变换轨道时，根据步骤3，将第一推力器2与第二推力器3调整喷口方向使其与X轴同向产生推力；
[0052] 步骤5：当卫星要在Y轴方向加速，使其变换轨道时，根据步骤3，将第三推力器4与第四推力器5调整喷口方向使其与Y轴同向产生推力；
[0053] 步骤6：当卫星要在Z轴方向加速，使其变换轨道时，根据步骤3，将第五推力器6与第六推力器7调整喷口方向使其与Z轴同向产生推力；
[0054] 步骤7：当卫星要继续产生推力变轨时，继续开启变轨轴向方向推力器产生推力，产生加速度使卫星变轨；
[0055] 步骤8：当卫星要绕X轴旋转时，使其滚转角发生变化时，根据步骤3，将第一推力器2与第二推力器3调整喷口方向平行与YOZ面，施加推力，产生力矩，使卫星滚转；
[0056] 步骤9：当卫星要绕Y轴旋转时，使其偏航角发生变化时、根据步骤3，将第三推力器4与第四推力器5调整喷口方向平行与XOZ面，施加推力，产生力矩，使卫星偏航；
[0057] 步骤10：当卫星要绕Z轴旋转时，使其俯仰角发生变化时，根据步骤3，将第五推力器6与第六推力器7调整喷口方向平行与XOY面，施加推力，产生力矩，使卫星俯仰；
[0058] 步骤11：以上步骤4‑10均在需要大角度机动时所需的角度时的推力角度，在姿态变换后需要使转速卸载，可将喷口旋转角度调整至90°‑180°进行卸载；
[0059] 步骤12:跟据所需要的航道与姿势调整喷口的角度，如下表所示：
[0060]
[0061] 步骤13：当卫星对某轴进行轨道变换时，由牛顿第二定律得：2F＝ma，其中F为单个发动机产生的推力，m为卫星的质量，a为卫星的加速度，由速度与加速度关系公式得：Δv＝aΔt，其中Δv为速度的增加量，Δt为发动机工作的时间步长；
[0062] 由万有引力定律和周期运动知： 其中V是卫星的速度，G为万有引力常‑11 3 ‑1 ‑2
数(G≈6.67×10 m kg s )，M为地球的质量，R为地球半径，r为轨道高度，故
由此可以计算出轨道变换高度Δr所需的时间控制步长Δt；
[0063] 步骤14：当卫星绕某轴进行转动时候，对转轴产生的转矩为：M＝2Fsinα×L，其中F为发动机产生的推力，α为发动机打开的角度，L为质心到推力轴面的距离；
[0064] 由体坐标系下的力矩控制方程得： 其中MT为控制力矩，HI为惯性系下的角动量， 为体坐标系下的角动量， 为体坐标系下惯性系到体坐标系的角速度映射；
[0065] 由四元数下卫星姿态运动学：
[0066] 其中 为：
[0067] 且
[0068] 为惯性系到体坐标系下的四元数姿态转移矩阵， 为地球角速度。
[0069] 根据说明书附图11当中的公式；
[0070] 其中Φ，Θ，Ψ为饶轴转动的角度，可解算出四元数q，进而积分得到时间控制步长Δt。
[0071] 实施例：
[0072] 根据卫星调度任务；
[0073] 星载传感器读取当前姿态角；
[0074] 解算当前卫星轨道误差或姿态误差；
[0075] 通过步骤13、14解算选择发动机推进面和工作步长t，以及所需工况的推进角；
[0076] 根据步骤4，当卫星需要调整轨道或姿态时，调整转动啮合机构，推动固定齿轮，带动齿条，推动转动齿轮，完成姿轨控发动机转向，调整到步骤4中解算的角度；
[0077] 根据任务和说明书附图12中的表格，确定解算角度；
[0078] 发动机启动，根据步骤4中的工作步长t，启动发动机，运行时间为工作步长t；
[0079] 完成姿态或轨道调整前Δt(Δt
[0080] 根据调度任务和步骤8读取的姿态角速度，判断是否需要启动绕轴角速度卸载；
[0081] 如需角速度卸载，重复步骤2‑4，选择合适的推进面和工作步长，根据发明内容中的步骤12，确定推进角度，进行转速卸载。
[0082] 尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。
