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原文传递一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法

专利名称：	一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法
摘要：	一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，可以将矢量调节机构遥测角度快速转换成航天器机械坐标系下的推力器出口中心点坐标和推力矢量方向余弦参数，通过多次的坐标系转换，将基础的推力器出口坐标系经过每次坐标变换只涉及一次坐标轴的转动，最终转化为航天器机械坐标系，同时对首次选取的模型参数点，提出了在不同坐标系中的不同转换方法，将理想状态下的推力器本体系下的推力作用点坐标和推力方向余弦代入坐标转换公式中，计算简便，方法流程清晰。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	北京;11
申请人：	中国空间技术研究院
发明人：	何艳;魏鑫;常雅杰;段传辉
专利状态：	有效
申请日期：	2019-06-10T00:00:00+0800
发布日期：	2019-10-15T00:00:00+0800
申请号：	CN201910497935.8
公开号：	CN110329543A
代理机构：	中国航天科技专利中心
代理人：	陈鹏
分类号：	B64G1/24(2006.01);B;B64;B64G;B64G1
申请人地址：	100194 北京市海淀区友谊路104号
主权项：	1.一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，其特征在于步骤如下： (1)建立推力器出口坐标系I1，根据推力器于矢量调节结构上的安装位置对该坐标系进行转换，获取转换后的推力矢量调节上旋坐标系I2； (2)根据矢量调节结构所需转动角度对步骤(1)所得推力矢量调节上旋坐标系I2进行转换，获取转换后的推力矢量调节底板坐标系I3； (3)根据矢量调节机构在航天器机械坐标系下的相对位置对步骤(2)所得推力矢量调节底板坐标系I3进行转换，获取转换后的航天器机械坐标系I4； (4)于推力器出口坐标系I1中选取待转换推力矢量作用点坐标和推力矢量方向向量，并分别计算以该待转换推力矢量作用点坐标作为待转换模型参数点的于推力矢量调节上旋坐标系I2、推力矢量调节底板坐标系I3、航天器机械坐标系I4中的坐标转换关系式，并获取航天器本体系下所选待转换点的推力矢量作用位置和方向，当地面遥控航天器进行姿态控制或轨道控制时，根据所选待转换点的推力矢量作用位置和方向的关系式计算可得推力矢量调节机构应转动的角度并生成地面遥控指令。 2.根据权利要求1所述的一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，其特征在于：所述步骤(1)中，推力器出口坐标系I1定义如下：以推力器前端面中心点O1为原点；通过原点O1且指向推力器安装基准点R方向为X1轴；通过原点O1，垂直于离子推力器前端面方向为Z1轴；通过原点O1，根据X1轴、Z1轴及右手定则确定Y1轴。 3.根据权利要求1或2所述的一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，其特征在于：所述步骤(1)中，根据推力器出口坐标系I1获取推力矢量调节上旋坐标系I2的方法为：以推力器出口坐标系I1为基础，绕Z1轴正方向旋转α度，再将旋转后的坐标系原点平移至O2点，得到所述推力矢量调节上旋坐标系I2如下：以离子推力器驱动板基准镜中心点O2为原点；通过原点O2且平行于推力器上旋转轴中心轴线方向为Y2轴；通过原点O2，垂直于推力器驱动板且正方向与推力矢量调节机构驱动板法向一致的方向为Z2轴；通过原点O1，根据Y2轴、Z2轴及右手定则确定X2轴。 4.根据权利要求1或3所述的一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，其特征在于：所述步骤(2)中，根据推力矢量调节上旋坐标系I2获取推力矢量调节机构底板坐标系I3的方法为：以推力矢量调节上旋坐标系I2为基础，将坐标系原点平移至上旋转轴中心，使坐标系I2绕Y2轴正方向旋转η度，再将旋转后的坐标系原点沿-Z2轴平移至下旋转轴中心，并绕Z2轴正方向旋转90°，旋转后坐标系沿Y2轴负方向旋转ξ度，同时将此时坐标系远点平移至O3点，得到所述推力矢量调节机构底板坐标系I3如下：以推力矢量调节机构底板下表面中心点O3为原点；通过原点O3与推力矢量调节机构底板侧边平行方向为X3轴；通过原点O3且垂直于推力矢量调节机构底板侧面方向为Y3轴；通过原点O3，根据Y3轴、X3轴及右手定则确定Z3轴。 5.根据权利要求4所述的一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，其特征在于：所述步骤(3)中，根据推力矢量调节机构底板坐标系I3获取航天器机械坐标系I4的方法为：以推力矢量调节机构底板坐标系I3为基础，将坐标系绕Z3轴正方向顺时针旋转180°，然后再将旋转后的坐标系远点平移至O4点，得到所述航天器机械坐标系I4如下：以航天器的下端框与运载火箭机械分离面内航天器机械接口上3个销钉所组成的理论圆的圆心O4为原点；通过原点O4与航天器东板法线平行方向为X4轴；通过原点O4，选取航天器于地面垂直停放和发射时垂直于航天器与运载火箭的连接分离面的方向为Z4轴；通过原点O4，根据Z4轴、X4轴及右手定则确定Y4轴。 6.根据权利要求5所述的一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，其特征在于：所述步骤(4)中，选取待转换模型参数点则在推力矢量调节上旋坐标系I2中，第一转换点坐标计算方法为：式中，α为O2X2轴沿O1Z1轴投影至O1X1Y1平面后与O1X1轴沿O1Z1轴正方向的夹角，(a,b,c)为离子推力器驱动板基准镜中心点坐标。 7.根据权利要求6所述的一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，其特征在于：所述步骤(4)中，第一转换点在推力矢量调节底板坐标系I3中的第二转换点坐标的计算方法为：式中，ξ为下旋转轴转动角，η为上旋转轴转动角，(d,e,f)为上旋转轴中心坐标，(h,j,k)为原点O3在未将坐标系远点平移至O3前坐标系内的坐标。 8.根据权利要求7所述的一种航天器推力矢量调节机构模型点转换方法，其特征在于：所述步骤(4)中，第二转换点在航天器机械坐标系I4中的第三转换点坐标的计算方法为：式中，(m,n,p)为航天器机械坐标系I4原点O4在推力矢量调节底板坐标系I3的坐标。
所属类别：	发明专利