一種用于組合航天器姿態(tài)控制推力器布局優(yōu)化方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種用于組合航天器姿態(tài)控制推力器布局優(yōu)化方法，屬于衛(wèi)星姿態(tài)控制技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明推力器的安裝方向?yàn)閮A斜安裝；其次在推力器關(guān)節(jié)處加裝具有雙自由度的萬(wàn)向節(jié)；進(jìn)而由期望控制力矩，以燃料消耗最少和萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)角度為約束，設(shè)計(jì)推力器推力分配模型；最后根據(jù)敏感器所反饋的姿態(tài)角及姿態(tài)角速度的變化，通過(guò)相平面控制方法，控制推力器的開(kāi)關(guān)及噴氣時(shí)長(zhǎng)。實(shí)現(xiàn)了航天器姿態(tài)的快速機(jī)動(dòng)，并減少燃料的消耗，形成完整控制回路。本發(fā)明基于萬(wàn)向節(jié)的轉(zhuǎn)動(dòng)，帶動(dòng)推力器噴氣方向的改變，有效的解決了由交會(huì)對(duì)接引起的質(zhì)心大范圍偏移進(jìn)而造成的不穩(wěn)定控制問(wèn)題。本發(fā)明能夠減少燃料的消耗，延長(zhǎng)航天器在軌服務(wù)壽命。
【專利說(shuō)明】
一種用于組合航天器姿態(tài)控制推力器布局優(yōu)化方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明涉及一種用于組合航天器姿態(tài)控制推力器布局優(yōu)化方法，特別涉及一種由 交會(huì)對(duì)接航天器組成的組合體的姿態(tài)控制推力器布局優(yōu)化方法，屬于衛(wèi)星姿態(tài)控制技術(shù)領(lǐng) 域。
【背景技術(shù)】
[0002] 長(zhǎng)壽命、高可靠是我國(guó)發(fā)展新一代大型靜止軌道衛(wèi)星平臺(tái)的主要性能要求，也是 其重要特征，但是受衛(wèi)星平臺(tái)燃料攜帶量的制約，即使星上有效載荷等部件依然在工作壽 命中，但燃料耗盡造成衛(wèi)星推進(jìn)系統(tǒng)失效，并導(dǎo)致衛(wèi)星整體失效。通過(guò)發(fā)射延壽航天器，與 壽命末期靜止軌道衛(wèi)星完成對(duì)接，采用輔助控制或燃料加注等方法，恢復(fù)其姿態(tài)軌道控制 能力并延長(zhǎng)其壽命。為此，加拿大MDA公司提出了利用空間機(jī)械臂對(duì)壽命末期靜止軌道衛(wèi)星 開(kāi)展燃料加注延壽的思想，但其實(shí)現(xiàn)復(fù)雜程度及難度較高；而通過(guò)發(fā)射延壽航天器采用輔 助控制則更易實(shí)現(xiàn)。
[0003] 延壽飛行器在完成與目標(biāo)衛(wèi)星對(duì)接并在結(jié)構(gòu)上連為一體后，組合航天器的質(zhì)量和 慣量特性完全改變，延壽飛行器與目標(biāo)衛(wèi)星對(duì)接后使得推力器存在大范圍的質(zhì)心偏離，導(dǎo) 致軌道保持控制和姿態(tài)控制的強(qiáng)耦合現(xiàn)象發(fā)生。而延壽任務(wù)要求二者成功對(duì)接后還需進(jìn)行 軌道位置保持和精確的姿態(tài)控制。因此，組合航天器的推力器優(yōu)化布局及組合體的姿態(tài)軌 道耦合控制成為發(fā)展靜止軌道衛(wèi)星在軌延壽方法的關(guān)鍵動(dòng)力學(xué)與控制問(wèn)題之一。
[0004] 針對(duì)類似衛(wèi)星的推力器布局和約束條件進(jìn)行分析，給出推力器布局的優(yōu)化方法和 模型，最后利用優(yōu)化方法和模型進(jìn)行了推力器布局設(shè)計(jì)(林波，武云麗.一類衛(wèi)星推力器布 局的多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法[J].空間控制技術(shù)與應(yīng)用.2010.36(4) :31-35)。通過(guò)設(shè)計(jì)出一套 有利于三軸穩(wěn)定衛(wèi)星姿軌耦合控制的推力器構(gòu)型，進(jìn)而為針對(duì)冗余推力器配置的控制分配 算法提供有效的驗(yàn)證模型（PABLO A.SERVIDIA.Thruster Design for Position/Attitude Control of Spacecraft.IEEE TRANSACTIONS ON AEROSPACE AND ELECTRONIC SYSTEMS. 2002: VOL. 38:1172-1179)。但是，這兩種方式均屬針對(duì)單一航天器進(jìn)行研究，而對(duì) 于由延壽飛行器與目標(biāo)衛(wèi)星組成的組合航天器的推力器布局優(yōu)化問(wèn)題幾乎沒(méi)有。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明的目的是為了延長(zhǎng)失效衛(wèi)星的使用壽命，提供一種用于組合航天器姿態(tài)控 制推力器布局優(yōu)化方法，該方法通過(guò)外接航天器進(jìn)行輔助控制，有效地改變推力器布局，減 少燃料消耗。
[0006] 本發(fā)明的方法是通過(guò)下述技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的。
[0007]針對(duì)推力器在固定位置安裝的航天器，首先推力器的安裝方向?yàn)閮A斜安裝，即對(duì) 于航天器本體系的三軸方向都有夾角；其次在推力器關(guān)節(jié)處加裝具有雙自由度的萬(wàn)向節(jié)， 可通過(guò)萬(wàn)向節(jié)的轉(zhuǎn)動(dòng)帶動(dòng)噴氣的方向；進(jìn)而由期望控制力矩，以燃料消耗最少和萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn) 動(dòng)角度為約束，設(shè)計(jì)推力器推力分配模型；最后根據(jù)敏感器所反饋的姿態(tài)角及姿態(tài)角速度 的變化，通過(guò)相平面控制方法，控制推力器的開(kāi)關(guān)及噴氣時(shí)長(zhǎng)。結(jié)合航天器三軸姿態(tài)穩(wěn)定問(wèn) 題，控制萬(wàn)向節(jié)所需轉(zhuǎn)動(dòng)的角度，實(shí)現(xiàn)航天器姿態(tài)的快速機(jī)動(dòng)，并減少燃料的消耗，形成完 整控制回路，最終得到最優(yōu)的推力器布局方案。
[0008] 在所述方案基礎(chǔ)上，通過(guò)安裝多個(gè)萬(wàn)向節(jié)，同時(shí)對(duì)航天器三軸姿態(tài)穩(wěn)定控制，對(duì)比 燃料的消耗，以期延長(zhǎng)航天器的在軌工作壽命。
[0009] 在航天器交會(huì)對(duì)接后組成的組合體航天器進(jìn)行姿態(tài)控制時(shí)，用于組合航天器姿態(tài) 控制推力器布局的優(yōu)化方法，具體步驟如下：
[0010] 步驟一、確定追蹤航天器的推力器安裝布局
[0011]對(duì)于三軸穩(wěn)定衛(wèi)星而言，推力器主要布置在星體表面，根據(jù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求所限制 的約束主要有以下幾方面：
[0012] (1)與運(yùn)載火箭的接口關(guān)系；
[0013] (2)太陽(yáng)帆板的安裝面；
[0014] (3)其它星表載荷的安裝位置及功能要求，如天線及各種敏感器等；
[0015] (4)與星體結(jié)構(gòu)系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、電源系統(tǒng)、熱控系統(tǒng)等的接口關(guān)系。
[0016]由此可得體坐標(biāo)系下所有推力器組成的位置矩陣為：
[0017]
(1)
[0018] r為推力器在航天器體坐標(biāo)系中X和y方向的位置，h為z方向的位置，也是航天器的 邊長(zhǎng)。
[0019] 各推力器的方向矩陣為：
(2)
[0021 ]根據(jù)所設(shè)計(jì)的衛(wèi)星構(gòu)型，考慮到羽流的影響作用，限制Θ的取值范圍：
[0022] 〇<θ<45° (3)
[0023] 其中 A =45。-Θ，c( Ω ) = cos Q，s(Q)=sinQ。
[0024] 各推力器產(chǎn)生單位推力時(shí)，組成的力矩矩陣為：
[0025]
[0026]式中β為各推力器與星體表面的夾角，Θ為推力器噴氣方向與正方體表面的對(duì)角線 夾角。
[0027] 步驟二、確定航天器交會(huì)對(duì)接后，組合航天器推力器布局
[0028] 交會(huì)對(duì)接后的組合航天器整體質(zhì)心位置發(fā)生改變，通過(guò)對(duì)組合體進(jìn)行質(zhì)量特性辨 識(shí)后，可得質(zhì)心的變化量A c 〇
[0029] 因此可得推力器在組合航天器本體坐標(biāo)系下的安裝位置為：
[0030]
(5)
[0031] 各推力器的方向矩陣為式(2);
[0032]推力器單位推力對(duì)組合體的力矩矩陣為：
[0033]
(6)
[0034]步驟三、基于萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)，得到改變后的推力器布局
[0035]選取其中一個(gè)推力器，在其關(guān)節(jié)處安裝具有雙自由度的萬(wàn)向節(jié)。通過(guò)萬(wàn)向節(jié)的轉(zhuǎn) 動(dòng)，帶動(dòng)推力器的噴氣方向，即改變?chǔ)潞挺ā？紤]一下幾種安裝情況：
[0036]情況一、在航天器交會(huì)對(duì)接面上，選取其中一個(gè)距組合體質(zhì)心較近的推力器&1，并 使萬(wàn)向節(jié)單自由度轉(zhuǎn)動(dòng)，即分別改變噴氣方向的β和Θ ;
[0037] (1)控制0角的改變 [0038]推力器的方向矩陣為：
[0042] (2)控制Θ(即Δ)角的改變[0043]推力器的方向矩陣為：
[00391
[0
[0

[0071]
(19)
[0072] 其中X e 1^是系統(tǒng)狀態(tài)量，dr e Rm為擾動(dòng)項(xiàng);ad e Rm為通過(guò)控制器給出的控制指令， 即步驟三中不同情況下的期望力矩為觀測(cè)向量，T和C為狀 態(tài)參數(shù)。
[0073]在推力器進(jìn)行航天器姿態(tài)控制過(guò)程中，滿足
[0074]
[0075]式中，F(xiàn)= [F1，…，F(xiàn)n]T，其各個(gè)元素分別代表各個(gè)推力器的推力大小;B為mXn階矩 陣，為推力器效能矩陣。對(duì)于第i個(gè)推力器推力的大小，滿足約束〇<FdFimax(i = lr··，!!）。 此步驟尋找最優(yōu)解F的問(wèn)題即為控制分配問(wèn)題。
[0076] 對(duì)于步驟三中的幾種不同情況可建立兩種控制分配模型，即分別以β和Θ為約束。 [0077] (1)以β為約束
[0078] (21)
[0079]
[0080] (22)
[0081] 由式(21)和式(22)可求得優(yōu)化后每個(gè)推力器的推力，反饋到航天器動(dòng)力學(xué)中，得 到姿態(tài)角和姿態(tài)角速度。
[0082] 步驟五、根據(jù)步驟四所得的姿態(tài)角和姿態(tài)角速度設(shè)計(jì)相平面控制器，控制推力器 開(kāi)關(guān)機(jī)和噴氣時(shí)長(zhǎng)，得到航天器的期望控制力矩
[0083]由于追蹤航天器采用三軸姿態(tài)穩(wěn)定噴氣系統(tǒng)，在穩(wěn)定控制的情況下，姿態(tài)角為小 量，且姿態(tài)角速度也遠(yuǎn)小于軌道角速度，因此可忽略2階以上小量和擾動(dòng)力矩，姿態(tài)動(dòng)力學(xué) 方程可進(jìn)一步簡(jiǎn)化為三軸的動(dòng)力學(xué)方程完全解耦的形式。
[0084] 對(duì)于這種典型的二階系統(tǒng)，可利用由姿態(tài)角和姿態(tài)角速度組成的相平面進(jìn)行控制 律設(shè)計(jì)。本發(fā)明設(shè)計(jì)的相平面圖關(guān)于原點(diǎn)對(duì)稱，以右半平面的負(fù)相平面進(jìn)行說(shuō)明。
[0085] (1瓜區(qū)：當(dāng)滿足條件0>/1，_>/7且0>/3時(shí)，相點(diǎn)在1? 1區(qū)，發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)相開(kāi)啟，噴 氣長(zhǎng)度為Trl;該區(qū)域?yàn)殚L(zhǎng)噴區(qū)，其作用是用較長(zhǎng)時(shí)間的噴氣消除阻尼大的初始姿態(tài)角和姿 態(tài)角速率偏差;所述發(fā)動(dòng)機(jī)是指步驟四得到的開(kāi)啟的全部推力器;即推力不為零的推力器；
[0086] (2)R2區(qū)：當(dāng)滿足條件/ 1 > Φ>/2，且/5>識(shí)；>/1時(shí)，相點(diǎn)在R2區(qū)，發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)相開(kāi)啟， 噴氣長(zhǎng)度為Tr2;該區(qū)為中噴區(qū)，用以加快姿態(tài)角和姿態(tài)角速率的收斂速度；
[0087] (3)R3區(qū)：當(dāng)滿足條件/2 >0>/3，且/5 >爐>/1時(shí)，相點(diǎn)在R3區(qū)，發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)相開(kāi)啟， 噴氣長(zhǎng)度為Tr3;該區(qū)為短噴區(qū)，該區(qū)發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣時(shí)間較短，用來(lái)阻尼外干擾力矩，并形成較 長(zhǎng)時(shí)間的單邊極限環(huán)；
[0088] (4)R4區(qū)：當(dāng)滿足條件沴</9，且供>/4時(shí)，相點(diǎn)在R 4區(qū)，發(fā)動(dòng)機(jī)正相開(kāi)啟，噴氣長(zhǎng)度 為Tr4;該區(qū)是速率阻尼區(qū)，其作用是抑制姿態(tài)角速率增大，加快姿態(tài)角誤差的收斂。
[0089] 左半平面中的f if 2，f 3，f 4分別對(duì)應(yīng)于R1，R2，R3，R4，只是發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣方向相反。
[0090] 各區(qū)域的邊界由豎開(kāi)關(guān)線11-16和開(kāi)關(guān)線fl-f 10決定，其中，11和12決定了單邊極 限環(huán)的邊界，即決定了相平面的控制精度，其參數(shù)應(yīng)根據(jù)姿態(tài)控制任務(wù)的精度進(jìn)行選取，同 時(shí)應(yīng)考慮到測(cè)量敏感器的時(shí)間延遲和測(cè)量噪聲影響因素。
[0091] 考慮到仿真參數(shù)以及控制精度和穩(wěn)定度的要求，確定三軸的相平面控制規(guī)律如 下：
[0092] 滾轉(zhuǎn)軸：
[0093]
[0094]
[0095] Κη{Φ
[0096]
[01031 (28)
[0104] 根據(jù)上述控制方法，可輸出三軸的姿態(tài)角和姿態(tài)角速度，再將其代入姿態(tài)動(dòng)力學(xué) 方程：
[0105]
(29)
[0106] 可求出實(shí)際輸出的控制力矩，Ix，Iy Jz為航天器的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，外分別為滾轉(zhuǎn) 角、俯仰角、偏航角，分》分別為滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速度。
[0107] 結(jié)合步驟三中的三種情況，分別計(jì)算在相平面控制中的實(shí)際輸出控制力矩。
[0108] 情況一、選取距組合體質(zhì)心較近的1號(hào)推力器，分別以β、θ角為萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)角，由式 (29)得到實(shí)際控制力矩Tm、Te1。
[0109] ("〇)
[0110] (31)
[0111] '分別為1號(hào)推力器萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速 度。％1，分別為1號(hào)推力器萬(wàn)向節(jié)Θ轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速度。
[0112] 情況二、選取距組合體質(zhì)心較遠(yuǎn)的2號(hào)推力器，分別以β、θ為萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)角，由式 (29)得到實(shí)際控制力矩Tfi2、Te 2。
[0113] (32)
[0114] (13j
[0115] 分別為2號(hào)推力器萬(wàn)向節(jié)β轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角 速度。^2,^ 2,分別為2號(hào)推力器萬(wàn)向節(jié)Θ轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速 度。
[0116] 情況三、同時(shí)選取1號(hào)和2號(hào)推力器，分別以β、θ為萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)角，由式(29)得到實(shí) 際控制力矩Τβ12、Τθ12。
[0117] (34)
[0118] (35)
[0119] 分別為1和2號(hào)推力器萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏 航角速度。Om為12分別為1和2號(hào)推力器萬(wàn)向節(jié)Θ轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏 航角速度。
[0120]將得到的力矩反饋給步驟四，看它是否與步驟四的期望力矩相等，若不相等，重復(fù) 步驟四和步驟五；
[0121] 步驟六、燃料消耗計(jì)算
[0122] 當(dāng)三種情況的期望力矩和實(shí)際控制力矩相等時(shí)，求得航天器三軸姿態(tài)穩(wěn)定后的燃 料消耗量。
[0123] 燃料消耗計(jì)算公式為：
[0124]
(36)
[0125]式中，Am為燃料消耗量，F(xiàn)i為各推力器產(chǎn)生的推力，go為重力加速度，Isp為推力器 比沖，t為推力器開(kāi)機(jī)時(shí)間。
[0126] 本發(fā)明采用上述控制方法，對(duì)步驟三中的各種情況進(jìn)行仿真，且對(duì)航天器三軸姿 態(tài)穩(wěn)定時(shí)所消耗的燃料進(jìn)行對(duì)比。
[0127] 有益效果
[0128] 1、本發(fā)明的一種用于組合航天器姿態(tài)控制推力器布局優(yōu)化方法，基于萬(wàn)向節(jié)的轉(zhuǎn) 動(dòng)，帶動(dòng)推力器噴氣方向的改變，有效的解決了由交會(huì)對(duì)接造成的質(zhì)心大范圍偏移造成的 不穩(wěn)定控制問(wèn)題。
[0129] 2、本發(fā)明的一種用于組合航天器姿態(tài)控制推力器布局優(yōu)化方法，根據(jù)三軸穩(wěn)定控 制需求，設(shè)計(jì)了由燃料消耗為優(yōu)化條件、以推力大小及萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)角為約束的推力分配模 型，以相平面控制為基礎(chǔ)，既滿足航天器的姿態(tài)控制要求，又減少了燃料的消耗，延長(zhǎng)航天 器在軌服務(wù)壽命。
[0130] 3、本發(fā)明的一種用于組合航天器姿態(tài)控制推力器布局優(yōu)化方法，選擇了單一的推 力器和同時(shí)選擇兩個(gè)推力器的不同工況進(jìn)行仿真，結(jié)果表明，在實(shí)現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定控制的基礎(chǔ) 上，同時(shí)改變兩個(gè)推力器的噴氣方向能更有效的節(jié)省燃料。
【附圖說(shuō)明】
[0131] 圖1為追蹤航天器推力器布置示意圖；
[0132] 圖2為追蹤航天器各推力器安裝面投影圖；
[0133] 圖3為組合航天器示意圖；
[0134] 圖4為萬(wàn)向節(jié)繞β角轉(zhuǎn)動(dòng)；
[0135] 圖5為萬(wàn)向節(jié)繞Θ角轉(zhuǎn)動(dòng)；
[0136] 圖6為噴氣控制相平面圖；
[0137] 圖7為實(shí)施例中推力器一 1安裝萬(wàn)向節(jié)組合體示意圖；
[0138] 圖8為實(shí)施例中推力器二2安裝萬(wàn)向節(jié)組合體示意圖；
[0139] 圖9為實(shí)施例中推力器一 1和推力器二2安裝萬(wàn)向節(jié)組合體示意圖；
[0140] 圖10為實(shí)施例中組合航天器姿態(tài)角變化曲線；
[0141] 圖11為實(shí)施例中組合航天器姿態(tài)角速度變化曲線；
[0142] 圖12為實(shí)施例中組合航天器噴氣控制力矩變化曲線；
[0143] 圖13為實(shí)施例中優(yōu)化前三軸消耗燃料量；
[0144] 圖14為實(shí)施例中優(yōu)化后三軸消耗燃料量；
[0145] 圖15為實(shí)施例中優(yōu)化前消耗燃料總量；
[0146] 圖16為實(shí)施例中優(yōu)化后消耗燃料總量；
[0147] 圖17為實(shí)施例中的閉環(huán)控制回路流程圖。
[0148] 其中，在組合體示意圖中對(duì)于推力器的編號(hào)，1 一推力器一、2-推力器二。
【具體實(shí)施方式】
[0149] 下面結(jié)合附圖與實(shí)施例對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步說(shuō)明。
[0150] 本發(fā)明的一種用于組合航天器姿態(tài)控制推力器布局優(yōu)化方法，以某個(gè)正方體(2m X 2m X 2m)外形的追蹤航天器為研究對(duì)象，與其對(duì)接的目標(biāo)衛(wèi)星外形相同。該追蹤航天器構(gòu) 型如圖1、圖2所示，交會(huì)對(duì)接后的組合航天器構(gòu)型如圖3所示。
[0151]安裝在推力器關(guān)節(jié)處的萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)方式如圖4、圖5所示。分別在組合航天器的推 力器一 1、推力器二2、推力器一 1和推力器二2推力器上安裝萬(wàn)向節(jié)，并按照萬(wàn)向節(jié)不同的轉(zhuǎn) 動(dòng)方式進(jìn)行仿真。
[0152] 其仿真參數(shù)如下：
[0153] 表1仿真參數(shù)表
[0155] 仿真結(jié)果與未安裝萬(wàn)向節(jié)的組合體三軸姿態(tài)穩(wěn)定控制時(shí)所消耗的燃料量比較如 下：
[0156] 表2各情況三軸消耗燃料量與總消耗量表
[0158] 所述用于組合航天器姿態(tài)控制推力器布局優(yōu)化方法，具體步驟如下：
[0159] 步驟一、確定追蹤航天器的推力器安裝布局
[0160]對(duì)于三軸穩(wěn)定衛(wèi)星而言，推力器主要布置在星體表面，根據(jù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求所限制 的約束主要有以下幾方面：
[0161] (1)與運(yùn)載火箭的接口關(guān)系；
[0162] (2)太陽(yáng)帆板的安裝面；
[0163] (3)其它星表載荷的安裝位置及功能要求，如天線及各種敏感器等；
[0164] (4)與星體結(jié)構(gòu)系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、電源系統(tǒng)、熱控系統(tǒng)等的接口關(guān)系。
[0165] 由此可得體坐標(biāo)系下所有推力器組成的位置矩陣為：
[0166]
(1)
[0167] r為推力器在航天器體坐標(biāo)系中X和y方向的位置，h為z方向的位置，也是航天器的 邊長(zhǎng)。
[0168] 各推力器的方向矩陣為：
[0169]
P)
[0170] 根據(jù)所設(shè)計(jì)的衛(wèi)星構(gòu)型，考慮到羽流的影響作用，限制Θ的取值范圍：
[0171] 〇<θ<45° (3)
[0172] 其中 A =45。-Θ，c( Ω ) = cos Q，s(Q)=sinQ。
[0173] 各推力器產(chǎn)生單位推力時(shí)，組成的力矩矩陣為：
[0174]
(4)
[0175] 式中β為各推力器與星體表面的夾角，Θ為推力器噴氣方向與正方體表面的對(duì)角線 夾角。
[0176] 步驟二、確定航天器交會(huì)對(duì)接后，組合航天器推力器布局
[0177] 交會(huì)對(duì)接后的組合航天器整體質(zhì)心位置發(fā)生改變，通過(guò)對(duì)組合體進(jìn)行質(zhì)量特性辨 識(shí)后，可得質(zhì)心的變化量A c 〇
[0178] 因此可得推力器在組合航天器本體坐標(biāo)系下的安裝位置為：
[0179](5)
[0180]各推力器的方向矩陣為式(2);
[0181]推力器單位推力對(duì)組合體的力矩矩陣為： (6)
[0182]
[0183] 步驟三、基于萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)，得到改變后的推力器布局
[0184] 選取其中一個(gè)推力器，在其關(guān)節(jié)處安裝具有雙自由度的萬(wàn)向節(jié)。通過(guò)萬(wàn)向節(jié)的轉(zhuǎn) 動(dòng)，帶動(dòng)推力器的噴氣方向，即改變?chǔ)潞挺??？紤]一下幾種安裝情況：
[0185] 情況一、選取距組合體質(zhì)心較近的推力器一 1，并使萬(wàn)向節(jié)單自由度轉(zhuǎn)動(dòng)，即分別 改變噴氣方向的β和Θ;
[0186] (1)控制β角的改變
[0187]推力器的方向矩陣為：
[0188]
(7)
[0189] 推力器的單位力矩矩陣為：
[0190]

(1^)
[0208] (1)控制β角的改變[0209] 推力器的方向矩陣為：
(16) (17) (IB)
[0218] 步驟四、根據(jù)三軸姿態(tài)穩(wěn)定的期望力矩，以燃料消耗最少及萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)角度為約 束設(shè)計(jì)推力器控制分配模型
[0219] 在航天器控制中，系統(tǒng)狀態(tài)空間模型寫成：
[0220] (19)
[0221 ]只rτλL里·，dreRm為擾動(dòng)項(xiàng)；adeRm為通過(guò)彳全制器給出的彳全制指令， 即步驟二中不同情況下的期望力矩細(xì)^1^2^2>12^12;5^妒為觀測(cè)向量，!'和(]為狀 態(tài)參數(shù)。
[0222] 在推力器進(jìn)行航天器姿態(tài)控制過(guò)程中，滿足
[0223] ad = BF (20)
[0224] 式中，F(xiàn)=LF1，…，F(xiàn)n]T，其各個(gè)元素分別代表各個(gè)推力器的推力大小;B為mXn階矩 陣，為推力器效能矩陣。對(duì)于第i個(gè)推力器推力的大小，滿足約束MFd Fimax(i = l，…，η)。 此步驟尋找最優(yōu)解F的問(wèn)題即為控制分配問(wèn)題。
[0225] 對(duì)于步驟三中的幾種不同情況可建立兩種控制分配模型，即分別以β和Θ為約束。
[0226] (1)以β為約束
[0227] PI):
[0228]
[0229] (22)
[0230] 由式（21)和式（22)可求得優(yōu)化后每個(gè)推力器的推力，反饋到航天器動(dòng)力學(xué)中，得 到姿態(tài)角和姿態(tài)角速度。
[0231] 步驟五、根據(jù)步驟四所得的姿態(tài)角和姿態(tài)角速度設(shè)計(jì)相平面控制器，控制推力器 開(kāi)關(guān)機(jī)和噴氣時(shí)長(zhǎng)，得到航天器的期望控制力矩
[0232] 由于追蹤航天器采用三軸姿態(tài)穩(wěn)定噴氣系統(tǒng)，在穩(wěn)定控制的情況下，姿態(tài)角為小 量，且姿態(tài)角速度也遠(yuǎn)小于軌道角速度，因此可忽略2階以上小量和擾動(dòng)力矩，姿態(tài)動(dòng)力學(xué) 方程可進(jìn)一步簡(jiǎn)化為三軸的動(dòng)力學(xué)方程完全解耦的形式。
[0233] 對(duì)于這種典型的二階系統(tǒng)，可利用由姿態(tài)角和姿態(tài)角速度組成的相平面進(jìn)行控制 律設(shè)計(jì)。本發(fā)明設(shè)計(jì)的相平面圖關(guān)于原點(diǎn)對(duì)稱，以右半平面的負(fù)相平面進(jìn)行說(shuō)明。
[0234] (I)Ri區(qū)：當(dāng)滿足條件，#>/1且爐>/3時(shí)，相點(diǎn)在心區(qū)，發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)相開(kāi)啟，噴 氣長(zhǎng)度為Trl;該區(qū)域?yàn)殚L(zhǎng)噴區(qū)，其作用是用較長(zhǎng)時(shí)間的噴氣消除阻尼大的初始姿態(tài)角和姿 態(tài)角速率偏差;所述發(fā)動(dòng)機(jī)是指步驟四得到的開(kāi)啟的全部推力器;即推力不為零的推力器；
[0235] ⑵辦區(qū)：當(dāng)滿足條件/1 > 0>/2，且/5>穸>/1時(shí)，相點(diǎn)在辦區(qū)，發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)相開(kāi)啟， 噴氣長(zhǎng)度為Tr2;該區(qū)為中噴區(qū)，用以加快姿態(tài)角和姿態(tài)角速率的收斂速度；
[0236] (3)R3區(qū)：當(dāng)滿足條件/_2 > 0 > /3，I I./5 > w >/1時(shí)，相點(diǎn)在R3區(qū)，發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)相開(kāi)啟， 噴氣長(zhǎng)度為Tr3;該區(qū)為短噴區(qū)，該區(qū)發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣時(shí)間較短，用來(lái)阻尼外干擾力矩，并形成較 長(zhǎng)時(shí)間的單邊極限環(huán)；
[0237] (4)R4區(qū)：當(dāng)滿足條件#</9,且供>/4時(shí)，相點(diǎn)在R 4區(qū)，發(fā)動(dòng)機(jī)正相開(kāi)啟，噴氣長(zhǎng)度 為Tr4;該區(qū)是速率阻尼區(qū)，其作用是抑制姿態(tài)角速率增大，加快姿態(tài)角誤差的收斂。
[0238] 左半平面中的f if 2，f 3，f 4分別對(duì)應(yīng)于R1，R2，R3，R4，只是發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣方向相反。
[0239] 各區(qū)域的邊界由豎開(kāi)關(guān)線11-16和開(kāi)關(guān)線fl-f 10決定，其中，11和12決定了單邊極 限環(huán)的邊界，即決定了相平面的控制精度，其參數(shù)應(yīng)根據(jù)姿態(tài)控制任務(wù)的精度進(jìn)行選取，同 時(shí)應(yīng)考慮到測(cè)量敏感器的時(shí)間延遲和測(cè)量噪聲影響因素。
[0240] 考慮到仿真參數(shù)以及控制精度和穩(wěn)定度的要求，確定三軸的相平面控制規(guī)律如

角、俯仰角、偏航角，色分別為滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速度。
[0256] 結(jié)合步驟三中的三種情況，分別計(jì)算在相平面控制中的實(shí)際輸出控制力矩。
[0257] 情況一、選取距組合體質(zhì)心較近的1號(hào)推力器，分別以β、θ角為萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)角，由式 (29)得到實(shí)際棹制力矩Tm、Te1。
[0258] 〇〇)
[0259] (31)
[0260] 化,Wp1，分別為1號(hào)推力器萬(wàn)向節(jié)β轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速 度。％,，，Rn分別為1號(hào)推力器萬(wàn)向節(jié)Θ轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速度。
[0261] 情況二、選取距組合體質(zhì)心較遠(yuǎn)的2號(hào)推力器，分別以β、θ為萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)角，由式
(29)得至丨丨命^始制士祐下Dn Τηη
[0262] (32)
[0263] (33)
[0264] 分別為2號(hào)推力器萬(wàn)向節(jié)β轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角 速度。％2，心 2，匕2分別為2號(hào)推力器萬(wàn)向節(jié)Θ轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速 度。
[0265] 情況三、同時(shí)選取1號(hào)和2號(hào)推力器，分別以β、θ為萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)角，由式(29)得到實(shí) 際控制力矩Τβ12、Τθ12。
[0266] (M)
[0267] 〇5)
[0268] 分別為1和2號(hào)推力器萬(wàn)向節(jié)β轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏 航角速度。色12, Au, Pm分別為1和2號(hào)推力器萬(wàn)向節(jié)Θ轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏 航角速度。
[0269]將得到的力矩反饋給步驟四，看它是否與步驟四的期望力矩相等，若不相等，重復(fù) 步驟四和步驟五；
[0270]步驟六、燃料消耗計(jì)算
[0271]當(dāng)三種情況的期望力矩和實(shí)際控制力矩相等時(shí)，求得航天器三軸姿態(tài)穩(wěn)定后的燃 料消耗量。
[0272] 桫M消鏈i+笪公忒為.
[0273]
(36)
[0274]式中，Am為燃料消耗量，F(xiàn)i為各推力器產(chǎn)生的推力，go為重力加速度，Isp為推力器 比沖，t為推力器開(kāi)機(jī)時(shí)間。
[0275]本發(fā)明采用上述控制方法，對(duì)各種情況進(jìn)行仿真，且對(duì)航天器三軸姿態(tài)穩(wěn)定時(shí)所 消耗的燃料進(jìn)行對(duì)比，發(fā)現(xiàn)所設(shè)計(jì)的利用萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)帶動(dòng)噴氣方向能有效地減少航天器在 軌調(diào)姿的燃料消耗，有效地延長(zhǎng)了航天器在軌壽命。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種用于組合航天器姿態(tài)控制推力器布局優(yōu)化方法，其特征在于： 針對(duì)推力器在固定位置安裝的航天器，首先推力器的安裝方向?yàn)閮A斜安裝，即對(duì)于航 天器本體系的Ξ軸方向都有夾角；其次在推力器關(guān)節(jié)處加裝具有雙自由度的萬(wàn)向節(jié)，可通 過(guò)萬(wàn)向節(jié)的轉(zhuǎn)動(dòng)帶動(dòng)噴氣的方向； 在航天器交會(huì)對(duì)接后組成的組合體航天器進(jìn)行姿態(tài)控制時(shí)，用于組合航天器姿態(tài)控制 推力器布局的優(yōu)化方法，具體步驟如下： 步驟一、確定追蹤航天器的推力器安裝布局 對(duì)于Ξ軸穩(wěn)定衛(wèi)星而言，推力器主要布置在星體表面，根據(jù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求所限制的約 束主要有W下幾方面： (1) 與運(yùn)載火箭的接口關(guān)系； (2) 太陽(yáng)帆板的安裝面； (3) 其它星表載荷的安裝位置及功能要求，如天線及各種敏感器； (4) 與星體結(jié)構(gòu)系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、電源系統(tǒng)、熱控系統(tǒng)的接口關(guān)系； 由此可得體坐標(biāo)系下所有推力器組成的位置矩陣為：(1) r為推力器在航天器體坐標(biāo)系中X和y方向的位置，h為Z方向的位置，也是航天器的邊 長(zhǎng)； 各推力器的方向矩陣為：根據(jù)所設(shè)計(jì)的衛(wèi)星構(gòu)型，考慮到羽流的影響作用，限制Θ的取值范圍： 0<白<45° (3) 其中 Δ =45°-目，c(0) = cos0,s化）= si址； 各推力器產(chǎn)生單位推力時(shí)，組成的力矩矩陣為：式中β為各推力器與星體表面的夾角，Θ為推力器噴氣方向與正方體表面的對(duì)角線夾 角； 步驟二、確定航天器交會(huì)對(duì)接后，組合航天器推力器布局 交會(huì)對(duì)接后的組合航天器整體質(zhì)屯、位置發(fā)生改變，通過(guò)對(duì)組合體進(jìn)行質(zhì)量特性辨識(shí) 后，可得質(zhì)屯、的變化量Δ c; 因此可得推力器在組合航天器本體坐標(biāo)系下的安裝位置為：巧 各推力器的方向矩陣為式(2); 推力器單位推力對(duì)組合體的力矩矩陣為：步驟Ξ、基于萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)，得到改變后的推力器布局 選取其中一個(gè)推力器，在其關(guān)節(jié)處安裝具有雙自由度的萬(wàn)向節(jié);通過(guò)萬(wàn)向節(jié)的轉(zhuǎn)動(dòng)，帶 動(dòng)推力器的噴氣方向，即改變?chǔ)潞挺?考慮一下幾種安裝情況： 在航天器交會(huì)對(duì)接面上，選取其中一個(gè)距組合體質(zhì)屯、較近的推力器ai，并使萬(wàn)向節(jié)單自 由度轉(zhuǎn)動(dòng)，即分別改變噴氣方向的β和9 ; (1)控制0角的改變 推力器的方向矩陣為：推力器的單位力矩矩陣為：步驟四、根據(jù)Ξ軸姿態(tài)穩(wěn)定的期望力矩，W燃料消耗最少及萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)角度為約束設(shè) 計(jì)推力器控制分配模型 在航天器控制中，系統(tǒng)狀態(tài)空間模型寫成：(11) 其中xERm是系統(tǒng)狀態(tài)量，山er為擾動(dòng)項(xiàng)；adERm為通過(guò)控制器給出的控制指令，即步 驟；中不同情況下的期望力矩461，4&1，462,4&2,4612,4&12巧￡1?哨觀測(cè)向量，1'和0為狀態(tài)參 數(shù)； 在推力器進(jìn)行航天器姿態(tài)控制過(guò)程中，滿足 ad = BF (12) 式中，F(xiàn)=[Fi，…，F(xiàn)n]T，其各個(gè)元素分別代表各個(gè)推力器的推力大小;B為mXn階矩陣， 為推力器效能矩陣;對(duì)于第i個(gè)推力器推力的大小，滿足約束0鄒1^皿山=1，。'，11);此步 驟尋找最優(yōu)解F的問(wèn)題即為控制分配問(wèn)題； 對(duì)于步驟Ξ建立兩種控制分配模型，即分別we和e為約束； (1) we為約束(13) (2) ΚΘ為約束(14) 由式(21)和式（22)可求得優(yōu)化后每個(gè)推力器的推力，反饋到航天器動(dòng)力學(xué)中，得到姿 態(tài)角和姿態(tài)角速度； 步驟五、根據(jù)步驟四所得的姿態(tài)角和姿態(tài)角速度設(shè)計(jì)相平面控制器，控制推力器開(kāi)關(guān) 機(jī)和噴氣時(shí)長(zhǎng)，得到航天器的期望控制力矩 (l)Ri區(qū)：當(dāng)滿足條件參>/7且口>/3時(shí)，相點(diǎn)在Ri區(qū)，發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)相開(kāi)啟，噴氣長(zhǎng) 度為Trl;該區(qū)域?yàn)殚L(zhǎng)噴區(qū)，其作用是用較長(zhǎng)時(shí)間的噴氣消除阻尼大的初始姿態(tài)角和姿態(tài)角 速率偏差;所述發(fā)動(dòng)機(jī)是指步驟四得到的開(kāi)啟的全部推力器;即推力不為零的推力器； (2) R2區(qū)：當(dāng)滿足條件/1>疹>/2:，且巧> 夢(mèng) >巧時(shí)，相點(diǎn)在R2區(qū)，發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)相開(kāi)啟，噴氣 長(zhǎng)度為Tr2;該區(qū)為中噴區(qū)，用W加快姿態(tài)角和姿態(tài)角速率的收斂速度； (3) R3區(qū)：當(dāng)滿足條件/2>戶>/3，且巧>夢(mèng)>/1時(shí)，相點(diǎn)在尺3區(qū)，發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)相開(kāi)啟，噴氣 長(zhǎng)度為Tr3;該區(qū)為短噴區(qū)，該區(qū)發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣時(shí)間較短，用來(lái)阻尼外干擾力矩，并形成較長(zhǎng)時(shí) 間的單邊極限環(huán)； (4) R4區(qū)：當(dāng)滿足條件皆</9,且矜>/4時(shí)，相點(diǎn)在R4區(qū)，發(fā)動(dòng)機(jī)正相開(kāi)啟，噴氣長(zhǎng)度為 Tr4;該區(qū)是速率阻尼區(qū)，其作用是抑制姿態(tài)角速率增大，加快姿態(tài)角誤差的收斂； 左半平面中的R/1，R/ 2，R/ 3，R/ 4分別對(duì)應(yīng)于Ri，R2，R3，R4，只是發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣方向相反； 各區(qū)域的邊界由豎開(kāi)關(guān)線11-16和開(kāi)關(guān)線η-ΠΟ決定，其中，11和12決定了單邊極限環(huán) 的邊界，即決定了相平面的控制精度，其參數(shù)應(yīng)根據(jù)姿態(tài)控制任務(wù)的精度進(jìn)行選取，同時(shí)應(yīng) 考慮到測(cè)量敏感器的時(shí)間延遲和測(cè)量噪聲影響因素； 根據(jù)參數(shù)W及控制精度和穩(wěn)定度的要求，確定Ξ軸的相平面控制規(guī)律如下： 滾轉(zhuǎn)軸：俯仰軸：偏航軸噴氣指令時(shí)間(ms)如下：根據(jù)上述控制方法，可輸出Ξ軸的姿態(tài)角和姿態(tài)角速度，再將其代入姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程：(21) 可求出實(shí)際輸出的控制力矩，Ιχ山，Ιζ為航天器的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，細(xì)，Φ分別為滾轉(zhuǎn)角、俯仰 角、偏航角，扣么y>分別為滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速度； 結(jié)合步驟Ξ計(jì)算在相平面控制中的實(shí)際輸出控制力矩； 選取距組合體質(zhì)屯、較近的推力器ai，分別Κβ、θ角為萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)角，由式(29)得到實(shí)際 控制力矩Τρι、Τθ?;爲(wèi)小分別為推力器ai萬(wàn)向節(jié)β轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速度； 拓1，卻1，知1分別為推力器ai萬(wàn)向節(jié)Θ轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速度； 將得到的力矩反饋給步驟四，看它是否與步驟四的期望力矩相等，若不相等，重復(fù)步驟 四和步驟五。2. -種用于組合航天器姿態(tài)控制推力器布局優(yōu)化方法，其特征在于： 針對(duì)推力器在固定位置安裝的航天器，首先推力器的安裝方向?yàn)閮A斜安裝，即對(duì)于航 天器本體系的Ξ軸方向都有夾角；其次在推力器關(guān)節(jié)處加裝具有雙自由度的萬(wàn)向節(jié)，可通 過(guò)萬(wàn)向節(jié)的轉(zhuǎn)動(dòng)帶動(dòng)噴氣的方向； 在航天器交會(huì)對(duì)接后組成的組合體航天器進(jìn)行姿態(tài)控制時(shí)，用于組合航天器姿態(tài)控制 推力器布局的優(yōu)化方法，具體步驟如下： 步驟一、確定追蹤航天器的推力器安裝布局 對(duì)于Ξ軸穩(wěn)定衛(wèi)星而言，推力器主要布置在星體表面，根據(jù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求所限制的約 束主要有W下幾方面： (1) 與運(yùn)載火箭的接口關(guān)系； (2) 太陽(yáng)帆板的安裝面； (3) 其它星表載荷的安裝位置及功能要求，如天線及各種敏感器； (4) 與星體結(jié)構(gòu)系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、電源系統(tǒng)、熱控系統(tǒng)的接口關(guān)系； 由此可得體坐標(biāo)系下所有推力器組成的位置矩陣為：(1) r為推力器在航天器體坐標(biāo)系中X和y方向的位置，h為Z方向的位置，也是航天器的邊 長(zhǎng)； 各推力器的方向矩陣為：(2) 根據(jù)所設(shè)計(jì)的衛(wèi)星構(gòu)型，考慮到羽流的影響作用，限制Θ的取值范圍： 0<白<45° (3) 其中 Λ =45。-目，c( Ω ) = cosQ ,s( Ω ) = sinQ ; 各推力器產(chǎn)生單位推力時(shí)，組成的力矩矩陣為：(4) 式中β為各推力器與星體表面的夾角，Θ為推力器噴氣方向與正方體表面的對(duì)角線夾 角； 步驟二、確定航天器交會(huì)對(duì)接后，組合航天器推力器布局 交會(huì)對(duì)接后的組合航天器整體質(zhì)屯、位置發(fā)生改變，通過(guò)對(duì)組合體進(jìn)行質(zhì)量特性辨識(shí) 后，可得質(zhì)屯、的變化量Δ C; 因此可得推力器在組合航天器本體坐標(biāo)系下的安裝位置為：巧 各推力器的方向矩陣為式(2); 推力器單位推力對(duì)組合體的力矩矩陣為：步驟Ξ、基于萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)，得到改變后的推力器布局 選取其中一個(gè)推力器，在其關(guān)節(jié)處安裝具有雙自由度的萬(wàn)向節(jié);通過(guò)萬(wàn)向節(jié)的轉(zhuǎn)動(dòng)，帶 動(dòng)推力器的噴氣方向，即改變?chǔ)潞挺?考慮一下幾種安裝情況： 在距航天器交會(huì)對(duì)接面較遠(yuǎn)的推力器安裝平面上，選取其中一個(gè)距組合體質(zhì)屯、較遠(yuǎn)的 推力器32,控制萬(wàn)向節(jié)單自由度轉(zhuǎn)動(dòng)，分別改變噴氣方向β和Θ; (1)控制0角的改變 推力器的方向矩陣為：推力器的單位力矩矩陣為：步驟四、根據(jù)Ξ軸姿態(tài)穩(wěn)定的期望力矩，W燃料消耗最少及萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)角度為約束設(shè) 計(jì)推力器控制分配模型 在航天器控制中，系統(tǒng)狀態(tài)空間模型寫成：(11) 其中xsr是系統(tǒng)狀態(tài)量，drer為擾動(dòng)項(xiàng)；ader為通過(guò)控制器給出的控制指令，即步 驟；中不同情況下的期望力矩461，4&1，462,4&2,4612,4&12巧￡3哨觀測(cè)向量，1'和0為狀態(tài)參 數(shù)； 在推力器進(jìn)行航天器姿態(tài)控制過(guò)程中，滿足 ad = BF (12) 式中，F(xiàn)=[Fi，…，F(xiàn)n]T，其各個(gè)元素分別代表各個(gè)推力器的推力大小;B為mXn階矩陣， 為推力器效能矩陣;對(duì)于第i個(gè)推力器推力的大小，滿足約束0鄒1^皿、。=1，。'，11);此步 驟尋找最優(yōu)解F的問(wèn)題即為控制分配問(wèn)題； 對(duì)于步驟Ξ建立兩種控制分配模型，即分別W0和e為約束； (1) we為約束由式(21)和式（22)可求得優(yōu)化后每個(gè)推力器的推力，反饋到航天器動(dòng)力學(xué)中，得到姿 態(tài)角和姿態(tài)角速度； 步驟五、根據(jù)步驟四所得的姿態(tài)角和姿態(tài)角速度設(shè)計(jì)相平面控制器，控制推力器開(kāi)關(guān) 機(jī)和噴氣時(shí)長(zhǎng)，得到航天器的期望控制力矩 (l)Ri區(qū)：當(dāng)滿足條件輯>/1，^>/7且與>巧時(shí)，相點(diǎn)在Ri區(qū)，發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)相開(kāi)啟，噴氣長(zhǎng) 度為Trl;該區(qū)域?yàn)殚L(zhǎng)噴區(qū)，其作用是用較長(zhǎng)時(shí)間的噴氣消除阻尼大的初始姿態(tài)角和姿態(tài)角 速率偏差;所述發(fā)動(dòng)機(jī)是指步驟四得到的開(kāi)啟的全部推力器;即推力不為零的推力器； (2化區(qū)：當(dāng)滿足條件/1》#》巧，且巧>巧> 刖寸，相點(diǎn)在化區(qū)，發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)相開(kāi)啟，噴氣長(zhǎng) 度為Tr2;該區(qū)為中噴區(qū)，用W加快姿態(tài)角和姿態(tài)角速率的收斂速度； (3) R3區(qū)：當(dāng)滿足條件/2>戶>/3，且巧>夢(mèng)>/1時(shí)，相點(diǎn)在尺3區(qū)，發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)相開(kāi)啟，噴氣 長(zhǎng)度為Tr3;該區(qū)為短噴區(qū)，該區(qū)發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣時(shí)間較短，用來(lái)阻尼外干擾力矩，并形成較長(zhǎng)時(shí) 間的單邊極限環(huán)； (4) R4區(qū)：當(dāng)滿足條件皆</9,且口 >/4時(shí)，相點(diǎn)在R4區(qū)，發(fā)動(dòng)機(jī)正相開(kāi)啟，噴氣長(zhǎng)度為 Tr4;該區(qū)是速率阻尼區(qū)，其作用是抑制姿態(tài)角速率增大，加快姿態(tài)角誤差的收斂； 左半平面中的R/1，R/ 2，R/ 3，R/ 4分別對(duì)應(yīng)于Ri，R2，R3，R4，只是發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣方向相反； 各區(qū)域的邊界由豎開(kāi)關(guān)線11-16和開(kāi)關(guān)線η-ΠΟ決定，其中，11和12決定了單邊極限環(huán) 的邊界，即決定了相平面的控制精度，其參數(shù)應(yīng)根據(jù)姿態(tài)控制任務(wù)的精度進(jìn)行選取，同時(shí)應(yīng) 考慮到測(cè)量敏感器的時(shí)間延遲和測(cè)量噪聲影響因素； 根據(jù)參數(shù)W及控制精度和穩(wěn)定度的要求，確定Ξ軸的相平面控制規(guī)律如下： 滾轉(zhuǎn)軸：俯仰軸：偏航軸噴氣指令時(shí)間(ms)如下：根據(jù)上述控制方法，可輸出Ξ軸的姿態(tài)角和姿態(tài)角速度，再將其代入姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程：(21) 可求出實(shí)際輸出的控制力矩，Ix，Iy，Iz為航天器的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，巧，α，φ分別為滾轉(zhuǎn)角、俯仰 角、偏航角，知么分別為滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速度； 結(jié)合步驟Ξ計(jì)算在相平面控制中的實(shí)際輸出控制力矩； 選取距組合體質(zhì)屯、較遠(yuǎn)的推力器曰2,分別Κβ、θ為萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)角，由式(29)得到實(shí)際控 制力矩帕、Τθ2;咳朽2分別為推力器曰2萬(wàn)向節(jié)β轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速度； 病;，如;，柄2分別為推力器曰2萬(wàn)向節(jié)Θ轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速度； 將得到的力矩反饋給步驟四，看它是否與步驟四的期望力矩相等，若不相等，重復(fù)步驟 四和步驟五。 3 . -種用于組合航天器姿態(tài)控制推力器布局優(yōu)化方法，其特征在于： 針對(duì)推力器在固定位置安裝的航天器，首先推力器的安裝方向?yàn)閮A斜安裝，即對(duì)于航 天器本體系的Ξ軸方向都有夾角；其次在推力器關(guān)節(jié)處加裝具有雙自由度的萬(wàn)向節(jié)，可通 過(guò)萬(wàn)向節(jié)的轉(zhuǎn)動(dòng)帶動(dòng)噴氣的方向； 在航天器交會(huì)對(duì)接后組成的組合體航天器進(jìn)行姿態(tài)控制時(shí)，用于組合航天器姿態(tài)控制 推力器布局的優(yōu)化方法，具體步驟如下： 步驟一、確定追蹤航天器的推力器安裝布局 對(duì)于Ξ軸穩(wěn)定衛(wèi)星而言，推力器主要布置在星體表面，根據(jù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求所限制的約 束主要有W下幾方面： (1) 與運(yùn)載火箭的接口關(guān)系； (2) 太陽(yáng)帆板的安裝面； (3) 其它星表載荷的安裝位置及功能要求，如天線及各種敏感器； (4) 與星體結(jié)構(gòu)系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、電源系統(tǒng)、熱控系統(tǒng)的接口關(guān)系； 由此可得體坐標(biāo)系下所有推力器組成的位置矩陣為：(1) r為推力器在航天器體坐標(biāo)系中X和y方向的位置，h為Z方向的位置，也是航天器的邊 長(zhǎng)； 各推力器的方向矩陣為：式中β為各推力器與星體表面的夾角，Θ為推力器噴氣方向與正方體表面的對(duì)角線夾 角； 步驟二、確定航天器交會(huì)對(duì)接后，組合航天器推力器布局 交會(huì)對(duì)接后的組合航天器整體質(zhì)屯、位置發(fā)生改變，通過(guò)對(duì)組合體進(jìn)行質(zhì)量特性辨識(shí) 后，可得質(zhì)屯、的變化量Δ C; 因此可得推力器在組合航天器本體坐標(biāo)系下的安裝位置為：巧 各推力器的方向矩陣為式(2); 推力器單位推力對(duì)組合體的力矩矩陣為：步驟Ξ、基于萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)，得到改變后的推力器布局 選取其中一個(gè)推力器，在其關(guān)節(jié)處安裝具有雙自由度的萬(wàn)向節(jié);通過(guò)萬(wàn)向節(jié)的轉(zhuǎn)動(dòng)，帶 動(dòng)推力器的噴氣方向，即改變?chǔ)潞挺?考慮一下幾種安裝情況： 同時(shí)選取ai和曰2推力器，在其關(guān)節(jié)處安裝萬(wàn)向節(jié)，控制噴氣方向β和Θ; (1)控制0角的改變 推力器的方向矩陣為：推力器的單位力矩矩陣為：步驟四、根據(jù)Ξ軸姿態(tài)穩(wěn)定的期望力矩，W燃料消耗最少及萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)角度為約束設(shè) 計(jì)推力器控制分配模型 在航天器控制中，系統(tǒng)狀態(tài)空間模型寫成：(11) 其中X E r是系統(tǒng)狀態(tài)量，dr e r為擾動(dòng)項(xiàng)；ad e r為通過(guò)控制器給出的控制指令，即步 驟；中不同情況下的期望力矩461，4&1，462,4&2,4612,4&12巧￡3哨觀測(cè)向量，1'和0為狀態(tài)參 數(shù)； 在推力器進(jìn)行航天器姿態(tài)控制過(guò)程中，滿足 ad = BF (12) 式中，F(xiàn)=[Fi，…，F(xiàn)n]T，其各個(gè)元素分別代表各個(gè)推力器的推力大小;B為mXn階矩陣， 為推力器效能矩陣;對(duì)于第i個(gè)推力器推力的大小，滿足約束0鄒1鄒imax(i = l，…，n);此步 驟尋找最優(yōu)解F的問(wèn)題即為控制分配問(wèn)題； 對(duì)于步驟Ξ中建立兩種控制分配模型，即分別we和e為約束； (1) we為約束由式(21)和式（22)可求得優(yōu)化后每個(gè)推力器的推力，反饋到航天器動(dòng)力學(xué)中，得到姿 態(tài)角和姿態(tài)角速度； 步驟五、根據(jù)步驟四所得的姿態(tài)角和姿態(tài)角速度設(shè)計(jì)相平面控制器，控制推力器開(kāi)關(guān) 機(jī)和噴氣時(shí)長(zhǎng)，得到航天器的期望控制力矩 (1化區(qū)：當(dāng)滿足條件戶>/1，聲>/7且口>巧時(shí)，相點(diǎn)在Ri區(qū)，發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)相開(kāi)啟，噴氣長(zhǎng) 度為Trl;該區(qū)域?yàn)殚L(zhǎng)噴區(qū)，其作用是用較長(zhǎng)時(shí)間的噴氣消除阻尼大的初始姿態(tài)角和姿態(tài)角 速率偏差;所述發(fā)動(dòng)機(jī)是指步驟四得到的開(kāi)啟的全部推力器;即推力不為零的推力器； (2瓜區(qū)：當(dāng)滿足條件乃>麵/急，且巧>^>加寸，相點(diǎn)在化區(qū)，發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)相開(kāi)啟，噴氣長(zhǎng) 度為Tr2;該區(qū)為中噴區(qū)，用W加快姿態(tài)角和姿態(tài)角速率的收斂速度； (3) R3區(qū)：當(dāng)滿足條件/2>戶>/3，且巧>夢(mèng)>/1時(shí)，相點(diǎn)在尺3區(qū)，發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)相開(kāi)啟，噴氣 長(zhǎng)度為Tr3;該區(qū)為短噴區(qū)，該區(qū)發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣時(shí)間較短，用來(lái)阻尼外干擾力矩，并形成較長(zhǎng)時(shí) 間的單邊極限環(huán)； (4) R4區(qū)：當(dāng)滿足條件皆</9,且口 >/4時(shí)，相點(diǎn)在R4區(qū)，發(fā)動(dòng)機(jī)正相開(kāi)啟，噴氣長(zhǎng)度為 Tr4;該區(qū)是速率阻尼區(qū)，其作用是抑制姿態(tài)角速率增大，加快姿態(tài)角誤差的收斂； 左半平面中的R/1，R/ 2，R/ 3，R/ 4分別對(duì)應(yīng)于Ri，R2，R3，R4，只是發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣方向相反； 各區(qū)域的邊界由豎開(kāi)關(guān)線11-16和開(kāi)關(guān)線η-ΠΟ決定，其中，11和12決定了單邊極限環(huán) 的邊界，即決定了相平面的控制精度，其參數(shù)應(yīng)根據(jù)姿態(tài)控制任務(wù)的精度進(jìn)行選取，同時(shí)應(yīng) 考慮到測(cè)量敏感器的時(shí)間延遲和測(cè)量噪聲影響因素； 根據(jù)參數(shù)W及控制精度和穩(wěn)定度的要求，確定Ξ軸的相平面控制規(guī)律如下： 滾轉(zhuǎn)軸： (口）= -0. k 口 + 0.6 /; (口) '二-O.lx 口+ 0.3 /;(y) = -0. lx (/? + 0.15 /;(;〇) = -〇.lx^ - 〇.15 乂的= -0.U(9-0.3 .Ι\λφ)'=-^ lx0.6 ./:(^) = 一12 麵=、玉 ./;,(滬)=-1.65 乂ii (則=I .(、弓 滾裝軸噴氣指令時(shí)間(ms)如下：俯仰軸： /ι(α) = -0.1χβ + 0.6 乂（α) = -0.1 χα -f-化3 ./';(α) = -0'1χα+0 15 Ζ4(α) = -〇.!χα-〇.15 /;(α) = -?.1χα-0.3 (17)： '/(, (α ) = -0.1 X 貸一.0.6 ./：(?) = -1.2 乂 (α) = !.2 /,(^) = -1.65 九,(α、) = 1.65 俯仰軸噴氣指令時(shí)間(ms)如下：偏航軸噴氣指令時(shí)間(ms)如下：根據(jù)上述控制方法，可輸出Ξ軸的姿態(tài)角和姿態(tài)角速度，再將其代入姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程：(21) 可求出實(shí)際輸出的控制力矩，Ix，Iy，Iz為航天器的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，巧，α，φ分別為滾轉(zhuǎn)角、俯仰 角、偏航角，知么分別為滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速度； 結(jié)合步驟Ξ計(jì)算在相平面控制中的實(shí)際輸出控制力矩； 同時(shí)選取推力器曰1和曰2,分別WiM為萬(wàn)向節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)角，由式(29)得到實(shí)際控制力矩帖2、 Τθ12；咳斜2，1/>例2分別為推力器ai和a2萬(wàn)向節(jié)目轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速 度;挺12，為12,知12分別為推力器ai和32萬(wàn)向節(jié)Θ轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)的滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速 度； 將得到的力矩反饋給步驟四，看它是否與步驟四的期望力矩相等，若不相等，重復(fù)步驟 四和步驟五。4.如權(quán)利要求或2或3所述的一種用于組合航天器姿態(tài)控制推力器布局優(yōu)化方法，其特 征在于：當(dāng)步驟五所述的期望力矩和實(shí)際控制力矩相等時(shí)，求得航天器Ξ軸姿態(tài)穩(wěn)定后的 燃料消耗量； 燃料消耗計(jì)算公式為：(24) 式中，Am為燃料消耗量，F(xiàn)i為各推力器產(chǎn)生的推力，go為重力加速度，Isp為推力器比沖， t為推力器開(kāi)機(jī)時(shí)間。
【文檔編號(hào)】G05D1/08GK105843239SQ201610209737
【公開(kāi)日】2016年8月10日
【申請(qǐng)日】2016年4月6日
【發(fā)明人】張景瑞, 徐凱, 周志成, 李新剛, 張堯
【申請(qǐng)人】北京理工大學(xué), 中國(guó)空間技術(shù)研究院