一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法

一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法
【专利摘要】本发明涉及一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法，属于卫星姿态控制技术领域。本发明推力器的安装方向为倾斜安装；其次在推力器关节处加装具有双自由度的万向节；进而由期望控制力矩，以燃料消耗最少和万向节转动角度为约束，设计推力器推力分配模型；最后根据敏感器所反馈的姿态角及姿态角速度的变化，通过相平面控制方法，控制推力器的开关及喷气时长。实现了航天器姿态的快速机动，并减少燃料的消耗，形成完整控制回路。本发明基于万向节的转动，带动推力器喷气方向的改变，有效的解决了由交会对接引起的质心大范围偏移进而造成的不稳定控制问题。本发明能够减少燃料的消耗，延长航天器在轨服务寿命。
【专利说明】
一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法
技术领域
[0001] 本发明涉及一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法，特别涉及一种由 交会对接航天器组成的组合体的姿态控制推力器布局优化方法，属于卫星姿态控制技术领 域。
【背景技术】
[0002] 长寿命、高可靠是我国发展新一代大型静止轨道卫星平台的主要性能要求，也是 其重要特征，但是受卫星平台燃料携带量的制约，即使星上有效载荷等部件依然在工作寿 命中，但燃料耗尽造成卫星推进系统失效，并导致卫星整体失效。通过发射延寿航天器，与 寿命末期静止轨道卫星完成对接，采用辅助控制或燃料加注等方法，恢复其姿态轨道控制 能力并延长其寿命。为此，加拿大MDA公司提出了利用空间机械臂对寿命末期静止轨道卫星 开展燃料加注延寿的思想，但其实现复杂程度及难度较高；而通过发射延寿航天器采用辅 助控制则更易实现。
[0003] 延寿飞行器在完成与目标卫星对接并在结构上连为一体后，组合航天器的质量和 惯量特性完全改变，延寿飞行器与目标卫星对接后使得推力器存在大范围的质心偏离，导 致轨道保持控制和姿态控制的强耦合现象发生。而延寿任务要求二者成功对接后还需进行 轨道位置保持和精确的姿态控制。因此，组合航天器的推力器优化布局及组合体的姿态轨 道耦合控制成为发展静止轨道卫星在轨延寿方法的关键动力学与控制问题之一。
[0004] 针对类似卫星的推力器布局和约束条件进行分析，给出推力器布局的优化方法和 模型，最后利用优化方法和模型进行了推力器布局设计(林波，武云丽.一类卫星推力器布 局的多目标优化设计方法[J].空间控制技术与应用.2010.36(4) :31-35)。通过设计出一套 有利于三轴稳定卫星姿轨耦合控制的推力器构型，进而为针对冗余推力器配置的控制分配 算法提供有效的验证模型（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，这两种方式均属针对单一航天器进行研究，而对 于由延寿飞行器与目标卫星组成的组合航天器的推力器布局优化问题几乎没有。

【发明内容】

[0005] 本发明的目的是为了延长失效卫星的使用寿命，提供一种用于组合航天器姿态控 制推力器布局优化方法，该方法通过外接航天器进行辅助控制，有效地改变推力器布局，减 少燃料消耗。
[0006] 本发明的方法是通过下述技术方案实现的。
[0007]针对推力器在固定位置安装的航天器，首先推力器的安装方向为倾斜安装，即对 于航天器本体系的三轴方向都有夹角；其次在推力器关节处加装具有双自由度的万向节， 可通过万向节的转动带动喷气的方向；进而由期望控制力矩，以燃料消耗最少和万向节转 动角度为约束，设计推力器推力分配模型；最后根据敏感器所反馈的姿态角及姿态角速度 的变化，通过相平面控制方法，控制推力器的开关及喷气时长。结合航天器三轴姿态稳定问 题，控制万向节所需转动的角度，实现航天器姿态的快速机动，并减少燃料的消耗，形成完 整控制回路，最终得到最优的推力器布局方案。
[0008] 在所述方案基础上，通过安装多个万向节，同时对航天器三轴姿态稳定控制，对比 燃料的消耗，以期延长航天器的在轨工作寿命。
[0009] 在航天器交会对接后组成的组合体航天器进行姿态控制时，用于组合航天器姿态 控制推力器布局的优化方法，具体步骤如下：
[0010] 步骤一、确定追踪航天器的推力器安装布局
[0011]对于三轴稳定卫星而言，推力器主要布置在星体表面，根据系统设计要求所限制 的约束主要有以下几方面：
[0012] (1)与运载火箭的接口关系；
[0013] (2)太阳帆板的安装面；
[0014] (3)其它星表载荷的安装位置及功能要求，如天线及各种敏感器等；
[0015] (4)与星体结构系统、控制系统、电源系统、热控系统等的接口关系。
[0016]由此可得体坐标系下所有推力器组成的位置矩阵为：
[0017]
(1)
[0018] r为推力器在航天器体坐标系中X和y方向的位置，h为z方向的位置，也是航天器的 边长。
[0019] 各推力器的方向矩阵为：
(2)
[0021 ]根据所设计的卫星构型，考虑到羽流的影响作用，限制Θ的取值范围：
[0022] 〇<θ<45° (3)
[0023] 其中 A =45。-Θ，c( Ω ) = cos Q，s(Q)=sinQ。
[0024] 各推力器产生单位推力时，组成的力矩矩阵为：
[0025]
[0026]式中β为各推力器与星体表面的夹角，Θ为推力器喷气方向与正方体表面的对角线 夹角。
[0027] 步骤二、确定航天器交会对接后，组合航天器推力器布局
[0028] 交会对接后的组合航天器整体质心位置发生改变，通过对组合体进行质量特性辨 识后，可得质心的变化量A c 〇
[0029] 因此可得推力器在组合航天器本体坐标系下的安装位置为：
[0030]
(5)
[0031] 各推力器的方向矩阵为式(2);
[0032]推力器单位推力对组合体的力矩矩阵为：
[0033]
(6)
[0034]步骤三、基于万向节转动，得到改变后的推力器布局
[0035]选取其中一个推力器，在其关节处安装具有双自由度的万向节。通过万向节的转 动，带动推力器的喷气方向，即改变β和Θ。考虑一下几种安装情况：
[0036]情况一、在航天器交会对接面上，选取其中一个距组合体质心较近的推力器&1，并 使万向节单自由度转动，即分别改变喷气方向的β和Θ ;
[0037] (1)控制0角的改变 [0038]推力器的方向矩阵为：
[0042] (2)控制Θ(即Δ)角的改变[0043]推力器的方向矩阵为：
[00391
[0
[0

[0071]
(19)
[0072] 其中X e 1^是系统状态量，dr e Rm为扰动项;ad e Rm为通过控制器给出的控制指令， 即步骤三中不同情况下的期望力矩为观测向量，T和C为状 态参数。
[0073]在推力器进行航天器姿态控制过程中，满足
[0074]
[0075]式中，F= [F1，…，Fn]T，其各个元素分别代表各个推力器的推力大小;B为mXn阶矩 阵，为推力器效能矩阵。对于第i个推力器推力的大小，满足约束〇<FdFimax(i = lr··，!!）。 此步骤寻找最优解F的问题即为控制分配问题。
[0076] 对于步骤三中的几种不同情况可建立两种控制分配模型，即分别以β和Θ为约束。 [0077] (1)以β为约束
[0078] (21)
[0079]
[0080] (22)
[0081] 由式(21)和式(22)可求得优化后每个推力器的推力，反馈到航天器动力学中，得 到姿态角和姿态角速度。
[0082] 步骤五、根据步骤四所得的姿态角和姿态角速度设计相平面控制器，控制推力器 开关机和喷气时长，得到航天器的期望控制力矩
[0083]由于追踪航天器采用三轴姿态稳定喷气系统，在稳定控制的情况下，姿态角为小 量，且姿态角速度也远小于轨道角速度，因此可忽略2阶以上小量和扰动力矩，姿态动力学 方程可进一步简化为三轴的动力学方程完全解耦的形式。
[0084] 对于这种典型的二阶系统，可利用由姿态角和姿态角速度组成的相平面进行控制 律设计。本发明设计的相平面图关于原点对称，以右半平面的负相平面进行说明。
[0085] (1瓜区：当满足条件0>/1，_>/7且0>/3时，相点在1? 1区，发动机负相开启，喷 气长度为Trl;该区域为长喷区，其作用是用较长时间的喷气消除阻尼大的初始姿态角和姿 态角速率偏差;所述发动机是指步骤四得到的开启的全部推力器;即推力不为零的推力器；
[0086] (2)R2区：当满足条件/ 1 > Φ>/2，且/5>识；>/1时，相点在R2区，发动机负相开启， 喷气长度为Tr2;该区为中喷区，用以加快姿态角和姿态角速率的收敛速度；
[0087] (3)R3区：当满足条件/2 >0>/3，且/5 >炉>/1时，相点在R3区，发动机负相开启， 喷气长度为Tr3;该区为短喷区，该区发动机喷气时间较短，用来阻尼外干扰力矩，并形成较 长时间的单边极限环；
[0088] (4)R4区：当满足条件沴</9，且供>/4时，相点在R 4区，发动机正相开启，喷气长度 为Tr4;该区是速率阻尼区，其作用是抑制姿态角速率增大，加快姿态角误差的收敛。
[0089] 左半平面中的f if 2，f 3，f 4分别对应于R1，R2，R3，R4，只是发动机喷气方向相反。
[0090] 各区域的边界由竖开关线11-16和开关线fl-f 10决定，其中，11和12决定了单边极 限环的边界，即决定了相平面的控制精度，其参数应根据姿态控制任务的精度进行选取，同 时应考虑到测量敏感器的时间延迟和测量噪声影响因素。
[0091] 考虑到仿真参数以及控制精度和稳定度的要求，确定三轴的相平面控制规律如 下：
[0092] 滚转轴：
[0093]
[0094]
[0095] Κη{Φ
[0096]
[01031 (28)
[0104] 根据上述控制方法，可输出三轴的姿态角和姿态角速度，再将其代入姿态动力学 方程：
[0105]
(29)
[0106] 可求出实际输出的控制力矩，Ix，Iy Jz为航天器的转动惯量，外分别为滚转 角、俯仰角、偏航角，分》分别为滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度。
[0107] 结合步骤三中的三种情况，分别计算在相平面控制中的实际输出控制力矩。
[0108] 情况一、选取距组合体质心较近的1号推力器，分别以β、θ角为万向节转动角，由式 (29)得到实际控制力矩Tm、Te1。
[0109] ("〇)
[0110] (31)
[0111] '分别为1号推力器万向节转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速 度。％1，分别为1号推力器万向节Θ转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度。
[0112] 情况二、选取距组合体质心较远的2号推力器，分别以β、θ为万向节转动角，由式 (29)得到实际控制力矩Tfi2、Te 2。
[0113] (32)
[0114] (13j
[0115] 分别为2号推力器万向节β转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角 速度。^2,^ 2,分别为2号推力器万向节Θ转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速 度。
[0116] 情况三、同时选取1号和2号推力器，分别以β、θ为万向节转动角，由式(29)得到实 际控制力矩Τβ12、Τθ12。
[0117] (34)
[0118] (35)
[0119] 分别为1和2号推力器万向节转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏 航角速度。Om為12分别为1和2号推力器万向节Θ转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏 航角速度。
[0120]将得到的力矩反馈给步骤四，看它是否与步骤四的期望力矩相等，若不相等，重复 步骤四和步骤五；
[0121] 步骤六、燃料消耗计算
[0122] 当三种情况的期望力矩和实际控制力矩相等时，求得航天器三轴姿态稳定后的燃 料消耗量。
[0123] 燃料消耗计算公式为：
[0124]
(36)
[0125]式中，Am为燃料消耗量，Fi为各推力器产生的推力，go为重力加速度，Isp为推力器 比冲，t为推力器开机时间。
[0126] 本发明采用上述控制方法，对步骤三中的各种情况进行仿真，且对航天器三轴姿 态稳定时所消耗的燃料进行对比。
[0127] 有益效果
[0128] 1、本发明的一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法，基于万向节的转 动，带动推力器喷气方向的改变，有效的解决了由交会对接造成的质心大范围偏移造成的 不稳定控制问题。
[0129] 2、本发明的一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法，根据三轴稳定控 制需求，设计了由燃料消耗为优化条件、以推力大小及万向节转动角为约束的推力分配模 型，以相平面控制为基础，既满足航天器的姿态控制要求，又减少了燃料的消耗，延长航天 器在轨服务寿命。
[0130] 3、本发明的一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法，选择了单一的推 力器和同时选择两个推力器的不同工况进行仿真，结果表明，在实现姿态稳定控制的基础 上，同时改变两个推力器的喷气方向能更有效的节省燃料。
【附图说明】
[0131] 图1为追踪航天器推力器布置示意图；
[0132] 图2为追踪航天器各推力器安装面投影图；
[0133] 图3为组合航天器示意图；
[0134] 图4为万向节绕β角转动；
[0135] 图5为万向节绕Θ角转动；
[0136] 图6为喷气控制相平面图；
[0137] 图7为实施例中推力器一 1安装万向节组合体示意图；
[0138] 图8为实施例中推力器二2安装万向节组合体示意图；
[0139] 图9为实施例中推力器一 1和推力器二2安装万向节组合体示意图；
[0140] 图10为实施例中组合航天器姿态角变化曲线；
[0141] 图11为实施例中组合航天器姿态角速度变化曲线；
[0142] 图12为实施例中组合航天器喷气控制力矩变化曲线；
[0143] 图13为实施例中优化前三轴消耗燃料量；
[0144] 图14为实施例中优化后三轴消耗燃料量；
[0145] 图15为实施例中优化前消耗燃料总量；
[0146] 图16为实施例中优化后消耗燃料总量；
[0147] 图17为实施例中的闭环控制回路流程图。
[0148] 其中，在组合体示意图中对于推力器的编号，1 一推力器一、2-推力器二。
【具体实施方式】
[0149] 下面结合附图与实施例对本发明做进一步说明。
[0150] 本发明的一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法，以某个正方体(2m X 2m X 2m)外形的追踪航天器为研究对象，与其对接的目标卫星外形相同。该追踪航天器构 型如图1、图2所示，交会对接后的组合航天器构型如图3所示。
[0151]安装在推力器关节处的万向节转动方式如图4、图5所示。分别在组合航天器的推 力器一 1、推力器二2、推力器一 1和推力器二2推力器上安装万向节，并按照万向节不同的转 动方式进行仿真。
[0152] 其仿真参数如下：
[0153] 表1仿真参数表
[0155] 仿真结果与未安装万向节的组合体三轴姿态稳定控制时所消耗的燃料量比较如 下：
[0156] 表2各情况三轴消耗燃料量与总消耗量表
[0158] 所述用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法，具体步骤如下：
[0159] 步骤一、确定追踪航天器的推力器安装布局
[0160]对于三轴稳定卫星而言，推力器主要布置在星体表面，根据系统设计要求所限制 的约束主要有以下几方面：
[0161] (1)与运载火箭的接口关系；
[0162] (2)太阳帆板的安装面；
[0163] (3)其它星表载荷的安装位置及功能要求，如天线及各种敏感器等；
[0164] (4)与星体结构系统、控制系统、电源系统、热控系统等的接口关系。
[0165] 由此可得体坐标系下所有推力器组成的位置矩阵为：
[0166]
(1)
[0167] r为推力器在航天器体坐标系中X和y方向的位置，h为z方向的位置，也是航天器的 边长。
[0168] 各推力器的方向矩阵为：
[0169]
P)
[0170] 根据所设计的卫星构型，考虑到羽流的影响作用，限制Θ的取值范围：
[0171] 〇<θ<45° (3)
[0172] 其中 A =45。-Θ，c( Ω ) = cos Q，s(Q)=sinQ。
[0173] 各推力器产生单位推力时，组成的力矩矩阵为：
[0174]
(4)
[0175] 式中β为各推力器与星体表面的夹角，Θ为推力器喷气方向与正方体表面的对角线 夹角。
[0176] 步骤二、确定航天器交会对接后，组合航天器推力器布局
[0177] 交会对接后的组合航天器整体质心位置发生改变，通过对组合体进行质量特性辨 识后，可得质心的变化量A c 〇
[0178] 因此可得推力器在组合航天器本体坐标系下的安装位置为：
[0179](5)
[0180]各推力器的方向矩阵为式(2);
[0181]推力器单位推力对组合体的力矩矩阵为： (6)
[0182]
[0183] 步骤三、基于万向节转动，得到改变后的推力器布局
[0184] 选取其中一个推力器，在其关节处安装具有双自由度的万向节。通过万向节的转 动，带动推力器的喷气方向，即改变β和Θ。考虑一下几种安装情况：
[0185] 情况一、选取距组合体质心较近的推力器一 1，并使万向节单自由度转动，即分别 改变喷气方向的β和Θ;
[0186] (1)控制β角的改变
[0187]推力器的方向矩阵为：
[0188]
(7)
[0189] 推力器的单位力矩矩阵为：
[0190]

(1^)
[0208] (1)控制β角的改变[0209] 推力器的方向矩阵为：
(16) (17) (IB)
[0218] 步骤四、根据三轴姿态稳定的期望力矩，以燃料消耗最少及万向节转动角度为约 束设计推力器控制分配模型
[0219] 在航天器控制中，系统状态空间模型写成：
[0220] (19)
[0221 ]只rτλL里·，dreRm为扰动项；adeRm为通过彳全制器给出的彳全制指令， 即步骤二中不同情况下的期望力矩細^1^2^2>12^12;5^妒为观测向量，!'和(]为状 态参数。
[0222] 在推力器进行航天器姿态控制过程中，满足
[0223] ad = BF (20)
[0224] 式中，F=LF1，…，Fn]T，其各个元素分别代表各个推力器的推力大小;B为mXn阶矩 阵，为推力器效能矩阵。对于第i个推力器推力的大小，满足约束MFd Fimax(i = l，…，η)。 此步骤寻找最优解F的问题即为控制分配问题。
[0225] 对于步骤三中的几种不同情况可建立两种控制分配模型，即分别以β和Θ为约束。
[0226] (1)以β为约束
[0227] PI):
[0228]
[0229] (22)
[0230] 由式（21)和式（22)可求得优化后每个推力器的推力，反馈到航天器动力学中，得 到姿态角和姿态角速度。
[0231] 步骤五、根据步骤四所得的姿态角和姿态角速度设计相平面控制器，控制推力器 开关机和喷气时长，得到航天器的期望控制力矩
[0232] 由于追踪航天器采用三轴姿态稳定喷气系统，在稳定控制的情况下，姿态角为小 量，且姿态角速度也远小于轨道角速度，因此可忽略2阶以上小量和扰动力矩，姿态动力学 方程可进一步简化为三轴的动力学方程完全解耦的形式。
[0233] 对于这种典型的二阶系统，可利用由姿态角和姿态角速度组成的相平面进行控制 律设计。本发明设计的相平面图关于原点对称，以右半平面的负相平面进行说明。
[0234] (I)Ri区：当满足条件，#>/1且炉>/3时，相点在心区，发动机负相开启，喷 气长度为Trl;该区域为长喷区，其作用是用较长时间的喷气消除阻尼大的初始姿态角和姿 态角速率偏差;所述发动机是指步骤四得到的开启的全部推力器;即推力不为零的推力器；
[0235] ⑵办区：当满足条件/1 > 0>/2，且/5>穸>/1时，相点在办区，发动机负相开启， 喷气长度为Tr2;该区为中喷区，用以加快姿态角和姿态角速率的收敛速度；
[0236] (3)R3区：当满足条件/_2 > 0 > /3，I I./5 > w >/1时，相点在R3区，发动机负相开启， 喷气长度为Tr3;该区为短喷区，该区发动机喷气时间较短，用来阻尼外干扰力矩，并形成较 长时间的单边极限环；
[0237] (4)R4区：当满足条件#</9,且供>/4时，相点在R 4区，发动机正相开启，喷气长度 为Tr4;该区是速率阻尼区，其作用是抑制姿态角速率增大，加快姿态角误差的收敛。
[0238] 左半平面中的f if 2，f 3，f 4分别对应于R1，R2，R3，R4，只是发动机喷气方向相反。
[0239] 各区域的边界由竖开关线11-16和开关线fl-f 10决定，其中，11和12决定了单边极 限环的边界，即决定了相平面的控制精度，其参数应根据姿态控制任务的精度进行选取，同 时应考虑到测量敏感器的时间延迟和测量噪声影响因素。
[0240] 考虑到仿真参数以及控制精度和稳定度的要求，确定三轴的相平面控制规律如

角、俯仰角、偏航角，色分别为滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度。
[0256] 结合步骤三中的三种情况，分别计算在相平面控制中的实际输出控制力矩。
[0257] 情况一、选取距组合体质心较近的1号推力器，分别以β、θ角为万向节转动角，由式 (29)得到实际棹制力矩Tm、Te1。
[0258] 〇〇)
[0259] (31)
[0260] 化,Wp1，分别为1号推力器万向节β转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速 度。％,，，Rn分别为1号推力器万向节Θ转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度。
[0261] 情况二、选取距组合体质心较远的2号推力器，分别以β、θ为万向节转动角，由式
(29)得至丨丨命^始制士祐下Dn Τηη
[0262] (32)
[0263] (33)
[0264] 分别为2号推力器万向节β转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角 速度。％2，心 2，匕2分别为2号推力器万向节Θ转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速 度。
[0265] 情况三、同时选取1号和2号推力器，分别以β、θ为万向节转动角，由式(29)得到实 际控制力矩Τβ12、Τθ12。
[0266] (M)
[0267] 〇5)
[0268] 分别为1和2号推力器万向节β转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏 航角速度。色12, Au, Pm分别为1和2号推力器万向节Θ转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏 航角速度。
[0269]将得到的力矩反馈给步骤四，看它是否与步骤四的期望力矩相等，若不相等，重复 步骤四和步骤五；
[0270]步骤六、燃料消耗计算
[0271]当三种情况的期望力矩和实际控制力矩相等时，求得航天器三轴姿态稳定后的燃 料消耗量。
[0272] 桫M消链i+笪公忒为.
[0273]
(36)
[0274]式中，Am为燃料消耗量，Fi为各推力器产生的推力，go为重力加速度，Isp为推力器 比冲，t为推力器开机时间。
[0275]本发明采用上述控制方法，对各种情况进行仿真，且对航天器三轴姿态稳定时所 消耗的燃料进行对比，发现所设计的利用万向节转动带动喷气方向能有效地减少航天器在 轨调姿的燃料消耗，有效地延长了航天器在轨寿命。
【主权项】
1. 一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法，其特征在于： 针对推力器在固定位置安装的航天器，首先推力器的安装方向为倾斜安装，即对于航 天器本体系的Ξ轴方向都有夹角；其次在推力器关节处加装具有双自由度的万向节，可通 过万向节的转动带动喷气的方向； 在航天器交会对接后组成的组合体航天器进行姿态控制时，用于组合航天器姿态控制 推力器布局的优化方法，具体步骤如下： 步骤一、确定追踪航天器的推力器安装布局 对于Ξ轴稳定卫星而言，推力器主要布置在星体表面，根据系统设计要求所限制的约 束主要有W下几方面： (1) 与运载火箭的接口关系； (2) 太阳帆板的安装面； (3) 其它星表载荷的安装位置及功能要求，如天线及各种敏感器； (4) 与星体结构系统、控制系统、电源系统、热控系统的接口关系； 由此可得体坐标系下所有推力器组成的位置矩阵为：(1) r为推力器在航天器体坐标系中X和y方向的位置，h为Z方向的位置，也是航天器的边 长； 各推力器的方向矩阵为：根据所设计的卫星构型，考虑到羽流的影响作用，限制Θ的取值范围： 0<白<45° (3) 其中 Δ =45°-目，c(0) = cos0,s化）= si址； 各推力器产生单位推力时，组成的力矩矩阵为：式中β为各推力器与星体表面的夹角，Θ为推力器喷气方向与正方体表面的对角线夹 角； 步骤二、确定航天器交会对接后，组合航天器推力器布局 交会对接后的组合航天器整体质屯、位置发生改变，通过对组合体进行质量特性辨识 后，可得质屯、的变化量Δ c; 因此可得推力器在组合航天器本体坐标系下的安装位置为：巧 各推力器的方向矩阵为式(2); 推力器单位推力对组合体的力矩矩阵为：步骤Ξ、基于万向节转动，得到改变后的推力器布局 选取其中一个推力器，在其关节处安装具有双自由度的万向节;通过万向节的转动，带 动推力器的喷气方向，即改变β和Θ;考虑一下几种安装情况： 在航天器交会对接面上，选取其中一个距组合体质屯、较近的推力器ai，并使万向节单自 由度转动，即分别改变喷气方向的β和9 ; (1)控制0角的改变 推力器的方向矩阵为：推力器的单位力矩矩阵为：步骤四、根据Ξ轴姿态稳定的期望力矩，W燃料消耗最少及万向节转动角度为约束设 计推力器控制分配模型 在航天器控制中，系统状态空间模型写成：(11) 其中xERm是系统状态量，山er为扰动项；adERm为通过控制器给出的控制指令，即步 骤；中不同情况下的期望力矩461，4&1，462,4&2,4612,4&12巧￡1?哨观测向量，1'和0为状态参 数； 在推力器进行航天器姿态控制过程中，满足 ad = BF (12) 式中，F=[Fi，…，Fn]T，其各个元素分别代表各个推力器的推力大小;B为mXn阶矩阵， 为推力器效能矩阵;对于第i个推力器推力的大小，满足约束0邹1^皿山=1，。'，11);此步 骤寻找最优解F的问题即为控制分配问题； 对于步骤Ξ建立两种控制分配模型，即分别we和e为约束； (1) we为约束(13) (2) ΚΘ为约束(14) 由式(21)和式（22)可求得优化后每个推力器的推力，反馈到航天器动力学中，得到姿 态角和姿态角速度； 步骤五、根据步骤四所得的姿态角和姿态角速度设计相平面控制器，控制推力器开关 机和喷气时长，得到航天器的期望控制力矩 (l)Ri区：当满足条件參>/7且口>/3时，相点在Ri区，发动机负相开启，喷气长 度为Trl;该区域为长喷区，其作用是用较长时间的喷气消除阻尼大的初始姿态角和姿态角 速率偏差;所述发动机是指步骤四得到的开启的全部推力器;即推力不为零的推力器； (2) R2区：当满足条件/1>疹>/2:，且巧> 梦 >巧时，相点在R2区，发动机负相开启，喷气 长度为Tr2;该区为中喷区，用W加快姿态角和姿态角速率的收敛速度； (3) R3区：当满足条件/2>户>/3，且巧>梦>/1时，相点在尺3区，发动机负相开启，喷气 长度为Tr3;该区为短喷区，该区发动机喷气时间较短，用来阻尼外干扰力矩，并形成较长时 间的单边极限环； (4) R4区：当满足条件皆</9,且矜>/4时，相点在R4区，发动机正相开启，喷气长度为 Tr4;该区是速率阻尼区，其作用是抑制姿态角速率增大，加快姿态角误差的收敛； 左半平面中的R/1，R/ 2，R/ 3，R/ 4分别对应于Ri，R2，R3，R4，只是发动机喷气方向相反； 各区域的边界由竖开关线11-16和开关线η-ΠΟ决定，其中，11和12决定了单边极限环 的边界，即决定了相平面的控制精度，其参数应根据姿态控制任务的精度进行选取，同时应 考虑到测量敏感器的时间延迟和测量噪声影响因素； 根据参数W及控制精度和稳定度的要求，确定Ξ轴的相平面控制规律如下： 滚转轴：俯仰轴：偏航轴喷气指令时间(ms)如下：根据上述控制方法，可输出Ξ轴的姿态角和姿态角速度，再将其代入姿态动力学方程：(21) 可求出实际输出的控制力矩，Ιχ山，Ιζ为航天器的转动惯量，細，Φ分别为滚转角、俯仰 角、偏航角，扣么y>分别为滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度； 结合步骤Ξ计算在相平面控制中的实际输出控制力矩； 选取距组合体质屯、较近的推力器ai，分别Κβ、θ角为万向节转动角，由式(29)得到实际 控制力矩Τρι、Τθ?;爲小分别为推力器ai万向节β转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度； 拓1，却1，知1分别为推力器ai万向节Θ转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度； 将得到的力矩反馈给步骤四，看它是否与步骤四的期望力矩相等，若不相等，重复步骤 四和步骤五。2. -种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法，其特征在于： 针对推力器在固定位置安装的航天器，首先推力器的安装方向为倾斜安装，即对于航 天器本体系的Ξ轴方向都有夹角；其次在推力器关节处加装具有双自由度的万向节，可通 过万向节的转动带动喷气的方向； 在航天器交会对接后组成的组合体航天器进行姿态控制时，用于组合航天器姿态控制 推力器布局的优化方法，具体步骤如下： 步骤一、确定追踪航天器的推力器安装布局 对于Ξ轴稳定卫星而言，推力器主要布置在星体表面，根据系统设计要求所限制的约 束主要有W下几方面： (1) 与运载火箭的接口关系； (2) 太阳帆板的安装面； (3) 其它星表载荷的安装位置及功能要求，如天线及各种敏感器； (4) 与星体结构系统、控制系统、电源系统、热控系统的接口关系； 由此可得体坐标系下所有推力器组成的位置矩阵为：(1) r为推力器在航天器体坐标系中X和y方向的位置，h为Z方向的位置，也是航天器的边 长； 各推力器的方向矩阵为：(2) 根据所设计的卫星构型，考虑到羽流的影响作用，限制Θ的取值范围： 0<白<45° (3) 其中 Λ =45。-目，c( Ω ) = cosQ ,s( Ω ) = sinQ ; 各推力器产生单位推力时，组成的力矩矩阵为：(4) 式中β为各推力器与星体表面的夹角，Θ为推力器喷气方向与正方体表面的对角线夹 角； 步骤二、确定航天器交会对接后，组合航天器推力器布局 交会对接后的组合航天器整体质屯、位置发生改变，通过对组合体进行质量特性辨识 后，可得质屯、的变化量Δ C; 因此可得推力器在组合航天器本体坐标系下的安装位置为：巧 各推力器的方向矩阵为式(2); 推力器单位推力对组合体的力矩矩阵为：步骤Ξ、基于万向节转动，得到改变后的推力器布局 选取其中一个推力器，在其关节处安装具有双自由度的万向节;通过万向节的转动，带 动推力器的喷气方向，即改变β和Θ;考虑一下几种安装情况： 在距航天器交会对接面较远的推力器安装平面上，选取其中一个距组合体质屯、较远的 推力器32,控制万向节单自由度转动，分别改变喷气方向β和Θ; (1)控制0角的改变 推力器的方向矩阵为：推力器的单位力矩矩阵为：步骤四、根据Ξ轴姿态稳定的期望力矩，W燃料消耗最少及万向节转动角度为约束设 计推力器控制分配模型 在航天器控制中，系统状态空间模型写成：(11) 其中xsr是系统状态量，drer为扰动项；ader为通过控制器给出的控制指令，即步 骤；中不同情况下的期望力矩461，4&1，462,4&2,4612,4&12巧￡3哨观测向量，1'和0为状态参 数； 在推力器进行航天器姿态控制过程中，满足 ad = BF (12) 式中，F=[Fi，…，Fn]T，其各个元素分别代表各个推力器的推力大小;B为mXn阶矩阵， 为推力器效能矩阵;对于第i个推力器推力的大小，满足约束0邹1^皿、。=1，。'，11);此步 骤寻找最优解F的问题即为控制分配问题； 对于步骤Ξ建立两种控制分配模型，即分别W0和e为约束； (1) we为约束由式(21)和式（22)可求得优化后每个推力器的推力，反馈到航天器动力学中，得到姿 态角和姿态角速度； 步骤五、根据步骤四所得的姿态角和姿态角速度设计相平面控制器，控制推力器开关 机和喷气时长，得到航天器的期望控制力矩 (l)Ri区：当满足条件辑>/1，^>/7且與>巧时，相点在Ri区，发动机负相开启，喷气长 度为Trl;该区域为长喷区，其作用是用较长时间的喷气消除阻尼大的初始姿态角和姿态角 速率偏差;所述发动机是指步骤四得到的开启的全部推力器;即推力不为零的推力器； (2化区：当满足条件/1》#》巧，且巧>巧> 刖寸，相点在化区，发动机负相开启，喷气长 度为Tr2;该区为中喷区，用W加快姿态角和姿态角速率的收敛速度； (3) R3区：当满足条件/2>户>/3，且巧>梦>/1时，相点在尺3区，发动机负相开启，喷气 长度为Tr3;该区为短喷区，该区发动机喷气时间较短，用来阻尼外干扰力矩，并形成较长时 间的单边极限环； (4) R4区：当满足条件皆</9,且口 >/4时，相点在R4区，发动机正相开启，喷气长度为 Tr4;该区是速率阻尼区，其作用是抑制姿态角速率增大，加快姿态角误差的收敛； 左半平面中的R/1，R/ 2，R/ 3，R/ 4分别对应于Ri，R2，R3，R4，只是发动机喷气方向相反； 各区域的边界由竖开关线11-16和开关线η-ΠΟ决定，其中，11和12决定了单边极限环 的边界，即决定了相平面的控制精度，其参数应根据姿态控制任务的精度进行选取，同时应 考虑到测量敏感器的时间延迟和测量噪声影响因素； 根据参数W及控制精度和稳定度的要求，确定Ξ轴的相平面控制规律如下： 滚转轴：俯仰轴：偏航轴喷气指令时间(ms)如下：根据上述控制方法，可输出Ξ轴的姿态角和姿态角速度，再将其代入姿态动力学方程：(21) 可求出实际输出的控制力矩，Ix，Iy，Iz为航天器的转动惯量，巧，α，φ分别为滚转角、俯仰 角、偏航角，知么分别为滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度； 结合步骤Ξ计算在相平面控制中的实际输出控制力矩； 选取距组合体质屯、较远的推力器曰2,分别Κβ、θ为万向节转动角，由式(29)得到实际控 制力矩帕、Τθ2;咳朽2分别为推力器曰2万向节β转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度； 病;，如;，柄2分别为推力器曰2万向节Θ转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度； 将得到的力矩反馈给步骤四，看它是否与步骤四的期望力矩相等，若不相等，重复步骤 四和步骤五。 3 . -种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法，其特征在于： 针对推力器在固定位置安装的航天器，首先推力器的安装方向为倾斜安装，即对于航 天器本体系的Ξ轴方向都有夹角；其次在推力器关节处加装具有双自由度的万向节，可通 过万向节的转动带动喷气的方向； 在航天器交会对接后组成的组合体航天器进行姿态控制时，用于组合航天器姿态控制 推力器布局的优化方法，具体步骤如下： 步骤一、确定追踪航天器的推力器安装布局 对于Ξ轴稳定卫星而言，推力器主要布置在星体表面，根据系统设计要求所限制的约 束主要有W下几方面： (1) 与运载火箭的接口关系； (2) 太阳帆板的安装面； (3) 其它星表载荷的安装位置及功能要求，如天线及各种敏感器； (4) 与星体结构系统、控制系统、电源系统、热控系统的接口关系； 由此可得体坐标系下所有推力器组成的位置矩阵为：(1) r为推力器在航天器体坐标系中X和y方向的位置，h为Z方向的位置，也是航天器的边 长； 各推力器的方向矩阵为：式中β为各推力器与星体表面的夹角，Θ为推力器喷气方向与正方体表面的对角线夹 角； 步骤二、确定航天器交会对接后，组合航天器推力器布局 交会对接后的组合航天器整体质屯、位置发生改变，通过对组合体进行质量特性辨识 后，可得质屯、的变化量Δ C; 因此可得推力器在组合航天器本体坐标系下的安装位置为：巧 各推力器的方向矩阵为式(2); 推力器单位推力对组合体的力矩矩阵为：步骤Ξ、基于万向节转动，得到改变后的推力器布局 选取其中一个推力器，在其关节处安装具有双自由度的万向节;通过万向节的转动，带 动推力器的喷气方向，即改变β和Θ;考虑一下几种安装情况： 同时选取ai和曰2推力器，在其关节处安装万向节，控制喷气方向β和Θ; (1)控制0角的改变 推力器的方向矩阵为：推力器的单位力矩矩阵为：步骤四、根据Ξ轴姿态稳定的期望力矩，W燃料消耗最少及万向节转动角度为约束设 计推力器控制分配模型 在航天器控制中，系统状态空间模型写成：(11) 其中X E r是系统状态量，dr e r为扰动项；ad e r为通过控制器给出的控制指令，即步 骤；中不同情况下的期望力矩461，4&1，462,4&2,4612,4&12巧￡3哨观测向量，1'和0为状态参 数； 在推力器进行航天器姿态控制过程中，满足 ad = BF (12) 式中，F=[Fi，…，Fn]T，其各个元素分别代表各个推力器的推力大小;B为mXn阶矩阵， 为推力器效能矩阵;对于第i个推力器推力的大小，满足约束0邹1邹imax(i = l，…，n);此步 骤寻找最优解F的问题即为控制分配问题； 对于步骤Ξ中建立两种控制分配模型，即分别we和e为约束； (1) we为约束由式(21)和式（22)可求得优化后每个推力器的推力，反馈到航天器动力学中，得到姿 态角和姿态角速度； 步骤五、根据步骤四所得的姿态角和姿态角速度设计相平面控制器，控制推力器开关 机和喷气时长，得到航天器的期望控制力矩 (1化区：当满足条件户>/1，声>/7且口>巧时，相点在Ri区，发动机负相开启，喷气长 度为Trl;该区域为长喷区，其作用是用较长时间的喷气消除阻尼大的初始姿态角和姿态角 速率偏差;所述发动机是指步骤四得到的开启的全部推力器;即推力不为零的推力器； (2瓜区：当满足条件乃>麵/急，且巧>^>加寸，相点在化区，发动机负相开启，喷气长 度为Tr2;该区为中喷区，用W加快姿态角和姿态角速率的收敛速度； (3) R3区：当满足条件/2>户>/3，且巧>梦>/1时，相点在尺3区，发动机负相开启，喷气 长度为Tr3;该区为短喷区，该区发动机喷气时间较短，用来阻尼外干扰力矩，并形成较长时 间的单边极限环； (4) R4区：当满足条件皆</9,且口 >/4时，相点在R4区，发动机正相开启，喷气长度为 Tr4;该区是速率阻尼区，其作用是抑制姿态角速率增大，加快姿态角误差的收敛； 左半平面中的R/1，R/ 2，R/ 3，R/ 4分别对应于Ri，R2，R3，R4，只是发动机喷气方向相反； 各区域的边界由竖开关线11-16和开关线η-ΠΟ决定，其中，11和12决定了单边极限环 的边界，即决定了相平面的控制精度，其参数应根据姿态控制任务的精度进行选取，同时应 考虑到测量敏感器的时间延迟和测量噪声影响因素； 根据参数W及控制精度和稳定度的要求，确定Ξ轴的相平面控制规律如下： 滚转轴： (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 ./;,(沪)=-1.65 乂ii (則=I .(、弓 滚装轴喷气指令时间(ms)如下：俯仰轴： /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 贷一.0.6 ./：(?) = -1.2 乂 (α) = !.2 /,(^) = -1.65 九,(α、) = 1.65 俯仰轴喷气指令时间(ms)如下：偏航轴喷气指令时间(ms)如下：根据上述控制方法，可输出Ξ轴的姿态角和姿态角速度，再将其代入姿态动力学方程：(21) 可求出实际输出的控制力矩，Ix，Iy，Iz为航天器的转动惯量，巧，α，φ分别为滚转角、俯仰 角、偏航角，知么分别为滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度； 结合步骤Ξ计算在相平面控制中的实际输出控制力矩； 同时选取推力器曰1和曰2,分别WiM为万向节转动角，由式(29)得到实际控制力矩帖2、 Τθ12；咳斜2，1/>例2分别为推力器ai和a2万向节目转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速 度;挺12，為12,知12分别为推力器ai和32万向节Θ转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速 度； 将得到的力矩反馈给步骤四，看它是否与步骤四的期望力矩相等，若不相等，重复步骤 四和步骤五。4.如权利要求或2或3所述的一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法，其特 征在于：当步骤五所述的期望力矩和实际控制力矩相等时，求得航天器Ξ轴姿态稳定后的 燃料消耗量； 燃料消耗计算公式为：(24) 式中，Am为燃料消耗量，Fi为各推力器产生的推力，go为重力加速度，Isp为推力器比冲， t为推力器开机时间。
【文档编号】G05D1/08GK105843239SQ201610209737
【公开日】2016年8月10日
【申请日】2016年4月6日
【发明人】张景瑞, 徐凯, 周志成, 李新刚, 张尧
【申请人】北京理工大学, 中国空间技术研究院