[发明专利]一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法

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。

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，即对于航天器本体坐标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；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：(1)与运载火箭的接口关系；(2)太阳帆板的安装面；(3)天线及各种敏感器的安装位置及功能要求；(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；由此可得本体坐标系下所有推力器组成的位置矩阵为：r为推力器在航天器本体坐标系中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＜θ＜45°                      (3)其中Δ＝45°‑θ,c＝c(β)＝cosβ,s＝s(β)＝sinβ；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Δc；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：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：步骤三、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；考虑以下几种安装情况：在航天器交会对接面上，选取其中一个距组合体质心较近的推力器a1，并使万向节单自由度转动，即分别改变喷气方向的β和θ；(1)控制β角的改变推力器的方向矩阵为：推力器的单位力矩矩阵为：(2)控制θ角的改变，即相当于控制Δ角的改变；推力器的方向矩阵为：Δ1为推力器1转动时，转角的改变量；推力器的单位力矩矩阵为：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在航天器控制中，系统状态空间模型写成：其中x∈Rm是系统状态量，dr∈Rm为扰动项；ad∈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Aβ1,AΔ1,Aβ2,AΔ2,Aβ12,AΔ12；y∈Rk为观测向量，T和C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＝[F1,…,Fn]T，其各个元素分别代表各个推力器的推力大小；B为m×n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≤Fi≤Fimax，i＝1,…,n；Fimax为推力器的最大推力值；此步骤寻找最优解F的问题即为控制分配问题；对于步骤三建立两种控制分配模型，即分别以β和θ为约束；(1)以β为约束(2)以θ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)R₁区：当满足条件且时，相点在R₁区，发动机负相开启，喷气长度为T_r1；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：当满足条件且时，相点在R₂区，发动机负相开启，喷气长度为T_r2；该区为中喷区，用以加快姿态角和姿态角速率的收敛速度；(3)R₃区：当满足条件且时，相点在R₃区，发动机负相开启，喷气长度为T_r3；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：当满足条件且时，相点在R₄区，发动机正相开启，喷气长度为T_r4；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R1,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l1‑l6和开关线f1‑f10决定，其中，l1和l2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：滚转轴：滚转轴喷气指令时间如下：俯仰轴：俯仰轴喷气指令时间如下：偏航轴：偏航轴喷气指令时间如下：根据上述相平面控制规律，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：可求出实际输出的三轴控制力矩T_x～T_z，I_x,I_y,I_z为航天器的转动惯量，α,ψ分别为滚转角、俯仰角、偏航角，分别为滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度；结合步骤三计算在相平面控制中的实际输出控制力矩；选取距组合体质心较近的推力器a1，分别以β、θ角为万向节转动角，由式(29)得到实际控制力矩Tβ1、Tθ1；分别为推力器a₁万向节β转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度；分别为推力器a₁万向节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。