本发明专利技术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。本发明专利技术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。本发明专利技术基于万向节的转动，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。本发明专利技术能够减少燃料的消耗，延长航天器在轨服务寿命。
【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】本专利技术涉及，属于卫星姿态控制
本专利技术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。本专利技术基于万向节的转动，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。本专利技术能够减少燃料的消耗，延长航天器在轨服务寿命。【专利说明】
本专利技术涉及，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。
技术介绍
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。 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。 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.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。
技术实现思路
本专利技术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。 本专利技术的方法是通过下述技术方案实现的。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。 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。 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)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； (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。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： 〇<θ<45° (3) 其中 A =45。-Θ，c( Ω ) = cos Q，s(Q)=sinQ。 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A c 〇 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：(5) 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：(6)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。考虑一下几种安装情况：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 ; (1)控制0角的改变 推力器的方向矩阵为： (2)控制Θ(即Δ)角的改变推力器的方向矩阵为：[00391[0[0 (19) 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。在推力器进行航天器姿态控制过程中，满足式中，F= 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。 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。 (1)以β为约束 (21) (22) 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。 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。本专利技术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。 (1瓜区：当满足条件0>/1，_本文档来自技高网...
【技术保护点】
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)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：d=r-r-rrr-r-rrrr-r-rrr-r-rhhhh-h-h-h-h---(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：e=cβcΔ-cβcΔ-cβcΔcβcΔcβsΔ-cβsΔ-cβsΔcβsΔcβsΔcβsΔ-cβsΔ-cβsΔcβcΔ-cβcΔ-cβcΔcβcΔ-sβ-sβ-sβ-sβsβsβsβsβ---(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<θ<45° (3)其中Δ＝45°‑θ,c(β)＝cosβ,s(β)＝sinβ；各推力器产生单位推力时，组成的力矩矩阵为：A=d×e=[-rsβ-hcβsΔ-rsβ-hcβsΔrsβ+hcβsΔrsβ+hcβsΔrsβ+hcβcΔ-rsβ-hcβcΔ-rsβ-hcβcΔrsβ+hcβcΔrcβsΔ-rcβcΔ-rcβsΔ+rcβcΔrcβsΔ-rcβcΔ-rcβsΔ+rcβcΔrsβ+hcβcΔrsβ-hcβcΔ-rsβ-hcβcΔ-rsβ+hcβcΔ-rsβ-hcβsΔrsβ+hcβsΔrsβ+hcβsΔ-rsβ-hcβsΔ-rsβ-hcβsΔrcβcΔ+rcβsΔ-rcβsΔ+rcβcΔrcβcΔ+rcβsΔ---(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：dc=r-h-r-h-r-hr-hr-h-r-h-r-hr-hrr-r-rrr-r-rhhhh-h-h-h-h---(5)]]>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：Ac=dc×e=[-rsβ-hcβsΔ-rsβ-hcβsΔrsβ+hcβsΔrsβ+hcβsΔhcβcΔ-(h-r)sβ-(h+r)sβ-hcβcΔ-(h+r)sβ-...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：张景瑞，徐凯，周志成，李新刚，张尧，
申请(专利权)人：北京理工大学，中国空间技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京;11
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