飞行器系统的布局方法、装置、可读存储介质及电子设备制造方法及图纸

本申请提供了飞行器系统的布局方法、装置、可读存储介质及电子设备，包括：获取待布局飞行器系统中包括的每个推力器的组合推力的初始推力夹角以及初始安装距离以及多个候选推力夹角以及候选安装距离；确定每一个候选推力夹角以及候选安装距离下的代价函数值，将最小的待价函数值对应的候选推力夹角以及候选安装距离，确定为目标推力夹角以及目标安装距离，并将待布局飞行器系统中的每个推力器按照对应的目标推力夹角以及目标安装距离设置。这样，在对待布局飞行器系统中各个推力器进行布局时，综合考虑了飞行器的燃耗值以及姿态跟踪误差，有助于提升飞行器系统中推力器布局的合理性以及准确性。理性以及准确性。理性以及准确性。

【技术实现步骤摘要】
飞行器系统的布局方法、装置、可读存储介质及电子设备


[0001]本申请涉及飞行器
，尤其是涉及飞行器系统的布局方法、装置、可读存储介质及电子设备。

技术介绍

[0002]飞行器在轨后可独立工作或进行在轨组合体式操作，随着航天事业的发展，构型各异的多任务卫星应运而生。飞行器在进行在轨卫星对接服务时均需要与在轨卫星进行近距离的接触并与在轨卫星形成组合体，这就要求多任务飞行器的推力器布局既要满足自身要求又应保证形成组合体后不对接触的在轨卫星产生影响，如何对飞行器系统中的推力器进行合理布局成为了亟待解决的问题。
[0003]现阶段，针对于推力器布局优化中，一般设计只能满足一种类型的目标，比如只考虑位置保持误差等。或者是根据每一时刻的期望指令力矩来进行推力器方向的变化，在对推力器的布局设计时参考因素比较片面，无法准确确定出飞行器中推力器的合理布局，对推力器布局不尽合理。

技术实现思路

[0004]有鉴于此，本申请的目的在于提供飞行器系统的布局方法、装置、可读存储介质及电子设备，通过综合考虑飞行器的燃耗值以及姿态跟踪误差，设计对应的代价函数，从而根据最小的代价函数值确定出最优的目标推力夹角以及目标安装距离进行布局，综合考虑了飞行器的燃耗值以及姿态跟踪误差，有助于提升飞行器系统中推力器布局的合理性以及准确性。
[0005]本申请实施例提供了一种飞行器系统的布局方法，所述布局方法包括：获取待布局飞行器系统中包括的每个推力器的组合推力的初始推力夹角以及初始安装距离，以及在推力器的预设夹角范围以及预设安装距离范围内的多个候选推力夹角以及候选安装距离；确定每一个候选推力夹角以及候选安装距离对应的代价函数值；其中，所述代价函数值是基于所述待布局飞行器系统的燃耗以及姿态跟踪误差确定的，所述燃耗以及所述姿态跟踪误差均是基于每一个候选推力夹角以及对应的候选安装距离确定的；从确定出的多个代价函数值中确定出最小的代价函数值，并将所述代价函数值对应的候选推力夹角以及候选安装距离，确定为对应的目标推力夹角以及目标安装距离；将所述待布局飞行器系统中的每个推力器按照对应的目标推力夹角以及目标安装距离设置，确定所述待布局飞行器系统中各个推力器的布局。
[0006]进一步的，所述确定每一个候选推力夹角以及候选安装距离对应的代价函数值，包括：确定待布局飞行器系统在一段预设弹道中对应的检测时间段内每一个检测时刻对应的期望姿态角；
针对每一个候选推力夹角以及候选安装距离，确定在该候选推力夹角以及候选安装距离下，所述待布局飞行器系统在所述预设弹道中每一个检测时刻下的实际姿态角；基于每一个检测时刻下的所述实际姿态角以及所述期望姿态角，确定姿态跟踪控制误差；基于在所述预设弹道中所述待布局飞行器系统的燃耗值以及所述姿态跟踪控制误差，确定所述代价函数值。
[0007]进一步的，针对于每一个检测时刻，通过以下步骤确定所述实际姿态角：基于所述待布局飞行器系统在预设弹道中的预设目标轨迹以及目标控制姿态，确定三轴姿态角度；基于所述三轴姿态角度，确定所述待布局飞行器系统的姿态角的慢回路终端滑模控制律以及快回路终端滑模控制律；结合所述慢回路终端滑模控制律以及所述快回路终端滑模控制律，确定所述待布局飞行器系统在该检测时刻下的实际姿态角。
[0008]进一步的，通过以下步骤确定所述燃耗值：确定所述待布局飞行器系统中每一个推力器在所述检测时间段内的开机时间；将全部推力器对应的总开机时间所消耗的能量，确定所述燃耗值。
[0009]进一步的，所述基于在所述预设弹道中所述待布局飞行器系统的燃耗值以及所述姿态跟踪控制误差，确定所述代价函数值，包括：基于所述待布局飞行器系统的控制目标，确定所述燃耗值对应的燃耗系数以及所述姿态跟踪控制误差对应的误差系数；基于所述燃耗值以及所述燃耗系数，确定加权燃耗值；基于所述姿态跟踪控制误差以及所述误差系数，确定加权姿态跟踪控制误差；加和所述加权燃耗值以及所述加权姿态跟踪控制误差，确定所述代价函数值。
[0010]本申请实施例还提供了一种飞行器系统的布局装置，所述布局装置包括：候选信息确定模块，用于获取待布局飞行器系统中包括的每个推力器的组合推力的初始推力夹角以及初始安装距离，以及在推力器的预设夹角范围以及预设安装距离范围内的多个候选推力夹角以及候选安装距离；函数值确定模块，用于确定每一个候选推力夹角以及候选安装距离对应的代价函数值；其中，所述代价函数值是基于所述待布局飞行器系统的燃耗以及姿态跟踪误差确定的，所述燃耗以及所述姿态跟踪误差均是基于每一个候选推力夹角以及对应的候选安装距离确定的；目标信息确定模块，用于从确定出的多个代价函数值中确定出最小的代价函数值，并将所述代价函数值对应的候选推力夹角以及候选安装距离，确定为对应的目标推力夹角以及目标安装距离；布局模块，用于将所述待布局飞行器系统中的每个推力器按照对应的目标推力夹角以及目标安装距离设置，确定所述待布局飞行器系统中各个推力器的布局。
[0011]进一步的，所述函数值确定模块在用于确定每一个候选推力夹角以及候选安装距离对应的代价函数值时，所述函数值确定模块用于：确定待布局飞行器系统在一段预设弹道中对应的检测时间段内每一个检测时刻对应
的期望姿态角；针对每一个候选推力夹角以及候选安装距离，确定在该候选推力夹角以及候选安装距离下，所述待布局飞行器系统在所述预设弹道中每一个检测时刻下的实际姿态角；基于每一个检测时刻下的所述实际姿态角以及所述期望姿态角，确定姿态跟踪控制误差；基于在所述预设弹道中所述待布局飞行器系统的燃耗值以及所述姿态跟踪控制误差，确定所述代价函数值。
[0012]进一步的，所述函数值确定模块用于通过以下步骤确定所述实际姿态角：基于所述待布局飞行器系统在预设弹道中的预设目标轨迹以及目标控制姿态，确定三轴姿态角度；基于所述三轴姿态角度，确定所述待布局飞行器系统的姿态角的慢回路终端滑模控制律以及快回路终端滑模控制律；结合所述慢回路终端滑模控制律以及所述快回路终端滑模控制律，确定所述待布局飞行器系统在该检测时刻下的实际姿态角。
[0013]进一步的，所述函数值确定模块用于通过以下步骤确定所述燃耗值：确定所述待布局飞行器系统中每一个推力器在所述检测时间段内的开机时间；将全部推力器对应的总开机时间所消耗的能量，确定所述燃耗值。
[0014]进一步的，所述函数值确定模块在用于基于在所述预设弹道中所述待布局飞行器系统的燃耗值以及所述姿态跟踪控制误差，确定所述代价函数值时，所述函数值确定模块用于：基于所述待布局飞行器系统的控制目标，确定所述燃耗值对应的燃耗系数以及所述姿态跟踪控制误差对应的误差系数；基于所述燃耗值以及所述燃耗系数，确定加权燃耗值；基于所述姿态跟踪控制误差以及所述误差系数，确定加权姿态跟踪控制误差；加和所述加权燃耗值以及所述加权姿态跟踪控制误差，确定所述代价函数值。
[0015]本申请实施例还提供一种电子设备，包括：处理器、存储器和总线，所述存储器存储有所述处理器可执行的机器可读指令，当电子设备运行时，所述处理本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞行器系统的布局方法，其特征在于，所述布局方法包括：获取待布局飞行器系统中包括的每个推力器的组合推力的初始推力夹角以及初始安装距离，以及在推力器的预设夹角范围以及预设安装距离范围内的多个候选推力夹角以及候选安装距离；确定每一个候选推力夹角以及候选安装距离对应的代价函数值；其中，所述代价函数值是基于所述待布局飞行器系统的燃耗以及姿态跟踪误差确定的，所述燃耗以及所述姿态跟踪误差均是基于每一个候选推力夹角以及对应的候选安装距离确定的；从确定出的多个代价函数值中确定出最小的代价函数值，并将所述代价函数值对应的候选推力夹角以及候选安装距离，确定为对应的目标推力夹角以及目标安装距离；将所述待布局飞行器系统中的每个推力器按照对应的目标推力夹角以及目标安装距离设置，确定所述待布局飞行器系统中各个推力器的布局。2.根据权利要求1所述的布局方法，其特征在于，所述确定每一个候选推力夹角以及候选安装距离对应的代价函数值，包括：确定待布局飞行器系统在一段预设弹道中对应的检测时间段内每一个检测时刻对应的期望姿态角；针对每一个候选推力夹角以及候选安装距离，确定在该候选推力夹角以及候选安装距离下，所述待布局飞行器系统在所述预设弹道中每一个检测时刻下的实际姿态角；基于每一个检测时刻下的所述实际姿态角以及所述期望姿态角，确定姿态跟踪控制误差；基于在所述预设弹道中所述待布局飞行器系统的燃耗值以及所述姿态跟踪控制误差，确定所述代价函数值。3.根据权利要求2所述的布局方法，其特征在于，针对于每一个检测时刻，通过以下步骤确定所述实际姿态角：基于所述待布局飞行器系统在预设弹道中的预设目标轨迹以及目标控制姿态，确定三轴姿态角度；基于所述三轴姿态角度，确定所述待布局飞行器系统的姿态角的慢回路终端滑模控制律以及快回路终端滑模控制律；结合所述慢回路终端滑模控制律以及所述快回路终端滑模控制律，确定所述待布局飞行器系统在该检测时刻下的实际姿态角。4.根据权利要求2所述的布局方法，其特征在于，通过以下步骤确定所述燃耗值：确定所述待布局飞行器系统中每一个推力器在所述检测时间段内的开机时间；将全部推力器对应的总开机时间所消耗的能量，确定所述燃耗值。5.根据权利要求2所述的布局方法，其特征在于，所述基于在所述预设弹道中所述待布局飞行器系统的燃耗值以及所述姿态跟踪控制误差，确定所述代价函数值，包括：基于所述待布局飞行器系统的控制目标，确定所述燃耗值对应的燃耗系数以及所述姿态跟踪控制误差对应的误差系数；基于所述燃耗值以及所述燃耗系数，确定加权燃耗值；基于所述姿态跟踪控制误差以及所述误差系数，确定加权姿态跟踪控制误差；加和所述加权燃耗值以及所述加权姿...

【专利技术属性】
技术研发人员：宋佳，苏江城，张严雪，徐小蔚，高科，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：