大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法技术

大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法，涉及一种大型环状空间结构操控方法。为了解决单一作动器同一时刻只能执行同一任务的问题。测量航天器本体的输出状态与目标形状保持的差值、航天器本体的输出状态与目标轨道变更的差值、航天器本体的输出状态与目标姿态调整的差值，根据三种差值，得到执行器任务价值矩阵；采用分配算法依次为第一类任务、第二类任务和第三类任务选择执行器来执行相应任务；为每类任务使用的执行器匹配对应类型控制器，使航天器本体中的三类执行器在三种类型控制器驱动下同时工作。它用于根据执行器的方位、空间分布特征进行任务分配，实现高效的操控。控。控。

【技术实现步骤摘要】
大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法


[0001]本专利技术涉及一种大型环状空间结构操控方法，具体涉及一种大型航天器的环状空间结构操控过程的分布式控制与决策方法。

技术介绍

[0002]由于当前对航天任务需求的不断提高，航天器结构正日益朝着大型化和轻量化的方向发展。我国正在实施的载人航天、月球探测、高分辨率对地观测系统等航天重大科技工程也迫切需求特征尺寸为101～102m量级的大型空间结构。
[0003]由于航天器姿态信息的测算需要通过姿态敏感器如星敏感器、姿态传感器等，执行器通常为RW反作用轮、偏置动量轮等；航天器轨道变更的执行器通常为大冲击力的火箭发动机、电力推进等方式，测定轨技术的敏感器通常为全球卫星导航系统GNSS、红外高度测量仪等；而维形过程的振动抑制过程，小型航天器通常依靠被动式振动抑制，如阻尼器等方式实现，未对其形状维持进行主动操作。基于以上可知，姿态调整、轨道变更和形状保持的敏感器/执行器属于不同类型，其采样频率及量级差异大，因此三项任务无法在同一个回路中实现控制，所以对于大型空间结构，单一作动器同一时刻只能执行同一任务。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的是为了解决单一作动器同一时刻只能执行同一任务的问题，提出了大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法。
[0005]大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法，所述方法包括以下步骤：
[0006]步骤1、航天器的姿态调整控制器、轨道变更控制器和形态保持控制器对接收到的目标状态分别进行解析，输出作动力作用到航天器本体上，测量航天器本体的输出状态，并将目标状态分解为目标姿态调整、目标轨道变更和目标形状维持；
[0007]步骤2、测量航天器本体的输出状态与目标形状保持的差值、航天器本体的输出状态与目标轨道变更的差值、航天器本体的输出状态与目标姿态调整的差值，根据三种差值，对航天器本体中每个执行器执行形状维持、轨道变更、姿态调整三类任务中任一任务的过程进行价值评估，得到执行器任务价值矩阵，执行器任务价值矩阵包括三列向量，分别对应三类任务；
[0008]步骤3、将形状维持、轨道变更、姿态调整三类任务按照设定顺序排列成第一类任务、第二类任务和第三类任务，采用分配算法依次为第一类任务、第二类任务和第三类任务选择执行器来执行相应任务，每次选择方法为：
[0009]从执行器任务价值矩阵中选出对应数量的最大几个元素对应的执行器来执行相应任务，并将选出的执行器所在行清零；
[0010]步骤4、为每类任务使用的执行器匹配对应类型控制器，使航天器本体中的三类执行器在三种类型控制器驱动下同时工作；
[0011]步骤5、若航天器本体的输出状态未达到目标状态，则执行步骤2至步骤5，直到航
天器输出状态达到目标状态。
[0012]本专利技术的有益效果是：
[0013]本申请针对大型航天器由于姿态、轨道、形状敏感器差异性问题，导致的姿态与测定轨传感器的采样周期差异，无法将这些任务放置于同一控制回路中实现控制，因此大型环状空间结构在轨服役过程中执行器往往按照既定任务规划进行工作所带来的能耗大，低效率等问题，难以适应空间复杂的工况要求，提出的一种大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制与决策方法。
[0014]本申请根据任务的类型及航天器本身的位姿信息，将任务分解为调姿、维形、变轨三类任务，并根据自身执行器的空间位置的不同，测算出各执行器在进行三类任务时的价值，然后根据价值的高低程度先后为三类任务分配相应的执行器数量，三类任务分配好执行器之后，三类执行器同时在各自的控制器中进行工作，通过控制器驱动航天器动力系统工作，从而实现操控目标的完成；其中价值的高低程度指根据任务的重要程度将形状维持、轨道变更、姿态调整三类任务排序，一般是先为轨道分配执行器数量，再为形状分配执行器数量，最后为姿态分配执行器数量。
[0015]另外，本申请对三个任务类型各分配相应的执行器个数，有可能为三个任务分配完执行器之后，会有剩余的执行器，所以本申请的分配方式在满足任务需求的同时，也就是如果形状维持只需要2个执行器就能完成任务，那就选择2个执行器，减少了执行器使用数量，最大程度的减少航天器的燃料消耗，提升其响应速度。因此对其操控任务进行分解，并根据执行器的方位、空间分布等特征进行任务分配，实现高效的操控效果。
[0016]本申请考虑的是在大型环状空间结构由于姿态、轨道、形状敏感器差异性问题，在操控过程的执行器任务分配方法。本申请的优点主要集中于以下几点：
[0017](1)本申请对目标状态进行分解，分解成三类任务，从而对三类任务分配对应的执行器数量，分配好之后让三类执行器同时执行任务；改变了传统执行器工作时仅能执行预设任务，无法根据情况进行执行器的任务分配，导致在执行任务时的能耗、效率低下的现状。
[0018](2)本申请可以实现在线的任务规划，即航天器在执行操控任务时，可以将整体任务分解为多个子环节任务，可以分阶段地完成操控目标，更加符合空间结构的实际工况，能够适应航天器服役过程中复杂的任务需要。
[0019](3)本申请在设计总价值的时候可以通过调整价值函数的加权系数，可以根据实际情况选择能量、效率等目标进行价值函数的构建，有助于实现动态下的自适应执行器工作模式切换。
附图说明
[0020]图1为执行器任务配置执行原理图；
[0021]图2为航天器本体结构图；
[0022]图3为大型航天器操控过程的决策流程图；
[0023]图4为航天器执行器任务配置切换图；
[0024]图5为航天器任务分配流程图。
具体实施方式
[0025]下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0026]需要说明的是，在不冲突的情况下，本专利技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
[0027]下面结合附图和具体实施例对本专利技术作进一步说明，但不作为本专利技术的限定。
[0028]具体实施方式一：结合图1、图3至图5说明本实施方式，本实施方式所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法，所述方法包括以下步骤：
[0029]步骤1、航天器的姿态调整控制器、轨道变更控制器和形态保持控制器对接收到的目标状态分别进行解析，输出作动力作用到航天器本体上，测量航天器本体的输出状态，并将目标状态分解为目标姿态调整、目标轨道变更和目标形状维持；
[0030]步骤2、测量航天器本体的输出状态与目标形状保持的差值、航天器本体的输出状态与目标轨道变更的差值、航天器本体的输出状态与目标姿态调整的差值，根据三种差值，对航天器本体中每个执行器执行形状维持、轨道变更、姿态调整三类任务中任一任务的过程进行价值评估，得到执行器任务价值本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：步骤1、航天器的姿态调整控制器、轨道变更控制器和形态保持控制器对接收到的目标状态分别进行解析，输出作动力作用到航天器本体上，测量航天器本体的输出状态，并将目标状态分解为目标姿态调整、目标轨道变更和目标形状维持；步骤2、测量航天器本体的输出状态与目标形状保持的差值、航天器本体的输出状态与目标轨道变更的差值、航天器本体的输出状态与目标姿态调整的差值，根据三种差值，对航天器本体中每个执行器执行形状维持、轨道变更、姿态调整三类任务中任一任务的过程进行价值评估，得到执行器任务价值矩阵，执行器任务价值矩阵包括三列向量，分别对应三类任务；步骤3、将形状维持、轨道变更、姿态调整三类任务按照设定顺序排列成第一类任务、第二类任务和第三类任务，采用分配算法依次为第一类任务、第二类任务和第三类任务选择执行器来执行相应任务，每次选择方法为：从执行器任务价值矩阵中选出对应数量的最大几个元素对应的执行器来执行相应任务，并将选出的执行器所在行清零；步骤4、为每类任务使用的执行器匹配对应类型控制器，使航天器本体中的三类执行器在三种类型控制器驱动下同时工作；步骤5、若航天器本体的输出状态未达到目标状态，则执行步骤2至步骤5，直到航天器输出状态达到目标状态。2.根据权利要求1所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法，其特征在于，航天器本体的输出状态与目标形状保持的差值δd
i
表示为：δd
i
＝d
i
‑
d'
i
，
ꢀꢀꢀ
公式1式中，d
i
为航天器单元质心距离整体航天器质心的目标距离；d'
i
为结构单元质心距离整体航天器质心的当前状态距离。3.根据权利要求1所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法，其特征在于，航天器本体的输出状态与目标轨道变更的差值δo
i
：式中，a
i
为当前状态轨道半长轴，e
i
为当前状态轨道偏心率，i
i
为当前状态轨道倾角，a
i
'为目标状态轨道半长轴，e
i
'为目标状态轨道偏心率，i
i
'为目标状态轨道倾角。4.根据权利要求1所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法，其特征在于，航天器本体的输出状态与目标姿态调整的差值q
ie
：式中，当前输出状态的三个欧拉姿态角：俯仰角为偏航角为ψ
i0
，滚动角γ
i0
，期望目标姿态的欧拉姿态角位置则δψ
i
＝ψ
icx
‑
ψ
i0
，δγ
i
＝γ
icx
‑
γ
i0
，为期望俯仰角，ψ
icx
为期望偏航角，γ
icx
为期望滚动角。5.根据权利要求1所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法，其特征在于，执行器任务价值矩阵：式中，J
ip
为i执行器进行姿态调整时的综合价值，J
ip
＝J
ipp
+J
ipo
+J
ipf
，J
ipp
为i执行器进行姿态调整时的直接价值；J
ipo
为i执行器进行姿态调整时的对轨道变更的间接价值；J
ipf
为i执行器进行姿态调整时对形状保持的间接价值；J
ipp
＝α
·
F
i
·
cosθ
i
·
r
i

【专利技术属性】
技术研发人员：孙光辉，韩硕，姚蔚然，李晓磊，薛聪，吴立刚，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：