[發(fā)明專利]一種基于配置矩陣的推力器配置方法

有效

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• 申請日: 2019-03-11
• 公開（公告）號: CN109976360B
• 公開（公告）日: 2021-10-01
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 解永春;王敏;楊保華
• 申請（專利權(quán)）人: 北京控制工程研究所
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 張曉飛

一種基于配置矩陣的推力器配置方法，包括(1)根據(jù)冗余度要求，確定推力器個(gè)數(shù)；(2)根據(jù)控制精度要求，確定推力器額定推力器；(3)構(gòu)造滿足力與力矩正交條件的六自由度推力器配置矩陣；(4)根據(jù)額定推力和推力器配置矩陣計(jì)算每臺發(fā)動機(jī)的安裝位置和安裝傾角；(5)根據(jù)推力器個(gè)數(shù)、額定推力和安裝信息，為航天器配置推力器，用于航天器的位置控制和姿態(tài)控制。該方法通過配置矩陣確定推力器安裝指向，通過斜裝充分利用每臺推力器產(chǎn)生的推力和力矩，從而能大幅減少推力器的配置個(gè)數(shù)，提高推力器使用效率，節(jié)省燃料消耗。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種基于配置矩陣的推力器配置方法，適用于交會對接等需要同時(shí)進(jìn)行相對位置和相對姿態(tài)控制的任務(wù)的推力器配置，屬于航天器姿態(tài)軌道控制系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

交會對接等復(fù)雜任務(wù)精確控制的實(shí)現(xiàn)，需要以推力器為執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制系統(tǒng)。一般推力器相對航天器是固定安裝的，所以單個(gè)推力器產(chǎn)生的力和力矩在本體系中的方向是固定的。航天器通過多個(gè)推力器作用的組合來實(shí)現(xiàn)任意的合控制力和合力矩。如何根據(jù)任務(wù)需求選擇推力器的類型和數(shù)量，如何安排各推力器的位置布局并設(shè)計(jì)它們的安裝傾角，這就是推力器的配置問題。

航天器推力器配置直接影響控制作用的實(shí)現(xiàn)和推進(jìn)劑消耗量，因此其設(shè)計(jì)的好壞對整個(gè)控制系統(tǒng)的性能有很重要的影響。特別是對于諸如交會對接這類要求控制精度極高的復(fù)雜航天任務(wù)來說，地位尤為重要。

一直以來，航天器推力器的配置設(shè)計(jì)問題主要依靠設(shè)計(jì)師的經(jīng)驗(yàn)，通過不斷迭代調(diào)整最終確定出可行的配置。因此，最直接能想到的，也是現(xiàn)在工程中廣泛采用的推力器配置布局，是沿主軸正交、對稱和過質(zhì)心的推力器配置方式，即在各控制量方向上分別安裝一定數(shù)量的推力器。這種配置方法能滿足傳統(tǒng)衛(wèi)星位置控制與姿態(tài)控制分別進(jìn)行的任務(wù)需求，但對交會對接等需要同時(shí)進(jìn)行相對位置和相對姿態(tài)控制的復(fù)雜航天任務(wù)來說，卻存在如下問題：推力器的使用效率比較低，不經(jīng)濟(jì)；為保證系統(tǒng)冗余度，會造成推力器數(shù)量過多；對推力器的安裝提出了較高的要求，而利用工程手段保證絕對的對稱和過質(zhì)心很困難。而位置和姿態(tài)同時(shí)控制并復(fù)用推力器的綜合配置設(shè)計(jì)卻是一個(gè)復(fù)雜的問題，尤其是考慮到某些關(guān)于推力器的實(shí)際工程約束，如控制力矩和控制力的正交性，力和力臂的幅值有限，安裝位置和傾角要考慮避免羽流污染等情況。所以目前，從已公開發(fā)表的文獻(xiàn)看，這方面的研究還非常欠缺，僅有一些初步的探討。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足之處，提供了一種能提高推力器使用效率，減少推力器配置個(gè)數(shù)的姿軌控推力器配置方法，包括推力器個(gè)數(shù)的確定，推力器額定推力的選擇，推力器的安裝布局設(shè)計(jì)方法等。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：航天器本體系定義為：原點(diǎn)o為航天器的質(zhì)心，ox軸沿航天器縱軸指向飛行方向，oy軸沿航天器的橫向，垂直于縱軸，指向軌道角速度反方向，oz軸與ox、oy軸構(gòu)成右手系。

航天器的軌道和姿態(tài)控制任務(wù)有六個(gè)自由度，分別為沿ox、oy和oz三軸方向的位置控制和以ox、oy、oz為軸的滾動、俯仰、偏航三個(gè)方向上的姿態(tài)控制。

一種基于配置矩陣的推力器配置方法，步驟如下：

(1)根據(jù)期望的推進(jìn)系統(tǒng)的冗余度，確定航天器控制任務(wù)所需最少推力器個(gè)數(shù)；

(2)根據(jù)控制精度要求，確定推力器的額定推力；

(3)根據(jù)步驟(1)的推力器個(gè)數(shù)，構(gòu)造滿足力與力矩正交條件的六自由度推力器配置矩陣；

(4)用步驟(2)的推力器額定推力和步驟(3)的推力器配置矩陣，計(jì)算得到每臺推力器的安裝位置與安裝傾角；

(5)根據(jù)步驟(1)～(4)得到的推力器個(gè)數(shù)、額定推力、每臺推力器的安裝位置及安裝傾角，為航天器裝配推力器，用于航天器的位置控制和姿態(tài)控制。

所述步驟(1)根據(jù)期望的推進(jìn)系統(tǒng)的冗余度，確定航天器控制任務(wù)所需最少推力器個(gè)數(shù)的具體步驟如下：