CN103235598A - 一种调整推力器方向指向组合体航天器质心的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开的一种调整推力器方向指向组合体航天器质心的方法，涉及一种在轨服务中组合体航天器的推力器控制方法，其中还包括组合体航天器的质量特性辨识方法，属于航天器的姿态控制领域。具体实现步骤如下：步骤一：在线辨识出组合体航天器的质心位置，得出追踪航天器和组合体航天器的质心偏差。步骤二：根据质心偏差得出推力器的调节角度。步骤三：根据步骤二得出的推力器的调节角度调节推力器方向，使推力器喷嘴重新指向组合体航天器的质心。本发明既能辨识组合体质心而且能够调整推力器的方向使其指向组合体的质心，调整后的推力器可用于组合体航天器的姿轨一体化控制。

Description

一种调整推力器方向指向组合体航天器质心的方法

技术领域

本发明涉及一种调整推力器方向指向组合体航天器质心的方法，特别涉及一种在轨服务中组合体航天器的推力器控制方法，其中还包括组合体航天器的质量特性辨识方法，属于航天器的姿态控制领域。

技术背景

在空间航天器的在轨服务过程中，姿轨一体化控制是航天器在轨运行过程中，同时考虑航天器的轨道与姿态机动任务，通过共用一套执行机构配置来实现轨道盒姿态同时控制的一门控制技术，实行姿轨一体化控制可最大程度地利用执行机构的激动能力，省去了部分硬件资源，同时还可提高燃料的利用效率。

在航天器的交会对接的任务中，组合后航天器的质心将会发生相应的变化，此时组合体航天器的推力器喷气方向随着质心的变化将不再指向整个系统的质心，此时应用推力器无论作为姿态控制的执行机构还是轨道控制的推进动力，推力器的使用效率将降低，而且也将使系统的控制精度降低。因此，为实现高精度的轨道、姿态控制，需要准确已知被控对象的质量特性（包括质量、质心位置、转动惯量等），对推力器进行布局调整将有利于空间航天器的后续控制。

发明内容

本发明的目的是为了解决在轨服务任务中随着交会对接后组合体航天器的质心发生改变从而导致推力器的喷气方向不再指向质心的问题，本发明公开的一种调整推力器方向指向组合体航天器质心的方法，既能辨识组合体质心而且能够调整推力器的方向使其指向组合体的质心，调整后的推力器可用于组合体航天器的姿轨一体化控制。

本发明是通过下述技术解决方案实现的：

本发明的一种调整推力器方向指向组合体航天器质心的方法，具体实现步骤如下：步骤一：在线辨识出组合体航天器的质心位置，得出追踪航天器和组合体航天器的质心偏差。步骤二：根据质心偏差得出推力器的调节角度。步骤三：根据步骤二得出的推力器的调节角度调节推力器方向，使推力器喷嘴重新指向组合体航天器的质心。

步骤一所述的在线辨识追踪航天器和组合体航天器的质心偏差的方法如下：

步骤1：建立交会对接追踪航天器和目标航天器的相关坐标系，并对航天器交会对接方式作可行性定义，建立组合体航天器的动力学模型，两个航天器对接并刚性连接，采用牛顿-欧拉法建立组合航天器姿态动力学模型如公式（1）所示。

$J_{\mathrm{combine}}\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}+\mathrm{\ω}\×J_{\mathrm{combine}}\mathrm{\ω}=(R\×D)F_k+{\mathrm{\τ}}_{\mathrm{disturance}}---\left(1\right)$

其中J_combine为组合体的转动惯量，ω为组合体航天器的角速度，R和D为推力器在追踪航天器体坐标系中的位置矩阵和方向矩阵，F_k为推力器推力大小，τ_disturance为干扰力矩。

步骤2：根据步骤1中得到的组合体航天器姿态动力学模型推导出质量特性辨识的最小二乘形式的方程，转动惯量和质心辨识的最小二乘形式分别如下：

$J^{-1}{a}_k=\left[\begin{array}{ccc}{J}_x^{-1}& J_{\mathrm{xy}}^{-1}& J_{\mathrm{xz}}^{-1}\\ J_{\mathrm{xy}}^{-1}& J_y^{-1}& J_{\mathrm{yz}}^{-1}\\ J_{\mathrm{xz}}^{-1}& J_{\mathrm{yz}}^{-1}& J_z^{-1}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{a}_x\\ a_y\\ a_z\end{array}\right]=A_k{x}_k=\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}---\left(2\right)$

${\hat{J}}^{-1}D{F}_k\×\mathrm{\ΔC}=\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}+{\hat{J}}^{-1}(\mathrm{\ω}\×\hat{J}\mathrm{\ω}-(R_{\mathrm{nom}}\×D)F_k-{\mathrm{\τ}}_{\mathrm{disturance}})---\left(3\right)$

其中，

为辨识的组合体转动惯量，ΔC为对接后追踪航天器质心到组合体航天器质心的偏差，R_nom为推力器在追踪航天器体坐标系中的标称位置矩阵。采用递推最小二乘法辨识航天器的质量特性（转动惯量和质心），在辨识过程中转动惯量和质心相互调用对方的辨识结果。

步骤3：根据步骤2建立的辨识方程，需要测量组合体航天器的角加速度

和不断更新控制力矩在线辨识组合体航天器的转动惯量和质心位置，对推力器的工作方式（包括推力器位置，方向以及喷气顺序）进行设计，选择适当的推力器组合用以产生三轴的作用力和控制力矩，推力器的推力大小和方向在最小二乘法迭代时每一步实时更新，测量噪声采用白噪声模型，利用陀螺测量得到的组合体角加速度以及推力器在每一步的信息，通过递推最小二乘法辨识，得出追踪航天器和组合体航天器的质心偏差。

步骤三：根据步骤二得出的推力器的调节角度调节推力器方向，使推力器重新指向组合体航天器的质心。所述的步骤三可通过一种利用万向节调节推力器方向的方法实现，具体实现步骤如下：利用推力器组合装置调节推力器方向。推力器组合装置包括推力器和万向节，推力器组合装置安装于桅杆的两端。桅杆连接至追踪航天器本体的两个对称面（非太阳帆板的安装面），其延长线经过追踪航天器的质心，两桅杆的长度相等。推力器安装在万向节轴的中心位置，万向节轴与推力器固定，通过驱动万向节改变推力器的喷嘴方向，使推力器喷嘴重新指向组合体航天器的质心。

设计万向节的驱动控制方式，采用PID控制对推力器-万向节组成的系统进行控制，驱动万向节迅速调整推力器的方向。推力器-万向节动力学方程如下

$J_g\frac{d{\mathrm{\ω}}_g}{\mathrm{dt}}=T_e-T_f-{\mathrm{B\ω}}_g---\left(4\right)$

其中，J_g为万向节轴向转动惯量，ω_g为万向节轴的角速度，T_e为电磁力矩，B为粘滞阻力系数，T_f为摩擦干扰力矩。

步骤二所述的推力器的调节角度计算方法具体实现步骤如下：

根据步骤一得出的追踪航天器和组合体航天器的质心偏差得出推力器的调节角度。据步骤一及步骤三的定义，交会对接后，两航天器某一方向重合，另外两方向平行，组合体质心的变化在某一轴方向上。因此驱动角度的正切值为质心偏差与追踪航天器到可转动的推力器之间的距离的比值，由获得的推力器的调整角度，得到万向节的驱动角度。

θ＝arctan(ΔC_xL)    (5)

其中，ΔC_x为质心偏差，L为追踪航天器到可调整的推力器之间的距离。

有益效果：

1、本发明的一种调整推力器方向指向组合体航天器质心的方法巧妙地将卫星质量特性的在线辨识和推力器的调整结合起来，既能够实现航天器的在线辨识，又能够对航天器交会对接后的控制作出相应的调整，有利于实现航天器的姿轨控一体化。

2、本发明的一种调整推力器方向指向组合体航天器质心的方法将万向节应用于推力器的方向调节上，能够根据在轨服务航天器的具体任务调整各个推力器的方向，使之利用效率达到最大化

3、本发明的一种调整推力器方向指向组合体航天器质心的方法采用在工程上应用最多的最小二乘法辨识航天器的质量特性，该方法辨识精度高，算法的稳定性强，易于在工程上实现，对于测量数据只有陀螺采集的角加速度项，所占用的星上资源少。

附图说明

图1为目标航天器和追踪航天器交会对接示意图

图2为交会对接前后质心变化的示意图

图3为推力器位置的布局图

图4为万向节和推力器系统的控制框图

图5为组合体转动惯量的辨识图

图6为组合体质心的辨识图

图7为万向节驱动角速度的变化曲线图

图8为万向节驱动到所需角度的时间

其中：1-目标航天器、2-追踪航天器、3-推力器组合装置、4-桅杆、T1-推力器一、T2-推力器二、T3-推力器三、T4-推力器四、T5-推力器五、T6-推力器六、T7-推力器七、T8-推力器八、T9-推力器九、T10-推力器十。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做进一步说明。

实施例

一种调整推力器方向指向组合体航天器质心的方法，两个带万向节的推力器组合装置3安装在桅杆4的两端，桅杆4连接至追踪航天器本体。对称的两个能够利用万向节驱动的推力器安装在推力器组合装置上。可调节的推力器初始喷气方向指向追踪航天器质心，通过在线辨识出组合体航天器的质心位置，计算追踪航天器和组合体航天器的质心偏差，万向节采用无刷直流电机驱动，通过驱动直流电机使万向节转动，从而调整推力器的方向，使其从新指向组合体的质心。

所述的万向节调整推力器方向的方法如下：

步骤1：本实施例的目标航天器和追踪航天器交会对接示意图如图1所示，其中为目标航天器1和追踪航天器2刚性联接，桅杆4连接至追踪航天器本体，其延长线经过追踪航天器2的质心，两桅杆4的长度相等，推力器组合装置3安装于桅杆的两端，每端各有五个推力器，各推力器安装于组合装置各个面的中心（除去连接桅杆的一面），此处设计仅一个可被万向节驱动的推力器一T1，在另一端对称的位置上也部有一个可被万向节驱动的推力器二T2，万向节轴平行于Zc轴，内嵌于装置中，可由电机驱动，推力器与万向节轴固定连接，喷嘴初始方向垂直安装面向外。

步骤2：本实施例的具体坐标系定义如下，地心惯性坐标系O_I-X_IY_IZ_I，轨道坐标系:O₀-X₀Y₀Z₀原点位于系统质心，O₀Z₀轴由系统质心指向地心，O₀X₀轴位于轨道平面且垂直于O₀Z₀轴,沿飞行方向，O₀Y₀由右手定则确定。推力器i坐标系，目标航天器体坐标系O_t-X_tY_tZ_t，原点位于目标航天器1的质心，追踪航天器体坐标系为O_s-X_sY_sZ_s，原点位于追踪航天器2的标称质心处，在此处，为了简化交会对接中航天器的模型，定义追踪航天器本体为轴对称和中心对称形式。追踪航天器体坐标原点O_s位于标称质心处。定义两航天器的三个主轴与其三个惯性主轴重合，交会对接后两航天器x方向重合，另外两方向平行，从此模型分析可得出，组合体质心的变化仅在x轴方向。基于以上的坐标系定义，可以得出各个推力器在追踪航天器体坐标系上的坐标位置，如附图3所示。

两个航天器对接并刚性连接，忽略柔性附件等影响，采用牛顿-欧拉法建立组合航天器姿态动力学模型。

$J_{\mathrm{combine}}\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}=-\mathrm{\ω}\×J_{\mathrm{combine}}\mathrm{\ω}+N---\left(6\right)$

式中，ω为星体姿态角速度，J_combine为组合体星体转动惯量；N为总的外力矩，由控制力矩和干扰力矩组成，在本发明中采用喷气机构产生控制力矩，并忽略重力梯度力矩以及地磁产生的力矩的影响：

N=T_control+τ_disturance             (7)

其中，T_control为喷气产生的控制力矩；τ_disturance为干扰力矩。

对于以推力器为执行机构的控制力矩可以表示如下

Tt_hruster＝(R×D)F_k    (8)

其中L和D都是3×n的矩阵，n是飞行器实际安装的推力器个数，R和D分别为在追踪航天器体坐标系内推力器安装的位置和方向，F_k为推力器作用每次更新的大小。

因此可得以推力器为执行机构的组合体航天器姿态动力学方程如下

$J_{\mathrm{combine}}\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}=-\mathrm{\ω}\×J_{\mathrm{combine}}\mathrm{\ω}+(R\×D)F_k+{\mathrm{\τ}}_{\mathrm{disturance}}---\left(9\right)$

步骤3：中的最小二乘的形式，根据步骤2中的式（4），令

a_k＝(R×D)F_k-ω×(Jω)+τ_disturance    (10)

那么转动惯量的辨识方程可表示为如下的最小二乘形式

$J^{-1}{a}_k=\left[\begin{array}{ccc}{J}_x^{-1}& J_{\mathrm{xy}}^{-1}& J_{\mathrm{xz}}^{-1}\\ J_{\mathrm{xy}}^{-1}& J_y^{-1}& J_{\mathrm{yz}}^{-1}\\ J_{\mathrm{xz}}^{-1}& J_{\mathrm{yz}}^{-1}& J_z^{-1}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{a}_x\\ a_y\\ a_z\end{array}\right]=A_k{x}_k=\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}---\left(11\right)$

式中

$A_k{=\left[\begin{array}{cccccc}{a}_x& & & a_y& a_z& \\ & a_y& & a_x& & a_z\\ & & a_z& & a_x& a_y\end{array}\right]}_k---\left(12\right)$

组合体航天器的质心通过辨识交会对接前后的质心偏差ΔC来确定。

ΔC＝C₂-C₁               (13

其中C₁为对接前追踪航天器2的系统真实质心位置，C₂为对接后组合体航天器的真实质心位置。质心偏差ΔC同样决定了推力器的作用位置在追踪航天器体坐标系中的偏差。可得，R＝R_nom-ΔC[11...1]。对（4）式进行变形可得：

$\hat{J}\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}+\mathrm{\ω}\×\hat{J}\mathrm{\ω}=(R_{\mathrm{nom}}\×D)F_k-(\mathrm{\ΔC}\×D)F_k+{\mathrm{\τ}}_{\mathrm{disturance}}---\left(14\right)$

因此，可以得到组合体质心辨识的最小二乘形式：

${\hat{J}}^{-1}D{F}_k\×\mathrm{\ΔC}=\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}+{\hat{J}}^{-1}(\mathrm{\ω}\×\hat{J}\mathrm{\ω}-(R_{\mathrm{nom}}\×D)F_k-{\mathrm{\τ}}_{\mathrm{disturance}})---\left(15\right)$

步骤4：根据步骤2的最小二乘形式，要辨识三轴的质量特性，需要推力器在三个轴向方向产生控制力以及力矩，其中当辨识航天器的质心时，作用在组合体航天器上的合力不能为0，因此设计如下的推力器工作方式，推力器作用的位置和方向如附图3，，利用编号1-10这10个推力器作用于航天器上来构造辨识信息。各推力器的大小和方向如下表。

表1在追踪航天器体坐标系中推力器的大小和方向的标称位置

位置/方向	X/DX	Y/DY	Z/DZ
				T1	0/0	1.2/4	0/0
T2	0/0	-1.2/-4	0/0
				T3	0/0	1.2/0	-0.1/-4
T4	0.1/4	1.2/0	0/0
				T5	0/0	1.2/0	0.1/4
T6	-0.1/-4	1.2/0	0/0
				T7	0/0	-1.2/0	-0.1/-4
T8	0.1/4	-1.2/0	0/0
				T9	0/0	-1.2/0	0.1/4
T10	-0.1/-4	-1.2/0	0/0

为了对质心进行辨识，对推力器的喷气顺序进行设计，采用如下的循环喷气方式：推力器一T1→推力器二T2→推力器三T3→推力器九T9→推力器四T4→推力器十T10→推力器五T5→推力器七T7→推力器六T6→推力器八T8。

步骤5：本实施例为对组合体航天器进行在线辨识的仿真，首先对航天器的质量特性进行初始化设计，定义交会对接前追踪航天器2的真实转动惯量为 $J_c=\left[\begin{array}{ccc}28.5& -0.75& -0.68\\ -0.75& 25.8& -0.91\\ -0.68& -0.91& 26.8\end{array}\right](\mathrm{kg}\·m^2),$ 对接后组合体的真实转动惯量为， $J_{\mathrm{combine}}=\left[\begin{array}{ccc}201.1252& 1.5642& 3.9824\\ 1.5642& 170.5498& -4.5621\\ 3.9824& -4.5621& 181.9554\end{array}\right](\mathrm{kg}\·m^2),$ 组合体真实的质心偏差为ΔC＝[1.0530 -0.0482 0.0365]^T(m)，交会对接的轨道高度选择为400公里，辨识的转动惯量初值以及质心偏差的初值可以任意选取，测量中加入白噪声以及干扰力矩。

在采用喷气作为质量特性辨识的过程中，航天器的角动量将会产生变化，多余的角动量可以应用动量轮来吸收。

表2转动惯量的辨识结果

表3质心偏差的辨识结果

步骤6：万向节驱动角度调整，推力器一T1和推力器二T2为万向节驱动的可调推力器，喷嘴方向可在XO_sY内转动。根据步骤1的定义，交会对接后，两航天器x方向重合，另外两个方向平行，从此模型分析可看出，组合体质心的变化在x轴方向上。因此驱动角度的正切值为质心偏差与追踪航天器2到可转动的推力器之间的距离的比值。计算公式为

$\tan {\mathrm{\θ}}_e={\mathrm{\ΔC}}_x/L---\left(16\right)$

其中，ΔC_x为质心偏差，L为追踪航天器到可转动的推力器之间的距离。因此可得万向节的驱动角度，

θ_e＝arctan(ΔC_x/L)    (17)

代入ΔC_x（即CMx），以及L＝1.2，可计算得出θ_e＝0.7255

步骤7：根据步骤6获得的驱动角度，设计万向节的驱动控制方式，万向节采用无刷直流电机驱动，通过驱动电机使万向节转动角度θ_e，从而推力器也随之驱动θ_e，经过推力器转动角度θ_e之后，推力器的方向重新指向组合后的质心。

由电机的运动产生万向节轴向的转动，电机可采用矢量控制方式，具体的实现方式可参考无刷直流电机的矢量控制的相关技术文献，此处设计的万向节-推力器组合控制方式直接采用万向节轴的角速度建立万向节和推力器组成的万向节-推力器组合动力学，由于组合体航天器的转动惯量比万向节-推力器组合的转动惯量大很多，在此，可以不考虑万向节的运动对组合体姿态的影响，定义万向节-推力器坐标系，原点在万向节转动轴的中心，有万向节-推力器组合动力学方程如下

$J_g\frac{d{\mathrm{\ω}}_g}{\mathrm{dt}}=T_e-T_f-B{\mathrm{\ω}}_g---\left(18\right)$

其中，J_g为万向节轴向转动惯量，ω_g为万向节轴的角速度，T_e为电磁力矩，B为粘滞阻力系数，T_f为摩擦干扰力矩。

控制器设计采用PID控制，系统控制框图如附图4。PID控制器公式为

$T_e\left(t\right)=K_p{\mathrm{\θ}}_e\left(t\right)+K_i{\∫}_0^t{\mathrm{\θ}}_e\left(t\right)\mathrm{dt}+K_{d}d{\mathrm{\θ}}_e\left(t\right)/\mathrm{dt}---\left(19\right)$

定义J_g＝0.27(kg·m²)，粘滞阻力系数B＝0.12，摩擦干扰力矩模型采用Stribeck模型。PID参数整定后选择K_p＝500，K_i＝0.1，K_d＝20。

结果表明（附图7、附图8），所设计的控制系统能在较快的时间内（<0.5s）实现推力器所要驱动的角度。

本发明保护范围不仅局限于本实施例，本实施例用于解释本发明，凡与本发明在相同原理和构思条件下的变更或修改均在本发明公开的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种调整推力器方向指向组合体航天器质心的方法，其特征在于：具体实现步骤如下，步骤一：在线辨识出组合体航天器的质心位置，得出追踪航天器和组合体航天器的质心偏差；步骤二：根据质心偏差得出推力器的调节角度；步骤三：根据步骤二得出的推力器的调节角度调节推力器方向，使推力器喷嘴重新指向组合体航天器的质心。

2.根据权利要求1所述的一种调整推力器方向指向组合体航天器质心的方法，其特征在于：步骤一所述的在线辨识追踪航天器和组合体航天器的质心偏差的方法如下，

步骤1：建立交会对接追踪航天器和目标航天器的相关坐标系，并对航天器交会对接方式作可行性定义，建立组合体航天器的动力学模型，两个航天器对接并刚性连接，采用牛顿-欧拉法建立组合航天器姿态动力学模型如公式（1）所示；

$J_{\mathrm{combine}}\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&omega;}}+\mathrm{\&omega;}\&times;J_{\mathrm{combine}}\mathrm{\&omega;}=(R\&times;D)F_k+{\mathrm{\&tau;}}_{\mathrm{disturance}}---\left(1\right)$

其中J_combine为组合体的转动惯量，ω为组合体航天器的角速度，R和D为推力器在追踪航天器体坐标系中的位置矩阵和方向矩阵，F_k为推力器推力大小，τ_disturance为干扰力矩；

步骤2：根据步骤1中得到的组合体航天器姿态动力学模型推导出质量特性辨识的最小二乘形式的方程，转动惯量和质心辨识的最小二乘形式分别如下：

$J^{-1}{a}_k=\left[\begin{array}{ccc}{J}_x^{-1}& J_{\mathrm{xy}}^{-1}& J_{\mathrm{xz}}^{-1}\\ J_{\mathrm{xy}}^{-1}& J_y^{-1}& J_{\mathrm{yz}}^{-1}\\ J_{\mathrm{xz}}^{-1}& J_{\mathrm{yz}}^{-1}& J_z^{-1}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{a}_x\\ a_y\\ a_z\end{array}\right]=A_k{x}_k=\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&omega;}}---\left(2\right)$

${\hat{J}}^{-1}D{F}_k\&times;\mathrm{\&Delta;C}=\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&omega;}}+{\hat{J}}^{-1}(\mathrm{\&omega;}\&times;\hat{J}\mathrm{\&omega;}-(R_{\mathrm{nom}}\&times;D)F_k-{\mathrm{\&tau;}}_{\mathrm{disturance}})---\left(3\right)$

其中，为辨识的组合体转动惯量，ΔC为对接后追踪航天器质心到组合体航天器质心的偏差，R_nom为推力器在追踪航天器体坐标系中的标称位置矩阵；采用递推最小二乘法辨识航天器的质量特性，质量特性包括转动惯量和质心，在辨识过程中转动惯量和质心相互调用对方的辨识结果；

步骤3：根据步骤2建立的辨识方程，需要测量组合体航天器的角加速度

和不断更新控制力矩在线辨识组合体航天器的转动惯量和质心位置，对推力器的工作方式进行设计，推力器的工作方式包括推力器位置、方向以及喷气顺序，选择适当的推力器组合用以产生三轴的作用力和控制力矩，推力器的推力大小和方向在最小二乘法迭代时每一步实时更新，测量噪声采用白噪声模型，利用陀螺测量得到的组合体角加速度以及推力器在每一步的信息，通过递推最小二乘法辨识，得出追踪航天器和组合体航天器的质心偏差。

3.根据权利要求1或2所述的一种调整推力器方向指向组合体航天器质心的方法，其特征在于：所述的步骤三可通过一种利用万向节调节推力器方向的方法实现，具体实现步骤如下，利用推力器组合装置调节推力器方向；推力器组合装置包括推力器和万向节，推力器组合装置安装于桅杆的两端；桅杆连接至追踪航天器本体的两个对称面，其延长线经过追踪航天器的质心，两桅杆的长度相等；推力器安装在万向节轴的中心位置，万向节轴与推力器固定，通过驱动万向节改变推力器的喷嘴方向，使推力器喷嘴重新指向组合体航天器的质心。

4.根据权利要求3所述的一种调整推力器方向指向组合体航天器质心的方法，其特征在于：步骤二所述的推力器的调节角度计算方法具体实现步骤如下，据步骤一及步骤三的定义，交会对接后，两航天器某一方向重合，另外两方向平行，组合体质心的变化在某一轴方向上；因此驱动角度的正切值为质心偏差与追踪航天器到可转动的推力器之间的距离的比值，由获得的推力器的调整角度，得到万向节的驱动角度，

θ=arctan(ΔC_x/L)    (4)

其中，ΔC_x为质心偏差，L为追踪航天器到可调整的推力器之间的距离。

5.根据权利要求4所述的一种调整推力器方向指向组合体航天器质心的方法，其特征在于：所述的推力器组合装置的驱动控制方式为采用PID控制对推力器-万向节组成的系统进行控制，采用无刷直流电机驱动万向节迅速调整推力器的方向；推力器-万向节动力学方程如下，

$J_g\frac{d{\mathrm{\&omega;}}_g}{\mathrm{dt}}=T_e-T_f-{\mathrm{B\&omega;}}_g---\left(5\right)$

其中，J_g为万向节轴向转动惯量，ω_g为万向节轴的角速度，T_e为电磁力矩，B为粘滞阻力系数，T_f为摩擦干扰力矩。

6.根据权利要求3所述的一种调整推力器方向指向组合体航天器质心的方法，其特征在于：所述的推力器组合装置的驱动控制方式为采用PID控制对推力器-万向节组成的系统进行控制，采用无刷直流电机驱动万向节迅速调整推力器的方向；推力器-万向节动力学方程如下，

$J_g\frac{d{\mathrm{\&omega;}}_g}{\mathrm{dt}}=T_e-T_f-{\mathrm{B\&omega;}}_g---\left(6\right)$

其中，J_g为万向节轴向转动惯量，ω_g为万向节轴的角速度，T_e为电磁力矩，B为粘滞阻力系数，T_f为摩擦干扰力矩。

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