CN105843239B - 一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法 - Google Patents

一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法 Download PDF

Info

Publication number
CN105843239B
CN105843239B CN201610209737.3A CN201610209737A CN105843239B CN 105843239 B CN105843239 B CN 105843239B CN 201610209737 A CN201610209737 A CN 201610209737A CN 105843239 B CN105843239 B CN 105843239B
Authority
CN
China
Prior art keywords
thruster
spacecraft
control
angle
attitude
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201610209737.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN105843239A (zh
Inventor
张景瑞
徐凯
周志成
李新刚
张尧
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Institute of Technology BIT
China Academy of Space Technology CAST
Original Assignee
Beijing Institute of Technology BIT
China Academy of Space Technology CAST
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Institute of Technology BIT, China Academy of Space Technology CAST filed Critical Beijing Institute of Technology BIT
Priority to CN201610209737.3A priority Critical patent/CN105843239B/zh
Publication of CN105843239A publication Critical patent/CN105843239A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN105843239B publication Critical patent/CN105843239B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B13/00—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion
    • G05B13/02—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric
    • G05B13/04—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators
    • G05B13/042—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators in which a parameter or coefficient is automatically adjusted to optimise the performance

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Artificial Intelligence (AREA)
  • Computer Vision & Pattern Recognition (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Medical Informatics (AREA)
  • Software Systems (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明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。本发明能够减少燃料的消耗，延长航天器在轨服务寿命。

Description

一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法
技术领域
本发明涉及一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法，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。
背景技术
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[J].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/AttitudeControl of Spacecraft.IEEE TRANSACTIONS ON AEROSPACE AND ELECTRONICSYSTEMS.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。
发明内容
本发明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。
本发明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：
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：
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(Ω)＝cosΩ,s(Ω)＝sinΩ。
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：
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：
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a1，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β角的改变
推力器的方向矩阵为：
推力器的单位力矩矩阵为：
(2)控制θ(即Δ)角的改变
推力器的方向矩阵为：
推力器的单位力矩矩阵为：
情况二、在距航天器交会对接面较远的推力器安装平面上，选取其中一个距组合体质心较远的推力器a2，控制万向节单自由度转动，分别改变喷气方向β和θ。
(1)控制β角的改变
推力器的方向矩阵为：
推力器的单位力矩矩阵为：
(2)控制θ(即Δ)角的改变
推力器的方向矩阵为：
推力器的单位力矩矩阵为：
情况三、同时选取a1和a2推力器，在其关节处安装万向节，控制喷气方向β和θ。
(1)控制β角的改变
推力器的方向矩阵为：
推力器的单位力矩矩阵为：
(2)控制θ(即Δ)角的改变
推力器的方向矩阵为：
推力器的单位力矩矩阵为：
步骤四、根据三轴姿态稳定的期望力矩，以燃料消耗最少及万向节转动角度为约束设计推力器控制分配模型
在航天器控制中，系统状态空间模型写成：
其中x∈Rm是系统状态量，dr∈Rm为扰动项；ad∈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Aβ1,AΔ1,Aβ2,AΔ2,Aβ12,AΔ12；y∈Rk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
ad＝BF (20)
式中，F＝[F1,…,Fn]T，其各个元素分别代表各个推力器的推力大小；B为m×n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0≤Fi≤Fimax(i＝1,…,n)。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
(2)以θ为约束
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。本发明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)R1区：当满足条件且时，相点在R1区，发动机负相开启，喷气长度为Tr1；该区域为长喷区，其作用是用较长时间的喷气消除阻尼大的初始姿态角和姿态角速率偏差；所述发动机是指步骤四得到的开启的全部推力器；即推力不为零的推力器；
(2)R2区：当满足条件且时，相点在R2区，发动机负相开启，喷气长度为Tr2；该区为中喷区，用以加快姿态角和姿态角速率的收敛速度；
(3)R3区：当满足条件且时，相点在R3区，发动机负相开启，喷气长度为Tr3；该区为短喷区，该区发动机喷气时间较短，用来阻尼外干扰力矩，并形成较长时间的单边极限环；
(4)R4区：当满足条件且时，相点在R4区，发动机正相开启，喷气长度为Tr4；该区是速率阻尼区，其作用是抑制姿态角速率增大，加快姿态角误差的收敛。
左半平面中的R′1,R′2,R′3,R′4分别对应于R1,R2,R3,R4,只是发动机喷气方向相反。
各区域的边界由竖开关线l1-l6和开关线f1-f10决定，其中，l1和l2决定了单边极限环的边界，即决定了相平面的控制精度，其参数应根据姿态控制任务的精度进行选取，同时应考虑到测量敏感器的时间延迟和测量噪声影响因素。
考虑到仿真参数以及控制精度和稳定度的要求，确定三轴的相平面控制规律如下：
滚转轴：
滚装轴喷气指令时间(ms)如下：
俯仰轴：
俯仰轴喷气指令时间(ms)如下：
偏航轴：
偏航轴喷气指令时间(ms)如下：
根据上述控制方法，可输出三轴的姿态角和姿态角速度，再将其代入姿态动力学方程：
可求出实际输出的控制力矩，Ix,Iy,Iz为航天器的转动惯量，分别为滚转角、俯仰角、偏航角，分别为滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度。
结合步骤三中的三种情况，分别计算在相平面控制中的实际输出控制力矩。
情况一、选取距组合体质心较近的1号推力器，分别以β、θ角为万向节转动角，由式(29)得到实际控制力矩Tβ1、Tθ1。
分别为1号推力器万向节β转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度。分别为1号推力器万向节θ转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度。
情况二、选取距组合体质心较远的2号推力器，分别以β、θ为万向节转动角，由式(29)得到实际控制力矩Tβ2、Tθ2。
分别为2号推力器万向节β转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度。分别为2号推力器万向节θ转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度。
情况三、同时选取1号和2号推力器，分别以β、θ为万向节转动角，由式(29)得到实际控制力矩Tβ12、Tθ12。
分别为1和2号推力器万向节β转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度。分别为1和2号推力器万向节θ转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度。
将得到的力矩反馈给步骤四，看它是否与步骤四的期望力矩相等，若不相等，重复步骤四和步骤五；
步骤六、燃料消耗计算
当三种情况的期望力矩和实际控制力矩相等时，求得航天器三轴姿态稳定后的燃料消耗量。
燃料消耗计算公式为：
式中，Δm为燃料消耗量，Fi为各推力器产生的推力，g0为重力加速度，Isp为推力器比冲，t为推力器开机时间。
本发明采用上述控制方法，对步骤三中的各种情况进行仿真，且对航天器三轴姿态稳定时所消耗的燃料进行对比。
有益效果
1、本发明的一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法，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造成的质心大范围偏移造成的不稳定控制问题。
2、本发明的一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法，根据三轴稳定控制需求，设计了由燃料消耗为优化条件、以推力大小及万向节转动角为约束的推力分配模型，以相平面控制为基础，既满足航天器的姿态控制要求，又减少了燃料的消耗，延长航天器在轨服务寿命。
3、本发明的一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法，选择了单一的推力器和同时选择两个推力器的不同工况进行仿真，结果表明，在实现姿态稳定控制的基础上，同时改变两个推力器的喷气方向能更有效的节省燃料。
附图说明
图1为追踪航天器推力器布置示意图；
图2为追踪航天器各推力器安装面投影图；
图3为组合航天器示意图；
图4为万向节绕β角转动；
图5为万向节绕θ角转动；
图6为喷气控制相平面图；
图7为实施例中推力器一1安装万向节组合体示意图；
图8为实施例中推力器二2安装万向节组合体示意图；
图9为实施例中推力器一1和推力器二2安装万向节组合体示意图；
图10为实施例中组合航天器姿态角变化曲线；
图11为实施例中组合航天器姿态角速度变化曲线；
图12为实施例中组合航天器喷气控制力矩变化曲线；
图13为实施例中优化前三轴消耗燃料量；
图14为实施例中优化后三轴消耗燃料量；
图15为实施例中优化前消耗燃料总量；
图16为实施例中优化后消耗燃料总量；
图17为实施例中的闭环控制回路流程图。
其中，在组合体示意图中对于推力器的编号，1—推力器一、2—推力器二。
具体实施方式
下面结合附图与实施例对本发明做进一步说明。
本发明的一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法，以某个正方体(2m×2m×2m)外形的追踪航天器为研究对象，与其对接的目标卫星外形相同。该追踪航天器构型如图1、图2所示，交会对接后的组合航天器构型如图3所示。
安装在推力器关节处的万向节转动方式如图4、图5所示。分别在组合航天器的推力器一1、推力器二2、推力器一1和推力器二2推力器上安装万向节，并按照万向节不同的转动方式进行仿真。
其仿真参数如下：
表1仿真参数表
仿真结果与未安装万向节的组合体三轴姿态稳定控制时所消耗的燃料量比较如下：
表2各情况三轴消耗燃料量与总消耗量表
1(β) 1(θ) 2(β) 2(θ) 1/2(β) 1/2(θ) 未安装
滚动轴 0.192kg 0.181kg 0.176kg 0.167kg 0.106kg 0.091kg 0.611kg
俯仰轴 0.568kg 0.561kg 0.552kg 0.541kg 0.471kg 0.452kg 1.172kg
偏航轴 0.546kg 0.523kg 0.534kg 0.516kg 0.450kg 0.437kg 1.160kg
总量 1.306kg 1.265kg 1.262kg 1.224kg 1.027kg 0.980kg 2.943kg
所述用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法，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：
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：
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(Ω)＝cosΩ,s(Ω)＝sinΩ。
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：
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：
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、选取距组合体质心较近的推力器一1，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β角的改变
推力器的方向矩阵为：
推力器的单位力矩矩阵为：
(2)控制θ(即Δ)角的改变
推力器的方向矩阵为：
推力器的单位力矩矩阵为：
情况二、选取距组合体质心较远的推力器二2，控制万向节单自由度转动，分别改变喷气方向β和θ。
(1)控制β角的改变
推力器的方向矩阵为：
推力器的单位力矩矩阵为：
(2)控制θ(即Δ)角的改变
推力器的方向矩阵为：
推力器的单位力矩矩阵为：
情况三、同时选取推力器一1和推力器二2，在其关节处安装万向节，控制喷气方向β和θ。
(1)控制β角的改变
推力器的方向矩阵为：
推力器的单位力矩矩阵为：
(2)控制θ(即Δ)角的改变
推力器的方向矩阵为：
推力器的单位力矩矩阵为：
步骤四、根据三轴姿态稳定的期望力矩，以燃料消耗最少及万向节转动角度为约束设计推力器控制分配模型
在航天器控制中，系统状态空间模型写成：
其中x∈Rm是系统状态量，dr∈Rm为扰动项；ad∈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Aβ1,AΔ1,Aβ2,AΔ2,Aβ12,AΔ12；y∈Rk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
ad＝BF (20)
式中，F＝[F1,…,Fn]T，其各个元素分别代表各个推力器的推力大小；B为m×n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0≤Fi≤Fimax(i＝1,…,n)。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
(2)以θ为约束
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。本发明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)R1区：当满足条件且时，相点在R1区，发动机负相开启，喷气长度为Tr1；该区域为长喷区，其作用是用较长时间的喷气消除阻尼大的初始姿态角和姿态角速率偏差；所述发动机是指步骤四得到的开启的全部推力器；即推力不为零的推力器；
(2)R2区：当满足条件且时，相点在R2区，发动机负相开启，喷气长度为Tr2；该区为中喷区，用以加快姿态角和姿态角速率的收敛速度；
(3)R3区：当满足条件且时，相点在R3区，发动机负相开启，喷气长度为Tr3；该区为短喷区，该区发动机喷气时间较短，用来阻尼外干扰力矩，并形成较长时间的单边极限环；
(4)R4区：当满足条件且时，相点在R4区，发动机正相开启，喷气长度为Tr4；该区是速率阻尼区，其作用是抑制姿态角速率增大，加快姿态角误差的收敛。
左半平面中的R′1,R′2,R′3,R′4分别对应于R1,R2,R3,R4,只是发动机喷气方向相反。
各区域的边界由竖开关线l1-l6和开关线f1-f10决定，其中，l1和l2决定了单边极限环的边界，即决定了相平面的控制精度，其参数应根据姿态控制任务的精度进行选取，同时应考虑到测量敏感器的时间延迟和测量噪声影响因素。
考虑到仿真参数以及控制精度和稳定度的要求，确定三轴的相平面控制规律如下：
滚转轴：
滚装轴喷气指令时间(ms)如下：
俯仰轴：
俯仰轴喷气指令时间(ms)如下：
偏航轴：
偏航轴喷气指令时间(ms)如下：
根据上述控制方法，可输出三轴的姿态角和姿态角速度，再将其代入姿态动力学方程：
可求出实际输出的控制力矩，Ix,Iy,Iz为航天器的转动惯量，分别为滚转角、俯仰角、偏航角，分别为滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度。
结合步骤三中的三种情况，分别计算在相平面控制中的实际输出控制力矩。
情况一、选取距组合体质心较近的1号推力器，分别以β、θ角为万向节转动角，由式(29)得到实际控制力矩Tβ1、Tθ1。
分别为1号推力器万向节β转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度。分别为1号推力器万向节θ转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度。
情况二、选取距组合体质心较远的2号推力器，分别以β、θ为万向节转动角，由式(29)得到实际控制力矩Tβ2、Tθ2。
分别为2号推力器万向节β转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度。分别为2号推力器万向节θ转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度。
情况三、同时选取1号和2号推力器，分别以β、θ为万向节转动角，由式(29)得到实际控制力矩Tβ12、Tθ12。
分别为1和2号推力器万向节β转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度。分别为1和2号推力器万向节θ转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度。
将得到的力矩反馈给步骤四，看它是否与步骤四的期望力矩相等，若不相等，重复步骤四和步骤五；
步骤六、燃料消耗计算
当三种情况的期望力矩和实际控制力矩相等时，求得航天器三轴姿态稳定后的燃料消耗量。
燃料消耗计算公式为：
式中，Δm为燃料消耗量，Fi为各推力器产生的推力，g0为重力加速度，Isp为推力器比冲，t为推力器开机时间。
本发明采用上述控制方法，对各种情况进行仿真，且对航天器三轴姿态稳定时所消耗的燃料进行对比，发现所设计的利用万向节转动带动喷气方向能有效地减少航天器在轨调姿的燃料消耗，有效地延长了航天器在轨寿命。

Claims (4)

1.一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，即对于航天器本体坐标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)天线及各种敏感器的安装位置及功能要求；
(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；
由此可得本体坐标系下所有推力器组成的位置矩阵为：
r为推力器在航天器本体坐标系中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：
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＝c(β)＝cosβ,s＝s(β)＝sinβ；
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：
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：
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；考虑以下几种安装情况：
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a1，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β角的改变
推力器的方向矩阵为：
推力器的单位力矩矩阵为：
(2)控制θ角的改变，即相当于控制Δ角的改变；
推力器的方向矩阵为：
Δ1为推力器1转动时，转角的改变量；
推力器的单位力矩矩阵为：
步骤四、根据三轴姿态稳定的期望力矩，以燃料消耗最少及万向节转动角度为约束设计推力器控制分配模型
在航天器控制中，系统状态空间模型写成：
其中x∈Rm是系统状态量，dr∈Rm为扰动项；ad∈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Aβ1,AΔ1,Aβ2,AΔ2,Aβ12,AΔ12；y∈Rk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
ad＝BF (12)
式中，F＝[F1,…,Fn]T，其各个元素分别代表各个推力器的推力大小；B为m×n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0≤Fi≤Fimax，i＝1,…,n；Fimax为推力器的最大推力值；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
(2)以θ为约束
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；
(1)R1区：当满足条件且时，相点在R1区，发动机负相开启，喷气长度为Tr1；该区域为长喷区，其作用是用较长时间的喷气消除阻尼大的初始姿态角和姿态角速率偏差；所述发动机是指步骤四得到的开启的全部推力器；即推力不为零的推力器；
(2)R2区：当满足条件且时，相点在R2区，发动机负相开启，喷气长度为Tr2；该区为中喷区，用以加快姿态角和姿态角速率的收敛速度；
(3)R3区：当满足条件且时，相点在R3区，发动机负相开启，喷气长度为Tr3；该区为短喷区，该区发动机喷气时间较短，用来阻尼外干扰力矩，并形成较长时间的单边极限环；
(4)R4区：当满足条件且时，相点在R4区，发动机正相开启，喷气长度为Tr4；该区是速率阻尼区，其作用是抑制姿态角速率增大，加快姿态角误差的收敛；
左半平面中的R′1,R′2,R′3,R′4分别对应于R1,R2,R3,R4,只是发动机喷气方向相反；
各区域的边界由竖开关线l1-l6和开关线f1-f10决定，其中，l1和l2决定了单边极限环的边界，即决定了相平面的控制精度，其参数应根据姿态控制任务的精度进行选取，同时应考虑到测量敏感器的时间延迟和测量噪声影响因素；
根据参数以及控制精度和稳定度的要求，确定三轴的相平面控制规律如下：
滚转轴：
滚转轴喷气指令时间如下：
俯仰轴：
俯仰轴喷气指令时间如下：
偏航轴：
偏航轴喷气指令时间如下：
根据上述相平面控制规律，可输出三轴的姿态角和姿态角速度，再将其代入姿态动力学方程：
可求出实际输出的三轴控制力矩Tx～Tz，Ix,Iy,Iz为航天器的转动惯量，α,ψ分别为滚转角、俯仰角、偏航角，分别为滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度；
结合步骤三计算在相平面控制中的实际输出控制力矩；
选取距组合体质心较近的推力器a1，分别以β、θ角为万向节转动角，由式(29)得到实际控制力矩Tβ1、Tθ1；
分别为推力器a1万向节β转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度；分别为推力器a1万向节θ转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度；
将得到的力矩反馈给步骤四，看它是否与步骤四的期望力矩相等，若不相等，重复步骤四和步骤五。
2.一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，即对于航天器本体坐标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)天线及各种敏感器的安装位置及功能要求；
(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；
由此可得本体坐标系下所有推力器组成的位置矩阵为：
r为推力器在航天器本体坐标系中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：
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＝c(β)＝cosβ,s＝s(β)＝sinβ；
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：
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：
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；考虑以下几种安装情况：
在距航天器交会对接面较远的推力器安装平面上，选取其中一个距组合体质心较远的推力器a2，控制万向节单自由度转动，分别改变喷气方向β和θ；
(1)控制β角的改变
推力器的方向矩阵为：
推力器的单位力矩矩阵为：
(2)控制θ角的改变，即相当于控制Δ角的改变；
推力器的方向矩阵为：
Δ2为推力器2转动时，转角的改变量；
推力器的单位力矩矩阵为：
步骤四、根据三轴姿态稳定的期望力矩，以燃料消耗最少及万向节转动角度为约束设计推力器控制分配模型
在航天器控制中，系统状态空间模型写成：
其中x∈Rm是系统状态量，dr∈Rm为扰动项；ad∈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Aβ1,AΔ1,Aβ2,AΔ2,Aβ12,AΔ12；y∈Rk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
ad＝BF (12)
式中，F＝[F1,…,Fn]T，其各个元素分别代表各个推力器的推力大小；B为m×n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0≤Fi≤Fimax，i＝1,…,n；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
(2)以θ为约束
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
(1)R1区：当满足条件且时，相点在R1区，发动机负相开启，喷气长度为Tr1；该区域为长喷区，其作用是用较长时间的喷气消除阻尼大的初始姿态角和姿态角速率偏差；所述发动机是指步骤四得到的开启的全部推力器；即推力不为零的推力器；
(2)R2区：当满足条件且时，相点在R2区，发动机负相开启，喷气长度为Tr2；该区为中喷区，用以加快姿态角和姿态角速率的收敛速度；
(3)R3区：当满足条件且时，相点在R3区，发动机负相开启，喷气长度为Tr3；该区为短喷区，该区发动机喷气时间较短，用来阻尼外干扰力矩，并形成较长时间的单边极限环；
(4)R4区：当满足条件且时，相点在R4区，发动机正相开启，喷气长度为Tr4；该区是速率阻尼区，其作用是抑制姿态角速率增大，加快姿态角误差的收敛；
左半平面中的R′1,R′2,R′3,R′4分别对应于R1,R2,R3,R4,只是发动机喷气方向相反；
各区域的边界由竖开关线l1-l6和开关线f1-f10决定，其中，l1和l2决定了单边极限环的边界，即决定了相平面的控制精度，其参数应根据姿态控制任务的精度进行选取，同时应考虑到测量敏感器的时间延迟和测量噪声影响因素；
根据参数以及控制精度和稳定度的要求，确定三轴的相平面控制规律如下：
滚转轴：
滚转轴喷气指令时间如下：
俯仰轴：
俯仰轴喷气指令时间如下：
偏航轴：
偏航轴喷气指令时间如下：
根据上述相平面控制规律，可输出三轴的姿态角和姿态角速度，再将其代入姿态动力学方程：
可求出实际输出的三轴控制力矩Tx～Tz，Ix,Iy,Iz为航天器的转动惯量，α,ψ分别为滚转角、俯仰角、偏航角，分别为滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度；
结合步骤三计算在相平面控制中的实际输出控制力矩；
选取距组合体质心较远的推力器a2，分别以β、θ为万向节转动角，由式(29)得到实际控制力矩Tβ2、Tθ2；
分别为推力器a2万向节β转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度；分别为推力器a2万向节θ转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度；
将得到的力矩反馈给步骤四，看它是否与步骤四的期望力矩相等，若不相等，重复步骤四和步骤五。
3.一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，即对于航天器本体坐标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)天线及各种敏感器的安装位置及功能要求；
(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；
由此可得本体坐标系下所有推力器组成的位置矩阵为：
r为推力器在航天器本体坐标系中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：
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＝c(β)＝cosβ,s＝s(β)＝sinβ；
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：
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：
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；考虑以下几种安装情况：
同时选取a1和a2推力器，在其关节处安装万向节，控制喷气方向β和θ；
(1)控制β角的改变
推力器的方向矩阵为：
推力器的单位力矩矩阵为：
(2)控制θ角的改变，即相当于控制Δ角的改变；
推力器的方向矩阵为：
Δ1为推力器1转动时，转角的改变量；Δ2为推力器2转动时，转角的改变量；
推力器的单位力矩矩阵为：
步骤四、根据三轴姿态稳定的期望力矩，以燃料消耗最少及万向节转动角度为约束设计推力器控制分配模型
在航天器控制中，系统状态空间模型写成：
其中x∈Rm是系统状态量，dr∈Rm为扰动项；ad∈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Aβ1,AΔ1,Aβ2,AΔ2,Aβ12,AΔ12；y∈Rk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
ad＝BF (12)
式中，F＝[F1,…,Fn]T，其各个元素分别代表各个推力器的推力大小；B为m×n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0≤Fi≤Fimax，i＝1,…,n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
(2)以θ为约束
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
(1)R1区：当满足条件且时，相点在R1区，发动机负相开启，喷气长度为Tr1；该区域为长喷区，其作用是用较长时间的喷气消除阻尼大的初始姿态角和姿态角速率偏差；所述发动机是指步骤四得到的开启的全部推力器；即推力不为零的推力器；
(2)R2区：当满足条件且时，相点在R2区，发动机负相开启，喷气长度为Tr2；该区为中喷区，用以加快姿态角和姿态角速率的收敛速度；
(3)R3区：当满足条件且时，相点在R3区，发动机负相开启，喷气长度为Tr3；该区为短喷区，该区发动机喷气时间较短，用来阻尼外干扰力矩，并形成较长时间的单边极限环；
(4)R4区：当满足条件且时，相点在R4区，发动机正相开启，喷气长度为Tr4；该区是速率阻尼区，其作用是抑制姿态角速率增大，加快姿态角误差的收敛；
左半平面中的R′1,R′2,R′3,R′4分别对应于R1,R2,R3,R4,只是发动机喷气方向相反；
各区域的边界由竖开关线l1-l6和开关线f1-f10决定，其中，l1和l2决定了单边极限环的边界，即决定了相平面的控制精度，其参数应根据姿态控制任务的精度进行选取，同时应考虑到测量敏感器的时间延迟和测量噪声影响因素；
根据参数以及控制精度和稳定度的要求，确定三轴的相平面控制规律如下：
滚转轴：
滚转轴喷气指令时间如下：
俯仰轴：
俯仰轴喷气指令时间如下：
偏航轴：
偏航轴喷气指令时间如下：
根据上述相平面控制规律，可输出三轴的姿态角和姿态角速度，再将其代入姿态动力学方程：
可求出实际输出的三轴控制力矩Tx～Tz，Ix,Iy,Iz为航天器的转动惯量，α,ψ分别为滚转角、俯仰角、偏航角，分别为滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度；
结合步骤三计算在相平面控制中的实际输出控制力矩；
同时选取推力器a1和a2，分别以β、θ为万向节转动角，由式(29)得到实际控制力矩Tβ12、Tθ12；
分别为推力器a1和a2万向节β转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度；分别为推力器a1和a2万向节θ转动时的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度；
将得到的力矩反馈给步骤四，看它是否与步骤四的期望力矩相等，若不相等，重复步骤四和步骤五。
4.如权利要求或2或3所述的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：当步骤五所述的期望控制力矩和实际控制力矩相等时，求得航天器三轴姿态稳定后的燃料消耗量；
燃料消耗计算公式为：
式中，Δm为燃料消耗量，Fi为各推力器产生的推力，g0为重力加速度，Isp为推力器比冲，t为推力器开机时间。
CN201610209737.3A 2016-04-06 2016-04-06 一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法 Active CN105843239B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610209737.3A CN105843239B (zh) 2016-04-06 2016-04-06 一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610209737.3A CN105843239B (zh) 2016-04-06 2016-04-06 一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN105843239A CN105843239A (zh) 2016-08-10
CN105843239B true CN105843239B (zh) 2019-03-29

Family

ID=56596806

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610209737.3A Active CN105843239B (zh) 2016-04-06 2016-04-06 一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN105843239B (zh)

Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106354901B (zh) * 2016-08-12 2019-10-22 北京宇航系统工程研究所 一种运载火箭质量特性及动力学关键参数在线辨识方法
CN106777638B (zh) * 2016-12-08 2020-06-26 上海宇航系统工程研究所 一种偏心航天器推进舱零配平布局设计方法
CN106970530B (zh) * 2017-04-28 2020-02-21 西北工业大学 空间非合作目标自主视线交会的无模型预设性能控制方法
US10875669B2 (en) 2017-08-10 2020-12-29 Mitsubishi Electric Research Laboratories, Inc. Model predictive control of spacecraft
CN107450432B (zh) * 2017-08-14 2020-07-07 广州耐奇电气科技有限公司 一种集中式的能源可视化管理系统
CN107839900B (zh) * 2017-09-25 2020-08-04 上海卫星工程研究所 用于三轴稳定卫星的编队布局与安装系统
CN107977008B (zh) * 2017-11-20 2021-02-09 中国运载火箭技术研究院 基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法及系统
CN108459499B (zh) * 2018-02-27 2021-06-11 北京控制工程研究所 一种抑制液体晃动时间最优避障方法及系统
CN108516107B (zh) * 2018-02-27 2020-11-20 北京控制工程研究所 一种在线发动机推力和比冲估计方法及系统
CN108664734B (zh) * 2018-05-11 2020-02-18 深圳航天科技创新研究院 航天器电源系统多目标优化设计方法、系统和存储介质
CN108910091A (zh) * 2018-07-25 2018-11-30 中国空间技术研究院 一种用于大型网状天线卫星的推力器布局方法
CN109696090B (zh) * 2019-01-16 2020-10-16 哈尔滨工业大学 一种针对运载火箭\导弹的在线单发推力辨识方法
CN109976360B (zh) * 2019-03-11 2021-10-01 北京控制工程研究所 一种基于配置矩阵的推力器配置方法
CN109977576A (zh) * 2019-04-03 2019-07-05 北京理工大学 一种基于代理模型的卫星星座系统多学科设计优化方法
CN110568757B (zh) * 2019-09-04 2020-06-26 北京航空航天大学 一种电推力器的自适应容错控制方法
CN111610795B (zh) * 2020-05-12 2023-04-14 北京控制工程研究所 一种基于伪逆可解的最小配置姿控推力器指令分配方法
CN112193438B (zh) * 2020-09-14 2021-12-07 中国空间技术研究院 一种卫星入轨初期放气扰动的评估系统与评估方法
CN112506051B (zh) * 2020-11-24 2022-05-06 西北工业大学深圳研究院 一种基于模型预测控制的混合帆平动点轨道保持方法
CN113867403B (zh) * 2021-10-31 2022-06-14 哈尔滨工业大学 一种基于微型涡喷的全向力无人机及其控制分配方法
CN116176870B (zh) * 2023-03-20 2023-09-19 北京星途探索科技有限公司 一种用于飞行器的固体姿轨控动力系统
CN116540785B (zh) * 2023-07-05 2023-09-15 北京未来宇航空间科技研究院有限公司 一种飞行器质心的偏移控制方法及飞行器
CN117193024B (zh) * 2023-11-02 2024-01-23 北京控制工程研究所 姿轨耦合发动机多自由度指令分配方法和装置
CN117469051B (zh) * 2023-12-27 2024-04-05 江苏深蓝航天有限公司 冷气喷管的燃料优化方法、装置、电子设备及介质

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102620886A (zh) * 2012-03-27 2012-08-01 南京航空航天大学 两步在轨辨识组合航天器转动惯量估计方法
CN103121514A (zh) * 2011-11-18 2013-05-29 上海宇航系统工程研究所 一种适用于质心横移空间飞行器的姿态控制方法
CN103224023A (zh) * 2013-03-29 2013-07-31 北京控制工程研究所 一种基于特征模型的相平面自适应控制方法
CN103235598A (zh) * 2013-05-14 2013-08-07 北京理工大学 一种调整推力器方向指向组合体航天器质心的方法
CN104015938A (zh) * 2014-05-07 2014-09-03 北京理工大学 一种电推进静止轨道卫星的位置保持方法
CN104536452A (zh) * 2015-01-26 2015-04-22 哈尔滨工业大学 基于时间-燃料最优控制的航天器相对轨道转移轨迹优化方法
CN105197257A (zh) * 2015-08-31 2015-12-30 中国空间技术研究院 一种分舱优化设计的桁架式geo卫星推力器布局方法

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103121514A (zh) * 2011-11-18 2013-05-29 上海宇航系统工程研究所 一种适用于质心横移空间飞行器的姿态控制方法
CN102620886A (zh) * 2012-03-27 2012-08-01 南京航空航天大学 两步在轨辨识组合航天器转动惯量估计方法
CN103224023A (zh) * 2013-03-29 2013-07-31 北京控制工程研究所 一种基于特征模型的相平面自适应控制方法
CN103235598A (zh) * 2013-05-14 2013-08-07 北京理工大学 一种调整推力器方向指向组合体航天器质心的方法
CN104015938A (zh) * 2014-05-07 2014-09-03 北京理工大学 一种电推进静止轨道卫星的位置保持方法
CN104536452A (zh) * 2015-01-26 2015-04-22 哈尔滨工业大学 基于时间-燃料最优控制的航天器相对轨道转移轨迹优化方法
CN105197257A (zh) * 2015-08-31 2015-12-30 中国空间技术研究院 一种分舱优化设计的桁架式geo卫星推力器布局方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
卫星推力器偏置布局优化控制方法;徐凯 等;《北京力学会第二十二届学术年会会议论文集》;20160131;第24-26页
组合航天器控制分配方法研究;刘冰;《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》;20111215(第S2期);第1-53页

Also Published As

Publication number Publication date
CN105843239A (zh) 2016-08-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105843239B (zh) 一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法
CN105883008B (zh) 卫星推力器布局方法
Hu et al. Robust finite-time control allocation in spacecraft attitude stabilization under actuator misalignment
Hu et al. Disturbance observer based finite-time attitude control for rigid spacecraft under input saturation
CN104527994B (zh) 异面交叉快变轨道固定时间稳定姿态指向跟踪控制方法
Hu et al. Robust attitude control design for spacecraft under assigned velocity and control constraints
US20080315039A1 (en) System and methods for space vehicle torque balancing
CN106542120B (zh) 飞轮欠驱动时结合磁力矩器的卫星三轴姿态控制方法
CN107310752B (zh) 一种太阳帆航天器行星圆悬浮轨道之间的转移方法
CN107089348B (zh) 基于多柔性附件卫星动力学优化控制模式的在轨故障对策方法
US11273933B2 (en) Spacecraft attitude control strategy for reducing disturbance torques
Sun et al. Roto-translational spacecraft formation control using aerodynamic forces
CN112572835B (zh) 一种具有姿态切换的卫星在轨角动量管理及控制方法
JP2019520255A (ja) 悪天候アジリティスラスタならびに関連システムおよび方法
CN112061424B (zh) 一种基于融合目标姿态的机动过程能源角动态跟踪方法
CN114384799A (zh) 一种助推与芯级发动机联合推力矢量控制方法
CN103818564B (zh) 一种采用小推力的航天器轨道维持与对地定向姿态保持一体化控制方法
Zhang et al. Attitude control for part actuator failure of agile small satellite
Yu et al. Analytical solutions to aeroassisted orbital transfer problem
CN110119153B (zh) 一种光压力矩主动辅助下的欠驱动航天器姿态控制方法
Jia et al. Trajectory planning for a space robot actuated by control moment gyroscopes
CN104850128B (zh) 一种用于具有大惯量积航天器的动量轮布局配置方法
Walter et al. Trim analysis of a classical octocopter after single-rotor failure
Hall et al. Design and stability of an on-orbit attitude control system using reaction control thrusters
CN108891625B (zh) 固体微推进器阵列与磁力矩器联合控制方法

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant