CN113636105B - 一种多星组合体状态下推力器智能配置方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种多星组合体状态下推力器智能配置方法及系统，包含如下步骤：步骤1：多星各自均安装多台推力器，为多星独立工作时的姿态控制提供多轴控制力矩，得到多星各所述推力器的力臂变化情况；步骤2：在多星组合体状态下，根据多星各所述推力器布局和力臂变化情况，综合配置多轴姿态控制推力器使用方案；步骤3：在远地点变轨点火阶段，根据轨控发动机干扰力矩的大小，智能切换所述推力器使用方案。本发明用于双星或多星组合体飞行状态，可提高组合体状态下推力器使用方案的冗余度，优化双星或多星燃料利用率。
Description
技术领域
本发明涉及推力器配置的技术领域，具体地，涉及一种多星组合体状态下推力器智能配置方法及系统。
背景技术
由于空间复杂任务的需要，部分地球静止轨道卫星是以双星或多星组合体状态共同完成转移段变轨进入静止轨道，再分离各自独立执行任务。在该类任务中，为提高平台利用率，转移段组合体的姿态控制并不额外配置执行机构，应有效利用组合体上的执行机构，合理配置执行机构使用方案。
目前，大部分组合体控制方法研究均以其中一颗星的执行机构作为组合体的执行机构。如“组合体航天器姿态的智能自适应控制方法”(期刊论文，空间控制技术与应用，2009.2)，控制对象为空间站和飞船构成的组合体，但仅由飞船上的推力器产生控制力矩；如“组合体质量特性辨识和自适应姿态控制”(硕士学位论文，2018.6)，研究对象为服务航天器和目标航天器构成的组合体，执行机构为服务航天器上的执行机构。“基于观测器的上面级姿控发动机时间滞后补偿控制方法”(期刊论文，上海航天，2018)，研究对象为上面级和航天器组成的组合体，但执行机构仅为上面级上的推力器。
公开号为CN105867406A的中国发明专利文件公开了一种组合体航天器闭环反馈最优控制分配方法，针对组合体航天器存在执行机构安装偏差、执行机构饱和及能量约束问题，设计一种闭环反馈最优控制分配方法；首先，建立包含执行机构安装偏差的组合体航天器姿态运动学和动力学模型；其次，针对该组合体航天器运动学和动力学模型，设计一种组合体航天器抗饱和姿态稳定控制器，求解得到组合体航天器三轴虚拟姿态稳定控制指令；然后，基于该虚拟控制指令设计开环最优控制分配方法，使得分配满足能量最优的约束条件；最后，基于开环最优控制分配方法，设计闭环反馈最优控制分配方法来减小执行机构安装偏差带来的分配误差；该文件具有可靠性高和能量消耗少的优点，适用于组合体航天器多个执行机构之间的控制分配。该文件适用于航天器多个执行机构之间的控制分配，但执行机构采用的是有饱和限制的飞轮。
针对上述中的现有技术，发明人认为组合体状态下推力器使用方案存在较低冗余度，双星燃料利用率较低。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种多星组合体状态下推力器智能配置方法及系统，
根据本发明提供的一种多星组合体状态下推力器智能配置方法，包含如下步骤：
步骤1：多星各自均安装多台推力器，为多星独立工作时的姿态控制提供多轴控制力矩，得到多星各所述推力器的力臂变化情况；
步骤2：在多星组合体状态下，根据多星各所述推力器布局和力臂变化情况，综合配置多轴姿态控制推力器使用方案；
步骤3：在远地点变轨点火阶段，根据轨控发动机干扰力矩的大小，智能切换所述推力器使用方案。
优选的，所述步骤2中，所述推力器使用方案综合配置考虑的约束条件包括：双星燃料携带量、组合体下推力器羽流遮挡关系、组合体下推力器力臂大小和推力器管路主备份关系。
优选的，所述步骤2中，组合体状态下的所述推力器使用方案包括使用其中一颗星的推力器或者交叉复用多星的推力器。
优选的，所述步骤3中，所述推力器使用方案的智能切换的流程是：当轨控发动机干扰力矩较小时，默认采用其中一颗星的推力器，当轨控发动机干扰力矩较大，推力器期望控制脉宽超过设定阈值时，同时启用双星或多星的推力器，增大姿控力矩。
优选的，所述多星组合体包括双星组合体，多轴控制力矩包括三轴控制力矩。
根据本发明提供的一种多星组合体状态下推力器智能配置系统，包含如下模块：
模块M1：多星各自均安装多台推力器，为多星独立工作时的姿态控制提供多轴控制力矩，得到多星各所述推力器的力臂变化情况；
模块M2：在多星组合体状态下，根据多星各所述推力器布局和力臂变化情况，综合配置多轴姿态控制推力器使用方案；
模块M3：在远地点变轨点火阶段，根据轨控发动机干扰力矩的大小，智能切换所述推力器使用方案。
优选的，所述模块M2中，所述推力器使用方案综合配置考虑的约束条件包括：双星燃料携带量、组合体下推力器羽流遮挡关系、组合体下推力器力臂大小和推力器管路主备份关系。
优选的，所述模块M2中，组合体状态下的所述推力器使用方案包括使用其中一颗星的推力器或者交叉复用多星的推力器。
优选的，所述模块M3中，当轨控发动机干扰力矩较小时，默认采用其中一颗星的推力器，当轨控发动机干扰力矩较大，推力器期望控制脉宽超过设定阈值时，同时启用双星或多星的推力器，增大姿控力矩。
优选的，所述多星组合体包括双星组合体，多轴控制力矩包括三轴控制力矩。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明用于双星或多星组合体飞行状态，可提高组合体状态下推力器使用方案的冗余度，优化多星燃料利用率；
2、本发明在双星组合体状态下，尤其是组合体远地点变轨点火阶段，综合利用双星的推力器进行三轴姿态控制，提高组合体状态下推力器使用方案的冗余度，优化双星燃料利用率；
3、本发明在组合体变轨点火阶段，可根据轨控产生的干扰力矩大小，自适应调整推力器使用方案，增大姿控力矩，确保姿态稳定。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为双星组合体状态示意图；
图2为第一卫星推力器布局示意图；
图3为第二卫星推力器布局示意图；
图4为远地点变轨点火阶段推力器智能切换流程示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
本发明实施例公开了一种多星组合体状态下推力器智能配置方法及系统，如图1所示，包括如下步骤：步骤1：多星各自均安装多台推力器，为多星独立工作时的姿态控制提供多轴控制力矩，得到多星各所述推力器的力臂变化情况。多星组合体包括双星组合体，多轴控制力矩包括三轴控制力矩。
步骤2：在多星组合体状态下，根据多星各所述推力器布局和力臂变化情况，综合配置多轴姿态控制推力器使用方案。推力器使用方案综合配置考虑的约束条件包括：双星燃料携带量、组合体下推力器羽流遮挡关系、组合体下推力器力臂大小和推力器管路主备份关系。组合体状态下的所述推力器使用方案包括使用其中一颗星的推力器或者交叉复用多星的推力器。
步骤3：在远地点变轨点火阶段，根据轨控发动机干扰力矩的大小，智能切换所述推力器使用方案。推力器使用方案的智能切换的流程是：当轨控发动机干扰力矩较小时，默认采用其中一颗星的推力器，当轨控发动机干扰力矩较大，推力器期望控制脉宽超过设定阈值时，同时启用双星或多星的推力器，以增大姿控力矩。
本发明实施例还公开了一种多星组合体状态下推力器智能配置方法，包括如下步骤：步骤1：双星各自均安装了多台推力器，可为双星独立工作时的姿态控制提供三轴控制力矩。具体在本实施例中，第一卫星配置了20台推力器，其布局图如图1所示，则第一卫星独立工作时推力器使用方案如下表所示。
第二卫星配置了12台推力器，其布局图如图2所示，则第二卫星独立工作时推力器使用方案如下表所示。
可见，双星独立工作时，推力器均可提供三轴姿态控制力矩。
步骤2：在双星组合体状态下，根据双星各推力器布局和力臂变化情况，综合配置三轴姿态控制推力器使用方案。推力器使用方案综合配置考虑的约束条件包括：双星燃料携带量、组合体下推力器羽流遮挡关系、组合体下推力器力臂大小、推力器管路主备份关系。组合体状态下的推力器使用方案，既可以是仅使用其中一颗星的推力器，也可以是交叉复用双星的推力器。
具体在本实施例中，第二卫星携带了较多燃料，在组合体飞行期间，优先使用第二卫星燃料。第一卫星和第二卫星组合体状态如图3所示，第一卫星的-Zb1面和第二卫星的-Yb2面对接，组合体的本体坐标系方向和第一卫星的本体坐标系三轴方向一致。因此，组合体状态下，推力器A9/B9、A10/B10的羽流对第二卫星有影响，不能使用。组合体下，整星质心发生变化，因此各推力器力臂发生变化，推力器工作产生的控制力矩方向也相应变化。在A/B/C/D四组推力器中，A组推力器和C组推力器分别为两颗星的主份推力器，B组推力器和D组推力器为备份推力器。综上，组合体状态下，推力器使用方案如下表所示。
由上表可知，推力器使用方案的主份为使用第二卫星的C、D组推力器，即优先使用第二卫星燃料。若C组推力器发生故障，可切到第一备份方案，若D组推力器发生故障，可切到第二备份方案，若C、D组推力器均发生故障，可切到第三备份方案。
步骤3：在远地点变轨点火阶段，根据轨控发动机干扰力矩的大小，智能切换推力器使用方案。智能切换的流程是：当轨控发动机干扰力矩较小时，默认采用其中一颗星的推力器，当轨控发动机干扰力矩较大，推力器期望控制脉宽超过设定阈值时，同时启用另一颗星的推力器，以增大姿控力矩。
智能切换的流程如图4所示：当轨控发动机干扰力矩较小时，默认采用其中一颗星的推力器，当轨控发动机干扰力矩较大，推力器期望控制脉宽超过控制周期时，同时启用双星或多星的推力器，以增大姿控力矩。根据姿态计算期望推力器控制脉宽，获取推力器控制脉宽是否大于控制周期的结果，若推力器控制脉宽大于控制周期，选择大力矩使用方案，进而计算各推力器控制脉宽，若推力器控制脉宽不大于控制周期，计算各推力器控制脉宽。
具体在本实施例中，在原组合体推力器使用方案的主份方案中，增加大力矩工作使用方案，如下表所示。例如，当计算滚动正方向所需的控制脉宽为800ms，超过控制周期500ms，则采用C1+A7同时工作，每个推力器控制脉宽为400ms。
本发明可用于双星或多星组合体飞行期间，尤其是组合体远地点变轨点火阶段，可提高组合体状态下推力器使用方案的冗余度，优化双星或多星燃料利用率。
本发明不仅限适用于双星组合体，对多星组合体也适用。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (6)
1.一种多星组合体状态下推力器智能配置方法，其特征在于，包含如下步骤：
步骤1：多星各自均安装多台推力器，为多星独立工作时的姿态控制提供多轴控制力矩，得到多星各所述推力器的力臂变化情况；
步骤2：在多星组合体状态下，根据多星各所述推力器布局和力臂变化情况，综合配置多轴姿态控制推力器使用方案；
步骤3：在远地点变轨点火阶段，根据轨控发动机干扰力矩的大小，智能切换所述推力器使用方案；
所述步骤2中，组合体状态下的所述推力器使用方案包括使用其中一颗星的推力器或者交叉复用多星的推力器；
所述步骤3中，所述推力器使用方案的智能切换的流程是：当轨控发动机干扰力矩较小时，默认采用其中一颗星的推力器，当轨控发动机干扰力矩较大，推力器期望控制脉宽超过设定阈值时，同时启用双星或多星的推力器，增大姿控力矩。
2.根据权利要求1所述的多星组合体状态下推力器智能配置方法，其特征在于，所述步骤2中，所述推力器使用方案综合配置考虑的约束条件包括：双星燃料携带量、组合体下推力器羽流遮挡关系、组合体下推力器力臂大小和推力器管路主备份关系。
3.根据权利要求1所述的多星组合体状态下推力器智能配置方法，其特征在于，所述多星组合体包括双星组合体，多轴控制力矩包括三轴控制力矩。
4.一种多星组合体状态下推力器智能配置系统，其特征在于，包含如下模块：
模块M1：多星各自均安装多台推力器，为多星独立工作时的姿态控制提供多轴控制力矩，得到多星各所述推力器的力臂变化情况；
模块M2：在多星组合体状态下，根据多星各所述推力器布局和力臂变化情况，综合配置多轴姿态控制推力器使用方案；
模块M3：在远地点变轨点火阶段，根据轨控发动机干扰力矩的大小，智能切换所述推力器使用方案；
所述模块M2中，组合体状态下的所述推力器使用方案包括使用其中一颗星的推力器或者交叉复用多星的推力器；
所述模块M3中，当轨控发动机干扰力矩较小时，默认采用其中一颗星的推力器，当轨控发动机干扰力矩较大，推力器期望控制脉宽超过设定阈值时，同时启用双星或多星的推力器，增大姿控力矩。
5.根据权利要求4所述的多星组合体状态下推力器智能配置系统，其特征在于，所述模块M2中，所述推力器使用方案综合配置考虑的约束条件包括：双星燃料携带量、组合体下推力器羽流遮挡关系、组合体下推力器力臂大小和推力器管路主备份关系。
6.根据权利要求4所述的多星组合体状态下推力器智能配置系统，其特征在于，所述多星组合体包括双星组合体，多轴控制力矩包括三轴控制力矩。
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