CN116834976A - 空天飞行器再入段初期rcs力矩输出的容错控制分配方法 - Google Patents

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CN116834976A CN202310667420.4A CN202310667420A CN116834976A CN 116834976 A CN116834976 A CN 116834976A CN 202310667420 A CN202310667420 A CN 202310667420A CN 116834976 A CN116834976 A CN 116834976A
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Abstract

本发明公开的空天飞行器再入段初期RCS力矩输出的容错控制分配方法，属于航空航天领域。本发明实现方法为：建立在北天东坐标系以及机体坐标系下的动力学方程，得到包含实际地球自转角速度影响下的飞行器再入段初期姿态动力学方程。分析RCS力矩输出特性，建立RCS喷管产生的反推作用力和力矩模型。建立关于RCS控制力矩分配模型，通过伪逆求解固定时间内该喷管开启时间的方式获得RCS喷管的实际开关指令，控制飞行器姿态稳定。基于查表法利用有限数量的RCS喷管，通过分步解耦统一分配控制器期望力矩的方式获得喷管的开关指令，飞行器通过RCS开关控制指令获取的实际输出力矩进行姿态调节，提高空天飞行器姿态控制鲁棒性，扩大飞行器类型的适用范围。

Description

空天飞行器再入段初期RCS力矩输出的容错控制分配方法
技术领域
本发明涉及空天飞行器再入段初期RCS力矩输出的容错控制分配方法，尤其涉及适用于分析跨域空天飞行器再入阶段初期仅依靠RCS喷管对飞行器进行故障容错的控制分配方法，属于航空航天领域。
背景技术
空天飞行器具有能够多次在地球表面大气层、临近空间、低轨空间往返飞行的能力，相比传统运载器，其飞行速度快，发射成本低，安全可靠。与普通飞行器相比，空天飞行器具有反作用控制系统(Reaction Control System，RCS)和气动操纵舵面等多种复杂且强耦合的异构冗余执行机构。在再入段初期，大气较为稀薄，动压较小，气动操纵舵面不足以提供有效的力矩来满足飞行器姿态控制的要求，因此一般需要RCS作为唯一可提供姿态控制力矩的执行机构。RCS是开关型推进器，由一系列推力器喷管组成，通常被安装于飞行器尾部的同平面内，通过向外周指定方向喷射气体产生不过飞行器质心的常值反推作用力，进而产生控制力矩，因而其输出具有离散性。为保证空天飞行器再入段初期姿态控制的实时性，应对喷管故障的容错性，需要针对飞行器再入段初期RCS的输出特点，设计适应的控制分配方法，从而准确有效地完成飞行器姿态控制任务。
在已发展的关于空天飞行器再入段初期RCS的控制分配方法[1](参见：宋佳,张严雪.基于改进再分配伪逆法的高速飞行器RCS控制分配设计[J].郑州大学学报(理学版),2021,53(2):19-25.)基于非线性终端滑模控制设计姿态控制器，采用优化分配策略通过广义逆法的线性规划设计RCS分配器的目标函数，给出了固定数目喷管开启下的RCS控制分配，尽管理论上能够保证姿态控制系统可以有限时间内稳定以及RCS喷管开启所需的燃料消耗最少，但是多参数复合控制显著增加了系统计算量，可靠性难以保证。
在先技术[2](参见：樊朋飞,凡永华,闫杰.升力式再入飞行器大动压下横侧向RCS姿态控制方法研究[J].西北工业大学学报,2019,37(1):21-27.)设计了以倾侧角控制为外回路，以滚转和偏航角速率为内回路的双回路动态逆控制器，通过PWPF脉宽调制算法将连续的控制器输出量调制成离散的控制量，控制RCS开关时间，尽管方法在精度和可靠性上表现良好，但由于针对大动压环境设计的特定控制分配方法，因而不具备通用性和工程实用性。
目前，针对空天飞行器再入段初期应用RCS进行飞行器姿态控制问题还没有比较兼顾计算量小、易于工程实现的控制分配方法，尤其是针对空天飞行器在不同的再入段初期复杂多变环境下的统一RCS控制分配方法。
发明内容
本发明公开的空天飞行器再入段初期RCS力矩输出的容错控制分配方法要解决的技术问题是：飞行器再入段初期仅可依靠RCS进行姿态控制，基于查表法利用有限数量的RCS喷管，通过分步解耦分配控制器期望力矩的方式获得喷管的开关指令，通过RCS开关控制指令获取执行器实际输出力矩，飞行器通过所述实际输出力矩进行姿态调节，所述的控制分配方法通过将RCS输出力矩分配问题在机体坐标系下进行统一描述建模，适用于飞行器不同安装方式的RCS喷管正常工作或发生故障失效等情况下的姿态稳定控制，从而减少燃料消耗，提高空天飞行器姿态控制鲁棒性，扩大飞行器类型的适用范围。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
本发明公开的空天飞行器再入段初期RCS力矩输出的容错控制分配方法，针对飞行器再入段初期的姿态控制问题，建立在北天东坐标系以及机体坐标系下的动力学方程，考虑地球自转角速度对飞行器三轴角速度的叠加影响，得到包含实际地球自转角速度影响下的飞行器再入段初期姿态动力学方程。根据RCS喷管开关式推力工作原理以及安装位置的布局，分析RCS力矩输出特性，建立RCS喷管产生的反推作用力和力矩模型，便于构建基于查表法的RCS力矩输出的容错控制分配方法。进而建立关于RCS控制力矩分配模型，通过伪逆求解固定时间内该喷管开启时间的方式获得RCS喷管的实际开关指令，从而控制飞行器姿态稳定。基于查表法利用有限数量的RCS喷管，通过分步解耦统一分配控制器期望力矩的方式获得喷管的开关指令，飞行器通过RCS开关控制指令获取的实际输出力矩进行姿态调节，从而提高空天飞行器姿态控制鲁棒性，扩大飞行器类型的适用范围。
本发明公开的空天飞行器再入段初期RCS力矩输出的容错控制分配方法，包括如下步骤：
步骤一：建立在北天东坐标系以及机体坐标系下的飞行器再入段初期动力学方程，考虑地球自转角速度对飞行器三轴角速度的叠加影响，得到包含实际地球自转角速度影响下的飞行器再入段初期姿态动力学方程。
在北天东坐标系以及机体坐标系下的飞行器再入段初期姿态动力学方程为，
其中，在角速度转换关系式(2)中通过北天东坐标系与机体坐标系之间的旋转矩阵表征地球自转角速度对飞行器再入过程的影响，提高飞行器再入段初期姿态动力学方程的精度。
其中，γ为机体坐标系下飞行器当前滚转角、为当前俯仰角、ψ为当前偏航角，ωx、ωy、ωz为飞行器角速度矢量在机体坐标系下的三轴分量，Jx、Jy、Jz分别为飞行器机体坐标系下的转动惯量，Jxy、Jxz、Jyz分别为飞行器机体坐标系下的惯性积，Mx、My、Mz分别为控制力矩在机体坐标系下的分量，L、B分别为当前经纬度，ωearth为地球自转角速度，Lbu为北天东坐标系与机体坐标系之间的旋转矩阵，其表达式为，
由于考虑地球自转的空天飞行器的姿态动力学方程的非线性及其与平动方程之间的耦合型较强，若直接对系统进行非线性控制器设计，过程复杂，计算量大。因此为方便控制器的设计，将空天飞行器的再入段初期姿态动力学模型转换为矢量表现形式。
定义为飞行器的姿态角矢量，ω＝[ωx,ωy,ωz]T飞行器的三轴姿态角速度矢量，J为惯性矩阵，ω×为角速度的叉乘矩阵，故空天飞行器再入段初期姿态动力学模型可以描述为：
其中，
f1＝-R(Ω)△ω (9)
其中，由于Lbu是关于姿态角Ω的转换矩阵，故f1是关于Ω的非线性项，关于Ω的非线性项f1及其导数均是有界的。
步骤二：根据RCS喷管开关式推力工作原理以及安装位置的布局，建立RCS喷管产生的反推作用力和力矩模型，便于构建基于查表法的RCS力矩输出的容错控制分配方法。
RCS喷管多采用开关式推力固定型发动机，每个RCS喷管均具有开关系统，当喷管开启时，认为其提供的反推作用力及力矩在一定时间内是固定的，不可变化调节。因此RCS与气动操纵舵面的工作特性不同，其输出具有离散性。由n个喷管的空天飞行器产生的反作用推力的模型描述为：
其中，Fri代表在机体坐标系下单位时间内第i个喷管产生的推力矢量，Frcs是RCS喷管可产生的固定推力值，δri是第i个喷管接收的开关控制指令，其中δri＝0代表喷管关闭，δri＝1代表喷管开启，并且可定义RCS喷管开关情况矩阵δr＝[δr1,δr2,…,δrn]T，为第i个喷管的安装偏角。则由RCS产生的姿态控制力矩的表达式为：
其中，Mr＝[Mrx,Mry,Mrz]T，Lri为机体坐标系下相对质心的距离即等效力臂。
步骤三：由步骤二所述的RCS喷管产生的反推作用力和力矩模型建立关于RCS控制力矩分配模型，通过伪逆求解固定时间内该喷管开启时间的方式获得RCS喷管的实际开关指令，从而控制飞行器姿态稳定。
针对空天飞行器再入初期姿态控制问题，控制分配的任务便是将控制器提供的虚拟控制力矩M＝[Mx,My,Mz]T映射为RCS喷管的实际开关指令，并使得RCS的实际输出力矩Mr尽可能接近M，同时还需要满足RCS的若干约束条件。
关于RCS控制力矩分配模型的表达式为：
Mr＝Brδr (12)
其中，Br＝[br1,br2,…,brn]为RCS控制效率矩阵，且bri＝Fri×Lri。
由于RCS喷管的单次开启时间是固定的，在开启的短暂时间内可为机体提供相应的反作用推力及力矩，对RCS喷管的开关指令的求解便能转化为对固定时间内该喷管开启时间的求解。由于飞行器姿态控制器的输出力矩是连续性信号，根据冲量相等原理，控制器产生的力矩在单位时间内对飞行器姿态产生的调节效果等效为RCS喷管产生的力矩在开启时间内对飞行器姿态产生的调节效果：
M·Ts＝Mr·ton (13)
其中，Ts是控制器的计算步长，ton是RCS喷管的开启时间。
则关于RCS控制力矩分配模型可以转化为对RCS喷管开关指令的求解方程为：
其中，为正整数。
步骤四：由步骤三所述的关于RCS控制力矩分配模型，基于查表法利用有限数量的RCS喷管，通过分步解耦统一分配控制器期望力矩的方式获得喷管的开关指令，飞行器通过RCS开关控制指令获取的实际输出力矩进行姿态调节，从而提高空天飞行器姿态控制鲁棒性，扩大飞行器类型的适用范围。
查表控制方法将所有备选的喷管推进器组合及其对应的控制力矩大小和方向进行汇总整理，按照事先设定的优先级进行制表，然后以三轴期望控制力矩作为索引条件，选择其中优先级最高的推进器进行组合。查表控制方法能够在某个RCS喷管出现故障时，通过索引选取其它最优的喷管组合来提供稳定的姿态控制力矩，提高姿态控制的故障容错能力。
对于含有n个RCS喷管的飞行器模型，共有2n种不同的喷管组合方式。控制器输出的是三轴期望力矩故首先通过力矩矢量分配，RCS分别在机体坐标系下三轴方向上能提供的控制力矩表达式为：
由于空天飞行器自身结构的对称性，故RCS喷管的安装布局是关于机体系某一或多轴对称式分布的，因此各种RCS喷管组合在三轴每个方向上的耦合情况有三种：单轴解耦、两轴耦合或三轴耦合。虽然由于RCS离散型输出的特点，在同一个时间点喷管开关状态只能确定一个，故实际输出力矩与期望力矩之间会有误差，但是该误差相对整个姿态控制过程较小，通过控制器的自适应调节性能消除该误差。然后对于每个方向采用三轴耦合、两轴耦合、单轴耦合依次递进的RCS查表法分配策略进行控制力矩分配。通过查表，分别寻到三轴耦合、两轴耦合、单轴耦合各情况下的喷管组合模式：
模式1：有限数量喷管组合δr1在开启时可同时产生三轴力矩Mr1＝[Mr1x,Mr1y,Mr1z]T。
模式2：有限数量喷管组合δr2在开启时仅在y轴和z轴产生力矩Mr2＝[0,Mr2y,Mr2z]T。
模式3：有限数量喷管组合δr3在开启时仅在z轴产生力矩Mr3＝[0,0,Mr3z]T。
当控制器在一个计算步长内输出控制指令M＝[Mx,My,Mz]T时，由于仅组合δr1能够在x方向产生力矩，故先通过求解组合δr1的开启次数n1为：
此时组合δr1必然会在y轴和z轴产生同样开启次数下的力矩△My1＝n1·Mr1y，△Mz1＝n1·Mr1z。同时由于仅组合δr2能够在y方向产生力矩，故再通过求解组合δr2的开启次数为：
此时组合δr2也会在z轴产生同样开启次数下的力矩△Mz2＝n2·Mr2z。通过在z方向上单轴解耦的组合δr3求解开启次数n3为：
根据式(18)(19)(20)完成控制器输出指令M＝[Mx,My,Mz]T在RCS上的力矩分配，通过RCS上的力矩分配，减少飞行器再入段初期的姿态控制燃料的消耗。则在一个计算步长内，RCS喷管开关情况矩阵δr表示为：
其中，
通过对有限数量的RCS喷管采用所述的分步解耦分配控制器期望力矩的方式，适用于飞行器不同安装方式的RCS喷管正常工作或发生故障失效情况下的统一姿态稳定控制，从而减少燃料消耗，提高空天飞行器姿态控制鲁棒性，扩大飞行器类型的适用范围。
有益效果：
1、本发明公开的空天飞行器再入段初期RCS力矩输出的容错控制分配方法，通过北天东坐标系与机体坐标系之间的旋转矩阵表征地球自转角速度对飞行器再入过程的影响，提高飞行器再入段初期姿态动力学方程的精度，进而更适用于飞行器再入段考虑地球摄动的应用环境。
2、本发明公开的空天飞行器再入段初期RCS力矩输出的容错控制分配方法，基于查表法对RCS进行直接力矩分配，仅采用在一个方向上单轴解耦便设计了一种通用的RCS分配策略，进而减少了燃料消耗。
3、本发明公开的空天飞行器再入段初期RCS力矩输出的容错控制分配方法，在某个RCS喷管出现故障时，通过查表法索引选取其它最优的喷管组合来提供稳定的姿态控制力矩，有效提高了空天飞行器姿态控制鲁棒性。
4、本发明公开的空天飞行器再入段初期RCS力矩输出的容错控制分配方法，通过将RCS输出力矩分配问题在机体坐标系下进行统一描述建模，将控制器期望力矩按照机体系三轴进行分解，进而通过分步解耦分配控制器期望力矩的方式获得喷管的开关指令，进而扩大飞行器类型的适用范围。
附图说明
图1是本发明的空天飞行器再入段初期RCS力矩输出的容错控制分配方法的流程图。
图2是RCS喷管的安装布局。
图3是RCS喷管工作正常以及故障两种情形下飞行器姿态角及三轴角速度的跟踪时间响应曲线。
图4是RCS工作正常情形下喷管的开关状态。
图5是RCS发生故障情形下喷管的开关状态。
图6是RCS喷管工作正常以及故障两种情形下控制器的期望输出力矩的时间响应曲线。
图7是RCS喷管工作正常以及故障两种情形下RCS的实际输出力矩的时间响应曲线。
具体实施方式
为了更好地说明本发明的目的和优点，下面通过对一个空天飞行器再入段初期姿态控制问题进行仿真分析，对本发明做出详细解释。
实施例1：
如图1所示，本实施例公开的空天飞行器再入段初期RCS力矩输出的容错控制分配方法，包括如下步骤：
本发明公开的空天飞行器再入段初期RCS力矩输出的容错控制分配方法，包括如下步骤：
步骤一：建立在北天东坐标系以及机体坐标系下的飞行器再入段初期动力学方程，考虑地球自转角速度对飞行器三轴角速度的叠加影响，得到包含实际地球自转角速度影响下的飞行器再入段初期姿态动力学方程。
在北天东坐标系以及机体坐标系下的飞行器再入段初期姿态动力学方程为，
其中，在角速度转换关系式(2)中通过北天东坐标系与机体坐标系之间的旋转矩阵表征地球自转角速度对飞行器再入过程的影响，提高飞行器再入段初期姿态动力学方程的精度。
其中，γ为机体坐标系下飞行器当前滚转角、为当前俯仰角、ψ为当前偏航角，ωx、ωy、ωz为飞行器角速度矢量在机体坐标系下的三轴分量，Jx、Jy、Jz分别为飞行器机体坐标系下的转动惯量，Jxy、Jxz、Jyz分别为飞行器机体坐标系下的惯性积，Mx、My、Mz分别为控制力矩在机体坐标系下的分量，L、B分别为当前经纬度，ωearth为地球自转角速度且ωearth＝7.27×10-5rad/s，Lbu为北天东坐标系与机体坐标系之间的旋转矩阵，其表达式为，
以类X-37B空天飞行器为例。表1给出飞行器的初始状态相关参数，包括初始位置、速度、三轴姿态角、攻角、侧滑角。
表1飞行器的转动惯量及初始状态
设定飞行器的初始姿态角及三轴角速度误差分别为△Ω(0)＝-20％Ω(0)和△ω(0)＝-20％ω(0)。
由于考虑地球自转的空天飞行器的姿态动力学方程的非线性及其与平动方程之间的耦合型较强，若直接对系统进行非线性控制器设计，过程复杂，计算量大。因此为方便控制器的设计，将空天飞行器的再入段初期姿态动力学模型转换为矢量表现形式。
定义为飞行器的姿态角矢量，ω＝[ωx,ωy,ωz]T飞行器的三轴姿态角速度矢量，J为惯性矩阵，ω×为角速度的叉乘矩阵，故空天飞行器再入段初期姿态动力学模型可以描述为：
其中，
f1＝-R(Ω)△ω (9)
其中，由于Lbu是关于姿态角Ω的转换矩阵，故f1是关于Ω的非线性项，假设关于Ω的非线性项f1及其导数均是有界的。
步骤二：根据RCS喷管开关式推力工作原理以及安装位置的布局，建立RCS喷管产生的反推作用力和力矩模型，便于构建基于查表法的RCS力矩输出的容错控制分配方法。
RCS喷管多采用开关式推力固定型发动机，每个RCS喷管均具有开关系统，当喷管开启时，认为其提供的反推作用力及力矩在一定时间内是固定的，不可变化调节。因此RCS与气动操纵舵面的工作特性不同，其输出具有离散性。由n个喷管的空天飞行器产生的反作用推力的模型描述为：
其中，Fri代表在机体坐标系下单位时间内第i个喷管产生的推力矢量，Frcs是RCS喷管可产生的固定推力值，δri是第i个喷管接收的开关控制指令，其中δri＝0代表喷管关闭，δri＝1代表喷管开启，并且可定义RCS喷管开关情况矩阵δr＝[δr1,δr2,…,δrn]T，为第i个喷管的安装偏角。则由RCS产生的姿态控制力矩的表达式为：
其中，Mr＝[Mrx,Mry,Mrz]T，Lri为机体坐标系下相对质心的距离即等效力臂。
RCS喷管安装布局如图2所示，推力器到质心所在轴的距离为LRCS＝0.9m，安装角度为θRCS＝60°，距离质心所在轴的安装距离为dRCS＝0.15m，推力器的恒定推力为FRCS＝150N，同时设定RCS的6号喷管在110s出现故障停止工作。
步骤三：由步骤二所述的RCS喷管产生的反推作用力和力矩模型建立关于RCS控制力矩分配模型，通过伪逆求解固定时间内该喷管开启时间的方式获得RCS喷管的实际开关指令，从而控制飞行器姿态稳定。
针对空天飞行器再入初期姿态控制问题，控制分配的任务便是将控制器提供的虚拟控制力矩M＝[Mx,My,Mz]T映射为RCS喷管的实际开关指令，并使得RCS的实际输出力矩Mr尽可能接近M，同时还需要满足RCS的若干约束条件。
关于RCS控制力矩分配模型的表达式为：
Mr＝Brδr (12)
其中，Br＝[br1,br2,…,brn]为RCS控制效率矩阵，且bri＝Fri×Lri。
由于RCS喷管的单次开启时间是固定的，在开启的短暂时间内可为机体提供相应的反作用推力及力矩，对RCS喷管的开关指令的求解便能转化为对固定时间内该喷管开启时间的求解。由于飞行器姿态控制器的输出力矩是连续性信号，根据冲量相等原理，控制器产生的力矩在单位时间内对飞行器姿态产生的调节效果等效为RCS喷管产生的力矩在开启时间内对飞行器姿态产生的调节效果：
M·Ts＝Mr·ton (13)
其中，Ts是控制器的计算步长，ton是RCS喷管的开启时间。
则关于RCS控制力矩分配模型可以转化为对RCS喷管开关指令的求解方程为：
其中，为正整数。
为突出本发明所涉及的RCS力矩分配策略的有效性，仿真采用一般滑模控制器，滑模面构造为：
其中，λ1>0，Ωe＝Ω-Ωd，定义和ωd＝[ωxd,ωyd,ωzd]T分别为飞行器连续的期望姿态角与三轴期望角速度，在滑模面的基础上，一般滑模控制器进一步设计为：
uc＝JR-1(-λ2s)+ω×Jω (16)
其中，λ2>0。
设定一般滑模控制器的控制参数为λ1＝0.2，λ2＝0.6。RCS喷管的开启时间为ton＝20ms。在进行姿态控制仿真时，设置仿真步长△t＝0.1s。
步骤四：由步骤三所述的关于RCS控制力矩分配模型，基于查表法利用有限数量的RCS喷管，通过分步解耦统一分配控制器期望力矩的方式获得喷管的开关指令，飞行器通过RCS开关控制指令获取的实际输出力矩进行姿态调节，从而提高空天飞行器姿态控制鲁棒性，扩大飞行器类型的适用范围。
查表控制方法将所有可能的喷管推进器组合及其对应的控制力矩大小和方向进行汇总整理，按照事先设定的优先级进行制表，然后以三轴期望控制力矩作为索引条件，选择其中优先级最高的推进器进行组合。该方法可以在某个RCS喷管出现故障时，通过索引选取其它最优的喷管组合来提供稳定的姿态控制力矩，提高姿态控制的故障容错能力。
对于含有n个RCS喷管的飞行器模型，共有2n种不同的喷管组合方式。一般情况下控制器输出的是三轴期望力矩故首先通过力矩矢量分配，RCS分别在机体坐标系下三轴方向上能提供的控制力矩表达式为：
由于空天飞行器自身结构的对称性，故RCS喷管的安装布局通常是关于机体系某一或多轴对称式分布的，因此各种RCS喷管组合在三轴每个方向上的耦合情况有三种：单轴解耦，两轴耦合以及三轴耦合。
传统的分配情况是采用仅单轴解耦的组合方式，但对于安装布局非原点对称的RCS系统来说，单个计算步长内所需开启的喷管数量过多，燃料消耗大。故本发明采用分布解的方式，对于每个方向采用三轴耦合、两轴耦合及单轴耦合依次递进的RCS查表法分配策略进行控制力矩分配。通过查表，分别寻到三轴耦合、两轴耦合及单轴耦合各情况下的喷管组合模式：
模式1：有限数量喷管组合δr1在开启时可同时产生三轴力矩Mr1＝[Mr1x,Mr1y,Mr1z]T。
模式2：有限数量喷管组合δr2在开启时仅在y轴和z轴产生力矩Mr2＝[0,Mr2y,Mr2z]T。
模式3：有限数量喷管组合δr3在开启时仅在z轴产生力矩Mr3＝[0,0,Mr3z]T。
当控制器在一个计算步长内输出控制指令M＝[Mx,My,Mz]T时，由于仅组合δr1可在x方向产生力矩，故先通过求解组合δr1的开启次数n1为：
此时组合δr1必然会在y轴和z轴产生同样开启次数下的力矩△My1＝n1·Mr1y，△Mz1＝n1·Mr1z。同时由于仅组合δr2可在y方向产生力矩，故再通过求解组合δr2的开启次数为：
此时组合δr2也会在z轴产生同样开启次数下的力矩△Mz2＝n2·Mr2z。最后通过在z方向上可单轴解耦的组合δr3求解开启次数n3为：
根据式(18)(19)(20)完成控制器输出指令M＝[Mx,My,Mz]T在RCS上的力矩分配，通过RCS上的力矩分配，可减少飞行器再入段初期的姿态控制燃料的消耗。则在一个计算步长内，RCS喷管开关情况矩阵δr可表示为：
其中，
通过对有限数量的RCS喷管采用所述的分步解耦分配控制器期望力矩的方式，可适用于飞行器不同安装方式的RCS喷管正常工作或发生故障失效等情况下的统一姿态稳定控制，从而减少燃料消耗，提高空天飞行器姿态控制鲁棒性，扩大飞行器类型的适用范围。
通过步骤一给出飞行器的姿态动力学迭代方程，通过步骤二给出飞行器的RCS力矩输出模型，通过步骤三给出了飞行器的RCS控制力矩分配模型，最后通过步骤四给出RCS喷管的开关指令。
图3给出了RCS喷管工作正常以及故障两种情形下飞行器姿态角及三轴角速度的跟踪时间响应曲线，两种情形下均可在一定时间内完成对标称姿态的跟踪任务，由于RCS喷管的离散性，跟踪误差也在允许的范围内。图4和图5分别给出了两种情况下RCS喷管的开关状态，由图可以很明显的看出，RCS工作正常时，在初始时刻由于飞行器需要到达标称状态，RCS喷管作为唯一可提供姿态控制力矩的执行机构开启较为频繁，当系统趋于稳定后，喷管开启次数明显变少；RCS产生故障之前，各个喷管的开关状态一致，当RCS的6号喷管在110s发生故障后，为了补偿6号喷管提供的力矩，2、3、8号喷管开关次数明显变多，满足飞行器的姿态控制任务要求。图6和图7分别给出了控制器的输出期望力矩与RCS的输出实际力矩的时间响应曲线，可以很明显的看到在故障发生时刻，控制器的输出力矩发生变化，最终趋于平稳，两种情况下控制器输出偏差不大；执行机构的实际输出力矩反映了RCS控制的离散型，同时由于控制器的控制步长一般要大于RCS喷管的开启时间，因此在一个仿真步长内，由RCS在机体系三轴可提供的实际输出力矩会有限制，故在初始时刻，当飞行器需要较大力矩来抵消初始偏差时，RCS的实际输出力矩会小于控制器的期望力矩，当系统到达稳定状态后，两种力矩均会趋于稳定。
综上所述，本发明公开的空天飞行器再入段初期RCS力矩输出的容错控制分配方法可以在故障情况下依然能有效完成飞行器的姿态控制任务，具有一定的容错性。
以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.空天飞行器再入段初期RCS力矩输出的容错控制分配方法，其特征在于：包括如下步骤，
步骤一：建立在北天东坐标系以及机体坐标系下的飞行器再入段初期动力学方程，考虑地球自转角速度对飞行器三轴角速度的叠加影响，得到包含实际地球自转角速度影响下的飞行器再入段初期姿态动力学方程；
步骤二：根据RCS喷管开关式推力工作原理以及安装位置的布局，建立RCS喷管产生的反推作用力和力矩模型，便于构建基于查表法的RCS力矩输出的容错控制分配方法；
步骤三：由步骤二所述的RCS喷管产生的反推作用力和力矩模型建立关于RCS控制力矩分配模型，通过伪逆求解固定时间内该喷管开启时间的方式获得RCS喷管的实际开关指令，从而控制飞行器姿态稳定；
步骤四：由步骤三所述的关于RCS控制力矩分配模型，基于查表法利用有限数量的RCS喷管，通过分步解耦统一分配控制器期望力矩的方式获得喷管的开关指令，飞行器通过RCS开关控制指令获取的实际输出力矩进行姿态调节，从而提高空天飞行器姿态控制鲁棒性，扩大飞行器类型的适用范围。
2.如权利要求1所述的空天飞行器再入段初期RCS力矩输出的容错控制分配方法，其特征在于：步骤一实现方法为，
在北天东坐标系以及机体坐标系下的飞行器再入段初期姿态动力学方程为，
其中，在角速度转换关系式(2)中通过北天东坐标系与机体坐标系之间的旋转矩阵表征地球自转角速度对飞行器再入过程的影响，提高飞行器再入段初期姿态动力学方程的精度；
其中，γ为机体坐标系下飞行器当前滚转角、为当前俯仰角、ψ为当前偏航角，ωx、ωy、ωz为飞行器角速度矢量在机体坐标系下的三轴分量，Jx、Jy、Jz分别为飞行器机体坐标系下的转动惯量，Jxy、Jxz、Jyz分别为飞行器机体坐标系下的惯性积，Mx、My、Mz分别为控制力矩在机体坐标系下的分量，L、B分别为当前经纬度，ωearth为地球自转角速度，Lbu为北天东坐标系与机体坐标系之间的旋转矩阵，其表达式为，
将空天飞行器的再入段初期姿态动力学模型转换为矢量表现形式；
定义为飞行器的姿态角矢量，ω＝[ωx,ωy,ωz]T飞行器的三轴姿态角速度矢量，J为惯性矩阵，ω×为角速度的叉乘矩阵，故空天飞行器再入段初期姿态动力学模型可以描述为：
其中，
f1＝-R(Ω)△ω (9)
其中，由于Lbu是关于姿态角Ω的转换矩阵，故f1是关于Ω的非线性项，关于Ω的非线性项f1及其导数均是有界的。
3.如权利要求2所述的空天飞行器再入段初期RCS力矩输出的容错控制分配方法，其特征在于：步骤二实现方法为，
RCS喷管多采用开关式推力固定型发动机，每个RCS喷管均具有开关系统，当喷管开启时，认为其提供的反推作用力及力矩在一定时间内是固定的，不可变化调节；因此RCS与气动操纵舵面的工作特性不同，其输出具有离散性；由n个喷管的空天飞行器产生的反作用推力的模型描述为：
其中，Fri代表在机体坐标系下单位时间内第i个喷管产生的推力矢量，Frcs是RCS喷管可产生的固定推力值，δri是第i个喷管接收的开关控制指令，其中δri＝0代表喷管关闭，δri＝1代表喷管开启，并且定义RCS喷管开关情况矩阵δr＝[δr1,δr2,…,δrn]T，为第i个喷管的安装偏角；则由RCS产生的姿态控制力矩的表达式为：
其中，Mr＝[Mrx,Mry,Mrz]T，Lri为机体坐标系下相对质心的距离即等效力臂。
4.如权利要求3所述的空天飞行器再入段初期RCS力矩输出的容错控制分配方法，其特征在于：步骤三实现方法为，
针对空天飞行器再入初期姿态控制问题，控制分配的任务便是将控制器提供的虚拟控制力矩M＝[Mx,My,Mz]T映射为RCS喷管的实际开关指令，并使得RCS的实际输出力矩Mr尽可能接近M，同时还需要满足RCS的若干约束条件；
关于RCS控制力矩分配模型的表达式为：
Mr＝Brδr (12)
其中，Br＝[br1,br2,…,brn]为RCS控制效率矩阵，且bri＝Fri×Lri；
由于RCS喷管的单次开启时间是固定的，在开启的短暂时间内可为机体提供相应的反作用推力及力矩，对RCS喷管的开关指令的求解便能转化为对固定时间内该喷管开启时间的求解；由于飞行器姿态控制器的输出力矩是连续性信号，根据冲量相等原理，控制器产生的力矩在单位时间内对飞行器姿态产生的调节效果等效为RCS喷管产生的力矩在开启时间内对飞行器姿态产生的调节效果：
M·Ts＝Mr·ton (13)
其中，Ts是控制器的计算步长，ton是RCS喷管的开启时间；
则关于RCS控制力矩分配模型转化为对RCS喷管开关指令的求解方程为：
其中，为正整数。
5.如权利要求4所述的空天飞行器再入段初期RCS力矩输出的容错控制分配方法，其特征在于：步骤四实现方法为，
查表控制方法将所有备选的喷管推进器组合及其对应的控制力矩大小和方向进行汇总整理，按照事先设定的优先级进行制表，然后以三轴期望控制力矩作为索引条件，选择其中优先级最高的推进器进行组合；查表控制方法能够在某个RCS喷管出现故障时，通过索引选取其它最优的喷管组合来提供稳定的姿态控制力矩，提高姿态控制的故障容错能力；
对于含有n个RCS喷管的飞行器模型，共有2n种不同的喷管组合方式；控制器输出的是三轴期望力矩故首先通过力矩矢量分配，RCS分别在机体坐标系下三轴方向上能提供的控制力矩表达式为：
由于空天飞行器自身结构的对称性，故RCS喷管的安装布局是关于机体系某一或多轴对称式分布的，因此各种RCS喷管组合在三轴每个方向上的耦合情况有三种：单轴解耦、两轴耦合或三轴耦合；虽然由于RCS离散型输出的特点，在同一个时间点喷管开关状态只能确定一个，故实际输出力矩与期望力矩之间会有误差，但是该误差相对整个姿态控制过程较小，通过控制器的自适应调节性能消除该误差；然后对于每个方向采用三轴耦合、两轴耦合、单轴耦合依次递进的RCS查表法分配策略进行控制力矩分配；通过查表，分别寻到三轴耦合、两轴耦合、单轴耦合各情况下的喷管组合模式：
模式1：有限数量喷管组合δr1在开启时可同时产生三轴力矩Mr1＝[Mr1x,Mr1y,Mr1z]T；
模式2：有限数量喷管组合δr2在开启时仅在y轴和z轴产生力矩Mr2＝[0,Mr2y,Mr2z]T；
模式3：有限数量喷管组合δr3在开启时仅在z轴产生力矩Mr3＝[0,0,Mr3z]T；
当控制器在一个计算步长内输出控制指令M＝[Mx,My,Mz]T时，由于仅组合δr1能够在x方向产生力矩，故先通过求解组合δr1的开启次数n1为：
此时组合δr1必然会在y轴和z轴产生同样开启次数下的力矩△My1＝n1·Mr1y，△Mz1＝n1·Mr1z；同时由于仅组合δr2能够在y方向产生力矩，故再通过求解组合δr2的开启次数为：
此时组合δr2也会在z轴产生同样开启次数下的力矩△Mz2＝n2·Mr2z；通过在z方向上单轴解耦的组合δr3求解开启次数n3为：
根据式(18)(19)(20)完成控制器输出指令M＝[Mx,My,Mz]T在RCS上的力矩分配，通过RCS上的力矩分配，减少飞行器再入段初期的姿态控制燃料的消耗；则在一个计算步长内，RCS喷管开关情况矩阵δr表示为：
其中，
通过对有限数量的RCS喷管采用所述的分步解耦分配控制器期望力矩的方式，适用于飞行器不同安装方式的RCS喷管正常工作或发生故障失效情况下的统一姿态稳定控制，从而减少燃料消耗。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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