專利名稱：基于發(fā)動機(jī)前后配置的姿軌控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種發(fā)動機(jī)配置方法，以及基于該配置的航天器姿軌控制方法。

背景技術(shù)：
在載人航天工程中，貨運(yùn)飛船的任務(wù)是向空間站運(yùn)送實(shí)驗(yàn)和維修用品，補(bǔ)給生活和消耗物資，并帶走空間站上的生活和工作廢棄物。每次貨運(yùn)飛船發(fā)射前，由于任務(wù)需求不同，運(yùn)送的補(bǔ)給品的配置比例不同，且從空間站帶走的廢棄物多少也不確定，從而導(dǎo)致貨運(yùn)飛船質(zhì)心位置變化較大。對于一個標(biāo)準(zhǔn)化設(shè)計(jì)的航天器，其姿軌控發(fā)動機(jī)配置及安裝必須要滿足上述質(zhì)心位置變化較大的任務(wù)要求，這就對發(fā)動機(jī)配置及安裝提出了更高的要求。目前現(xiàn)有的航天器發(fā)動機(jī)配置方案中，質(zhì)心位于平移發(fā)動機(jī)的一側(cè)，平移發(fā)動機(jī)和姿態(tài)控制發(fā)動機(jī)分別完成位置和姿態(tài)控制，這樣帶來的問題是如果平移發(fā)動機(jī)不過質(zhì)心，則進(jìn)行平移控制時，必然會帶來姿態(tài)干擾；姿態(tài)控制不能形成力偶控制，則進(jìn)行姿態(tài)控制時，必然會帶來位置干擾。


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，提出了一種通過改變發(fā)動機(jī)的配置及開機(jī)系數(shù)來避免位置和姿態(tài)之間控制干擾的姿軌控制方法。
本發(fā)明的技術(shù)解決方案是基于發(fā)動機(jī)前后配置的姿軌控制方法，步驟如下 (1)在航天器的前端和后端分別配置平移發(fā)動機(jī)，其中M個平移發(fā)動機(jī)分別布置在航天器前端4個象限線上，推力指向外，推力大小分別為f1～fM，另外N個平移發(fā)動機(jī)分別布置在航天器后端4個象限線上，推力指向外，推力大小分別為fM+1～fM+N； (2)建立航天器本體系oxyz，其原點(diǎn)o為航天器的質(zhì)心，x軸為航天器縱軸，指向航天器頭部，y軸沿航天器的橫向，垂直于縱軸，與航天器橫向的一個主慣量軸一致，z軸與x、y軸構(gòu)成右手系； (3)對平移發(fā)動機(jī)進(jìn)行組合，分別在y軸的正負(fù)方向和z軸的正負(fù)方向?qū)教炱鬟M(jìn)行位置控制和姿態(tài)控制，組合結(jié)果如下 位置控制時+y軸k11*F1+k51*F5 -y軸k21*F2+k61*F6 +z軸k31*F3+k71*F7 -z軸k41*F4+k81*F8 姿態(tài)控制時+y軸k42*F4+k72*F7 -y軸k32*F3+k82*F8 +z軸k12*F1+k62*F6 -z軸k22*F2+k52*F5 其中，F(xiàn)1～F4分別為航天器前端+y軸、-y軸、+z軸、-z軸四個方向平移發(fā)動機(jī)f1～fM的總推力，F(xiàn)5～F8分別為航天器后端+y軸、-y軸、+z軸、-z軸四個方向平移發(fā)動機(jī)fM+1～fM+N的總推力，k11、k21、k31、k41、k51、k61、k71、k81、k12、k22、k32、k42、k52、k62、k72、k82為平移發(fā)動機(jī)的開機(jī)系數(shù)，代表平移發(fā)動機(jī)的實(shí)際推力輸出控制量； (4)獲取航天器的質(zhì)心位置； (5)根據(jù)航天器的質(zhì)心位置和平移控制力需求計(jì)算前后平移發(fā)動機(jī)位置控制開機(jī)系數(shù)ki1，i＝1，2，3……8，計(jì)算原則是航天器前端和后端同方向的平移發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的推力大小和方向與平移控制力需求相同，且航天器前端和后端同方向的平移發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的力矩大小相等，方向相反； (6)根據(jù)航天器的質(zhì)心位置和姿態(tài)控制力矩需求計(jì)算前后平移發(fā)動機(jī)姿態(tài)開機(jī)系數(shù)ki2，計(jì)算原則是航天器前端和后端反方向的平移發(fā)動機(jī)共同產(chǎn)生力矩的大小和方向與姿態(tài)控制力矩需求相同，且航天器前端和后端反方向的平移發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的推力大小相等，方向相反； (7)確定最終的平移發(fā)動機(jī)總開機(jī)系數(shù)ki＝ki1+ki2；如果計(jì)算得到的平移發(fā)動機(jī)總開機(jī)系數(shù)小于1，則該方向上的平移發(fā)動機(jī)按照燃料節(jié)約的原則組合并按照該系數(shù)開機(jī)；如果計(jì)算得到的平移發(fā)動機(jī)總開機(jī)系數(shù)大于1，則需要對其進(jìn)行歸1化處理，歸1化處理的原則是優(yōu)先姿態(tài)控制； 對于ki，當(dāng)ki＞1時，歸1化處理原則如下 (a)如果ki2≥1，則Fi方向平移發(fā)動機(jī)的開機(jī)系數(shù)為ki＝1，航天器另一端與Fi反方向平移發(fā)動機(jī)的姿控開機(jī)系數(shù)變?yōu)榍襧∈(1，2，3，4，5，6，7，8)；(b)如果ki2＜1，設(shè)Δki＝1-ki2，則Fi平移發(fā)動機(jī)的開機(jī)系數(shù)為ki＝1，航天器另一端與Fi同方向平移發(fā)動機(jī)的姿控開機(jī)系數(shù)變?yōu)閜≠i，且p∈(1，2，3，4，5，6，7，8)； 在得到歸1化處理后的平移發(fā)動機(jī)總開機(jī)系數(shù)ki后，該方向的所有平移發(fā)動機(jī)按照燃料節(jié)約的原則組合，使得該方向按照歸1化處理后的平移發(fā)動機(jī)總開機(jī)系數(shù)ki開機(jī)。
本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點(diǎn)是在航天器交會對接過程中，需要連續(xù)控制位置和姿態(tài)，如果平移發(fā)動機(jī)不過質(zhì)心，會導(dǎo)致位置控制過程中引起較大的姿態(tài)干擾，影響交會對接任務(wù)成敗。本發(fā)明方法中，平移發(fā)動機(jī)同時具有位置控制和姿態(tài)控制能力，航天器質(zhì)心位于兩組平移發(fā)動機(jī)之間，在同時進(jìn)行航天器姿態(tài)、軌道控制時可以最大限度的減少相互干擾，從而提高交會對接時的精度。



圖1為本發(fā)明方法的流程框圖。

具體實(shí)施例方式 一、坐標(biāo)系及象限定義 航天器本體系ob1xb1yb1zb1 其原點(diǎn)ob1為航天器的質(zhì)心，ob1xb1軸為航天器縱軸，指向航天器頭部，ob1yb1軸沿航天器的橫向，垂直于縱軸，與航天器橫向的一個主慣量軸一致，ob1zb1軸與ob1xb1、ob1yb1軸構(gòu)成右手系。
象限定義 從航天器后端沿縱軸向前看，按順時針方向的象限依次為I、II、III、IV。各象限間隔90°，正常在軌飛行時I象限線對地。
二、發(fā)動機(jī)配置 (1)M+N個平移發(fā)動機(jī) 其中M個平移發(fā)動機(jī)分別布置在航天器前端4個象限線上，推力指向外，推力大小分別為f1～fM； 另外N個平移發(fā)動機(jī)分別布置在航天器后端4個象限線上，推力指向外，推力大小分別為fM+1～fM+N。
這M+N個平移發(fā)動機(jī)分別位于質(zhì)心兩側(cè)，主要完成橫向位置控制任務(wù)以及俯仰、偏航姿態(tài)控制任務(wù)。
(2)其它發(fā)動機(jī) 由于上述M+N個平移發(fā)動機(jī)只能完成橫向位置及俯仰、偏航姿態(tài)控制任務(wù)，為完成交會對接六自由度位置和姿態(tài)控制，還需要配置縱向位置控制發(fā)動機(jī)和滾動姿態(tài)控制發(fā)動機(jī)，由于本姿軌控方法不涉及縱向控制和滾動控制，因此對這些發(fā)動機(jī)不作具體要求。
上述平移發(fā)動機(jī)配置的最小數(shù)量為前后各4個(即+y軸、-y軸、+z軸、-z軸)，如果考慮發(fā)動機(jī)冗余備份及安全性等因素，可相應(yīng)的增加數(shù)量。
三、用于位置和姿態(tài)控制的發(fā)動機(jī)組合使用方法 按照上面給出的平移發(fā)動機(jī)配置方案和對應(yīng)的編號，此處給出進(jìn)行位置和姿態(tài)控制時的發(fā)動機(jī)開機(jī)組合，如表1所示，表中F1～F4分別為航天器前端+y軸、-y軸、+z軸、-z軸四個方向平移發(fā)動機(jī)的總推力，表中F5～F8分別為航天器后端+y軸、-y軸、+z軸、-z軸四個方向平移發(fā)動機(jī)的總推力。
表1發(fā)動機(jī)開機(jī)組合順序表
表中k11、k21、k31、k41、k51、k61、k71、k81、k12、k22、k32、k42、k52、k62、k72、k82為平移發(fā)動機(jī)的開機(jī)系數(shù)，代表平移發(fā)動機(jī)的實(shí)際推力輸出控制量，理論值均應(yīng)小于等于1，等于1時表示該方向的所有平移發(fā)動機(jī)均以最大動力輸出。
四、確定航天器的質(zhì)心位置 航天器質(zhì)心位置可以在每次飛行任務(wù)之前，由地面標(biāo)定給出。通常情況下，航天器質(zhì)心位于航天器軸線上。在此假設(shè)航天器的總長度為L米，質(zhì)心位于航天器軸線上距底端H米處。
五、計(jì)算位置控制情況下的平移發(fā)動機(jī)開機(jī)系數(shù) +y軸位置控制時，假設(shè)所需的控制力為Fy，由第三節(jié)給出的平移發(fā)動機(jī)開機(jī)組合，同時考慮位置控制不引起姿態(tài)干擾，可得如下方程組
解方程組可得
+z軸位置控制時，假設(shè)所需的控制力為Fz，由第三節(jié)給出的平移發(fā)動機(jī)開機(jī)組合，同時考慮位置控制不引起姿態(tài)干擾，可得如下方程組
解方程組可得
若已知-y軸和-z軸所需的控制力，與上面的方程類似，也可以求得相應(yīng)的平移發(fā)動機(jī)開機(jī)系數(shù)。
六、計(jì)算姿態(tài)控制情況下的平移發(fā)動機(jī)開機(jī)系數(shù) +y軸姿態(tài)控制時，假設(shè)所需的控制力矩為My，由第三節(jié)給出的平移發(fā)動機(jī)開機(jī)組合，同時考慮姿態(tài)控制不引起位置干擾，可得如下方程組

+z軸姿態(tài)控制時，假設(shè)所需的控制力矩為Mz，由第三節(jié)給出的平移發(fā)動機(jī)開機(jī)組合，同時考慮姿態(tài)控制不引起位置干擾，可得如下方程組

若已知-y軸和-z軸所需的控制力矩，與上面的方程類似，也可以求得相應(yīng)的平移發(fā)動機(jī)開機(jī)系數(shù)。
七、平移發(fā)動機(jī)開機(jī)系數(shù)合成 根據(jù)第五、六節(jié)的計(jì)算結(jié)果，合成各平移發(fā)動機(jī)的開機(jī)總系數(shù)，即Fi方向平移發(fā)動機(jī)的開機(jī)系數(shù)為ki＝ki1+ki2，i＝1，2，3……8，即將兩種開機(jī)系數(shù)相加。
如果計(jì)算得到的平移發(fā)動機(jī)開機(jī)系數(shù)小于1，則表明該方向上要求的推力小于其能提供的最大推力，該方向上的平移發(fā)動機(jī)按照燃料節(jié)約的原則組合，按照該系數(shù)開機(jī)；如果計(jì)算得到的平移發(fā)動機(jī)開機(jī)系數(shù)大于1，則表明該方向上要求的推力超過平移發(fā)動機(jī)的開機(jī)能力(能提供的最大推力)，需要對其進(jìn)行歸1化處理。
歸1化處理的原則是優(yōu)先姿態(tài)控制。對于ki，當(dāng)ki＞1時，歸1化處理步驟如下 (1)如果ki2≥1，則Fi方向平移發(fā)動機(jī)的開機(jī)系數(shù)為ki＝1，航天器另一端與Fi指向相反方向平移發(fā)動機(jī)的姿控開機(jī)系數(shù)變?yōu)閖≠i，且j∈(1，2，3，4，5，6，7，8)；例如k12≥1，則F1方向平移發(fā)動機(jī)的開機(jī)系數(shù)為k1＝1，F(xiàn)6平移發(fā)動機(jī)的姿控開機(jī)系數(shù)變?yōu)椤?br> (2)如果ki2＜1，設(shè)Δki＝1-ki2，則Fi平移發(fā)動機(jī)的開機(jī)系數(shù)為ki＝1，航天器另一端與Fi指向同方向平移發(fā)動機(jī)的姿控開機(jī)系數(shù)變?yōu)閜≠i，且p∈(1，2，3，4，5，6，7，8)；例如k12＜1，設(shè)Δk1＝1-k12，則F1平移發(fā)動機(jī)的開機(jī)系數(shù)為k1＝1，F(xiàn)5平移發(fā)動機(jī)的姿控開機(jī)系數(shù)變?yōu)? 其它平移發(fā)動機(jī)開機(jī)時間的歸1化處理方法與上述步驟類似。
在得到歸1化處理后的開機(jī)系數(shù)后，該方向的所有平移發(fā)動機(jī)按照燃料節(jié)約的原則組合，使得該方向按照處理后的系數(shù)開機(jī)。
本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域技術(shù)人員的公知技術(shù)。
權(quán)利要求
1.基于發(fā)動機(jī)前后配置的姿軌控制方法，其特征在于步驟如下
(1)在航天器的前端和后端分別配置平移發(fā)動機(jī)，其中M個平移發(fā)動機(jī)分別布置在航天器前端4個象限線上，推力指向外，推力大小分別為f1～fM，另外N個平移發(fā)動機(jī)分別布置在航天器后端4個象限線上，推力指向外，推力大小分別為fM+1～fM+N；
(2)建立航天器本體系oxyz，其原點(diǎn)o為航天器的質(zhì)心，x軸為航天器縱軸，指向航天器頭部，y軸沿航天器的橫向，垂直于縱軸，與航天器橫向的一個主慣量軸一致，z軸與x、y軸構(gòu)成右手系；
(3)對平移發(fā)動機(jī)進(jìn)行組合，分別在y軸的正負(fù)方向和z軸的正負(fù)方向?qū)教炱鬟M(jìn)行位置控制和姿態(tài)控制，組合結(jié)果如下
位置控制時+y軸k11*F1+k51*F5
-y軸k21*F2+k61*F6
+z軸k31*F3+k71*F7
-z軸k41*F4+k81*F8
姿態(tài)控制時+y軸k42*F4+k72*F7
-y軸k32*F3+k82*F8
+z軸k12*F1+k62*F6
-z軸k22*F2+k52*F5
其中，F(xiàn)1～F4分別為航天器前端+y軸、-y軸、+z軸、-z軸四個方向平移發(fā)動機(jī)f1～fM的總推力，F(xiàn)5～F8分別為航天器后端+y軸、-y軸、+z軸、-z軸四個方向平移發(fā)動機(jī)fM+1～fM+N的總推力，k11、k21、k31、k41、k51、k61、k71、k81、k12、k22、k32、k42、k52、k62、k72、k82為平移發(fā)動機(jī)的開機(jī)系數(shù)，代表平移發(fā)動機(jī)的實(shí)際推力輸出控制量；
(4)獲取航天器的質(zhì)心位置；
(5)根據(jù)航天器的質(zhì)心位置和平移控制力需求計(jì)算前后平移發(fā)動機(jī)位置控制開機(jī)系數(shù)ki1，i＝1，2，3……8，計(jì)算原則是航天器前端和后端同方向的平移發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的推力大小和方向與平移控制力需求相同，且航天器前端和后端同方向的平移發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的力矩大小相等，方向相反；
(6)根據(jù)航天器的質(zhì)心位置和姿態(tài)控制力矩需求計(jì)算前后平移發(fā)動機(jī)姿態(tài)開機(jī)系數(shù)ki2，計(jì)算原則是航天器前端和后端反方向的平移發(fā)動機(jī)共同產(chǎn)生力矩的大小和方向與姿態(tài)控制力矩需求相同，且航天器前端和后端反方向的平移發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的推力大小相等，方向相反；
(7)確定最終的平移發(fā)動機(jī)總開機(jī)系數(shù)ki＝ki1+ki2；如果計(jì)算得到的平移發(fā)動機(jī)總開機(jī)系數(shù)小于1，則該方向上的平移發(fā)動機(jī)按照燃料節(jié)約的原則組合并按照該系數(shù)開機(jī)；如果計(jì)算得到的平移發(fā)動機(jī)總開機(jī)系數(shù)大于1，則需要對其進(jìn)行歸1化處理，歸1化處理的原則是優(yōu)先姿態(tài)控制；
對于ki，當(dāng)ki＞1時，歸1化處理原則如下
(a)如果ki2≥1，則Fi方向平移發(fā)動機(jī)的開機(jī)系數(shù)為ki＝1，航天器另一端與Fi反方向平移發(fā)動機(jī)的姿控開機(jī)系數(shù)變?yōu)閖≠i，且j∈(1，2，3，4，5，6，7，8)；
(b)如果ki2＜1，設(shè)Δki＝1-ki2，則Fi平移發(fā)動機(jī)的開機(jī)系數(shù)為ki＝1，航天器另一端與Fi同方向平移發(fā)動機(jī)的姿控開機(jī)系數(shù)變?yōu)閜≠i，且p∈(1，2，3，4，5，6，7，8)；
在得到歸1化處理后的平移發(fā)動機(jī)總開機(jī)系數(shù)ki后，該方向的所有平移發(fā)動機(jī)按照燃料節(jié)約的原則組合，使得該方向按照歸1化處理后的平移發(fā)動機(jī)總開機(jī)系數(shù)ki開機(jī)。
全文摘要
基于發(fā)動機(jī)前后配置的姿軌控制方法，在航天器的前端和后端分別配置平移發(fā)動機(jī)，對發(fā)動機(jī)開機(jī)進(jìn)行組合，分別在航天器橫向運(yùn)動方向、俯仰和偏航方向?qū)教炱鬟M(jìn)行位置控制和姿態(tài)控制。根據(jù)航天器質(zhì)心位置，由平移控制力需求計(jì)算前后平移發(fā)動機(jī)位置開機(jī)系數(shù)ki1，計(jì)算原則是航天器前、后同方向的發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的推力大小和方向與控制力需求相同，且前、后發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的力矩大小相等；由姿態(tài)控制力矩需求計(jì)算前后發(fā)動機(jī)姿態(tài)開機(jī)系數(shù)ki2，計(jì)算原則是航天器前、后反方向的發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的力矩大小和方向與控制力矩需求相同，且前、后反方向發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的推力大小相等；最后計(jì)算平移發(fā)動機(jī)總開機(jī)系數(shù)ki＝ki1+ki2并進(jìn)行歸1化處理后開發(fā)動機(jī)完成姿軌控制。
文檔編號B64G1/24GK101758933SQ200910243278
公開日2010年6月30日 申請日期2009年12月30日 優(yōu)先權(quán)日2009年12月30日
發(fā)明者張昊, 解永春, 王敏 申請人:北京控制工程研究所