[发明专利]一种姿轨控发动机的耦合方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种姿轨控发动机的耦合方法，特别是发动机配置使得径向位置控制与俯仰姿态耦合，轨道面外位置控制与偏航姿态耦合的情况，适用于交会对接等需要同时进行相对位置和相对姿态控制的任务，属于航天器姿态轨道控制系统方案设计领域。

背景技术

航天器发动机的使用策略，即发动机的控制指令分配算法，直接影响控制作用的实现和推进剂消耗量，因此其设计的好坏对整个控制系统的性能有很重要的影响。特别是对于诸如交会对接这类要求控制精度极高的复杂航天任务来说，地位尤为重要。

针对多执行器高冗余度系统的控制指令分配算法，在飞机、船舶、潜艇等领域内早有相关研究，有最小二乘法、伪逆法等。但这些领域中所考虑的执行机构多为双向执行器，即可以产生正负双向的控制量，而航天器发动机的控制指令分配问题的特殊性就在于，作为执行机构的发动机的单向性，即一个固定安装的发动机只能产生一个方向的控制量。目前较为成熟的发动机控制质量分配算法主要有两种：①早期乃至现在仍在普遍使用的传统指令分配算法实质上是一种查表法。它相当于将原来的多自由度控制分配问题分解为若干个单自由度问题，逐一进行指令分配。这种方法要求在进行推力器配置设计时，使得各控制量方向的推力/力矩可由专门的推力器(组)产生，他们之间是一一对应的关系。这样在进行指令分配时，对于控制器给出的推力/力矩需求，即可使用所谓的“检索表”来查找要用的推力器(组)，并得到每台推力器的工作时间。这种方法有着较快的在线计算速度，但是推进剂消耗较大且控制精度不搞。②早在1969年，就出现了发动机控制指令分配问题的线性规划模型，使得该多自由度控制分配问题可以不用降维，直接通过已有的经典算法来求解。线性规划法的优点在于它能求得指令分配问题的最优解，推进剂消耗小且控制精度高，另外算法的通用性和鲁棒性均较强。但就目前的工程实际情况来说，这种算法会对CPU造成较大的负担，尤其是在同时处理多个(大于20个)发动机时，无法满足实时性和在轨计算量的的要求。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足之处，提供了一种既能减小推进剂消耗又适于工程应用的姿轨控耦合发动机使用策略，包括通过发动机矢量夹角与控制指令夹角的比较进行发动机选择，开机时长的计算以及超界情况下的开机时长处理方法。

本发明的技术解决方案是：

一种姿轨控发动机的耦合方法，其特征在于，包括以下步骤：首先交会对接涉及三轴位置、姿态的六自由度控制任务的六维控制指令分配问题分解为最高为二自由度的子问题，设该二自由度子问题中的两个自由度方向分别为F方向和M方向，其中，F和M方向为六自由度方向中的两个不同方向，然后将该二自由度控制指令分配子问题按以下步骤处理；

设用于该二自由度控制指令分配的n台发动机，编号为1～n；其中，p为交会对接任务总的发动机配置台数，且p≥n≥3，p≥12；

1)计算发动机矢量夹角，具体为：

设编号为i，i∈{1,...n}，的发动机在F方向和M方向的分量记为T_iF和T_iM，则每台发动机与F方向的夹角按下式计算：

如果T_iF≥0且T_iM≥0，θ_i＝arctan(T_iM/T_iF)

如果T_iF<0且T_iM≥0，θ_i＝π+arctan(T_iM/T_iF)

如果T_iF<0且T_iM<0，θ_i＝π+arctan(T_iM/T_iF)

如果T_iF≥0且T_iM<0，θ_i＝2π+arctan(T_iM/T_iF)

从而得到n台发动机与F方向夹角θ₁～θ_n；

2)选择开机发动机

若控制器输出的控制量并非力和力矩的形式，而是开机时间的形式，则需将开机时间按下式化为力或力矩的形式：

其中，a为控制器设计时设定的该方向上的控制能力标称值，△t为控制周期，式中，等效控制量即为转化后的力和力矩；