推力分配

推力分配（thrust allocation）一般是指太空飛行器上關於推力器的分配問題，使得控制系統對太空飛行器的控制達到最優。有關研究大都是關於太空飛行器推力分配算法研究，比如交會對接太空飛行器推力分配算法研究、冗餘配置太空飛行器推力動態分配方法研究等。

基本介紹

• 中文名：推力分配
• 外文名：thrust allocation
• 實質：推力器分配問題
• 研究：推力分配算法
• 一級學科：航天科技
• 二級學科：太空飛行器

背景

太空飛行器控制系統是完成太空飛行器沿預定軌道精確運行和以高精度高穩定地保持任務姿態等任務的重要分系統，主要由敏感器、控制算法和執行機構等部分組成。自航天時代伊始，航天界就圍繞上述三部分開展了大量的理論研究、技術攻關、產品研製和工程套用等工作，實現了從近地到深空、從衛星到空間站等各類型太空飛行器的姿態和軌道控制，極大推動了航天技術的快速發展及廣泛套用。

截至目前，航天領域已研製並廣泛套用了推力器、飛輪、控制力矩陀螺以及磁力矩器等多種類型的執行機構，其中，推力器利用工質噴射產生反作用推力，並根據其推力矢量是否通過太空飛行器質心，產生力或者同時產生力和力矩，成為一類既能用於軌道控制，又能用於軌道控制的執行機構，且是唯一一種常用的軌道控制執行機構，也是一種只能產生單向推力的執行機構，正是由於推力器具有的顯著特點，在太空飛行器控制中具有不可替代的作用。

為確保太空飛行器在軌運行的可靠性，常採用冗餘配置設計理念增加系統的冗餘度，構成一類過驅動系統。尤其是對要求高可靠性的載人飛船、高機動性能的空天飛機以及高控制性能的貨運飛船等，都配置了遠多於控制自由度數量的推力器。如俄羅斯聯盟號飛船共有27套推力器，包括1台2940N的軌道控制推力器、14台推力為130N的大姿態控制推力器和12台推力為26N的小姿態控制推力器；進步號貨運飛船配置了29台推力器，比聯盟號多了2台小姿態控制發動機；歐空局的ATV貨運飛船共安裝了4台490N的軌道控制推力器，28台220N姿態控制推力器；日本的HTV 的主推進系統包括4台490N發動機，28台110N姿態控制發動機；神舟號載人飛船更是配置了多達52台推力器，分別裝在三個艙段構成三套獨立的推進系統。

由於配置了遠超過控制自由度數量的推力器，使得太空飛行器對期望的控制量的推力器分配方案並不唯一，如何完成由期望控制量形成推力器控制指令成為一大問題。諸多學者針對推力器分配問題提出了多種方法，包括固定分配列表法和動態分配法等，並在實際工程任務中得以套用。其中，固定分配列表法是依據推力器的布局，事先制定好推力器的分配列表，並且在運行中自始至終都採用此方案，但它的主要缺點是需要事先制定好推力的分配列表，這包括推力器發生故障時的推力分配列表，因此需要占用特別大的星上存儲空間，特別是靜態推力器列表無法考慮執行機構特性，無法對該特性實時地調整分配策略應對不可預見的跟蹤誤差。尤其是對於有數十套推力器配置的太空飛行器，採用傳統列表法面臨更大的問題。

控制分配是上世紀90年代出由Durham等學者針對多操縱面飛行器而提出的一種控制設計方法，在考慮各類約束和目標情況下，將期望控制量動態分配給各執行機構，以使執行機構輸出與期望控制量儘可能一致。通過引入控制分配環節至控制系統中，把傳統的控制系統設計分為控制分配與控制算法兩部分設計，前者在不考慮執行機構而專注於滿足整個控制系統穩定和性能等控制律設計，後者負責期望控制量在冗餘執行機構間的分配工作。控制分配算法有效地隔離了執行機構和控制算法，控制算法設計得到了簡化，並且通過控制分配環節的引入為控制系統設計提供了新的自由度。近年來，有多位學者將控制分配方法套用於太空飛行器推力分配問題，形成了諸多推力器分配算法，是過驅動太空飛行器推力器分配的有效途徑。

然而，現有關於控制分配的研究多採用最佳化等數學手段，使執行機構輸出儘可能與期望控制量相吻合，較少關注冗餘執行機構和控制分配環節所提供的冗餘自由度（余度）的利用。

太空飛行器推力器分配問題

隨著太空飛行器系統日趨複雜，控制性能日益提升，實際套用中對控制系統的可靠性、安全性與有效性都提出了更高的要求，傳統方式單一控制目標由單一驅動實現，而這已經不能滿足複雜的控制系統的高可靠性要求，因此通常為太空飛行器配備有遠多於其控制自由度數量的推力器而構成一類過驅動控制系統。過驅動控制系統的基本思路是通過多組執行機構的方式達到近似的控制效應，並且採用控制分配的方法，把控制指令有效、合理地分配至各個執行器上。過驅動控制系統在部分執行機構故障情形下，仍然具備全向控制力或力矩輸出能力。同時，冗餘配置使得構型滿足控制系統要求的指令並不唯一，因此需要解決太空飛行器推力器分配問題。

20世紀60年代，Crawford針對阿波羅登月艙進行冗餘推力器配置的控制系統設計，並定義了最小冗餘系統以及冗餘度判斷方法，此後鮮有學者針對該類問題繼續展開深入研究，直到Peña等嘗試將控制分配問題引入航天領域，該方向才再次受到熱切關注，然而如何根據系統設計指標與約束條件設計出滿足要求的冗餘配置構型仍是亟待解決的問題。對於給定構型，可通過多種技術指標考察其控制能力。Peña等給出了推力器系統產生任意方向力或力矩的充要條件，並解決滿足力矩輸出的同時使力輸出最大化、允許單個推力器失效下的構型設計等問題。對於需要具備一定抗干擾能力的控制系統，Wiktor定義最小控制能力曲線描述給定配置的最小控制能力，用於評價給定構型對於有界干擾的抑制能力；Jin等在Wiktor工作基礎上提出基於標準最小控制能力描述方法設計推力器構型，其生成的安全邊界也可用於界定推力器系統對於有界干擾的抵抗能力。王敏等針對複雜推力器配置提出面向任務的可行性分析方法，實現了複雜配置控制能力分析的量化估計。在控制分配問題提出伊始，Durham即給出了冗餘舵機配置的力矩可達集精確描述方法，Bolender等研究了非線性輸出執行機構的可達集描述方法，但二者均未考慮力/力矩輸出可能附帶產生力矩/力輸出的特殊情況。在配置冗餘推力器且需重點考慮軌道、姿態耦合因素的航天控制任務中，現有方法已無法客觀反映系統的實際控制能力。

目前來看，推力器控制分配算法主要可分為兩大類：動態控制分配方法和靜態控制分配方法。動態控制分配方法是指根據推力器模型、約束條件以及最優目標，將控制分配問題轉化為數學模型，並基於數學最佳化方法實現控制指令的實時分配，包括廣義逆法、線性規劃方法、二次規划算法等，該類控制分配方法具有容錯性能強、魯棒性好的特點，但由於需要實時最佳化求解，計算過程複雜，對星載計算機的要求高，難以工程套用。而靜態控制分配方法是根據太空飛行器預先設定的機動和控制模式確定出相應的推力器組合，並將其存儲於星載計算機中，這類方法以近年由歐空局在ATV研製時提出的指令分配查表法為代表，它能夠克服最佳化算法線上實時計算速度慢、占用過多計算資源等缺點，具有控制能力強、推力器使用效率高、實時計算速度快等優點，套用前景廣闊。

Finn Ankersen針對查表法，提出了推力器管理函式的概念，重點論述了該方法在星載計算機中的實現問題，而針對推力器列表的制定方法，國內學者王敏、解永春等人對該問題進行了詳細論述，給出了一種代數方法制定最優推力器組合列表，但由於該方法是在m維指令由m個推力器完成的假設下完成列表制定，限制了推力器的分配空間。

交會對接太空飛行器推力分配算法研究

簡介

推力器在太空飛行器控制中具有廣泛的套用。為了確保太空飛行器在軌可靠運行，現有設計理念通常採用冗餘配置系統，這使得由控制算法給出的期望控制量到推力器控制指令的分配方案並不唯一。傳統上大都是根據推力器布局，預先制定分配列表，該方法的主要缺點是需要預先制定推力器分配列表，包括推力器故障時的分配列表，它需要占用大量的星上存儲空間，且採用這種分配方式也無法實時地調整分配策略應對不可預見的推力器故障。

對於太空飛行器交會對接等空間目標逼近任務，由於需要同時控制追蹤太空飛行器相對於目標太空飛行器的相對位置和相對姿態，因此傳統上軌道和姿態控制系統需分別配備推進系統，獨立進行軌道和姿態控制。交會對接最後接近段的軌道與姿態運動耦合嚴重，若能通過公用一套推進系統實現軌道和姿態運動的一體化控制(Integrated Control)，則既能提高太空飛行器的執行精度和對推力器故障的容錯能力，又能節省部分硬體、節約燃料，而軌道和姿態一體化控制將導致推力器分配問題更為複雜，很難採用預先制定分配列表的方法。

控制分配方法(Control Allocation)是由控制算法給出的期望控制量出發，在各類型約束條件和最優目標下，將期望控制量在冗餘配置的執行機構間進行分配，使執行機構實際控制輸出儘可能與期望控制量相吻合的一種控制設計技術，具有控制分配環節的太空飛行器控制系統如圖1所示。

在執行機構存在冗餘的條件下，控制分配方法可以實現某一最佳化準則或約束下的最佳化分配，提高系統對執行機構故障的容錯能力。它作為一種先進的冗餘控制設計方法正引起國內外眾多科研工作者的廣泛關注，在控制分配方法、性能理論分析及仿真驗證等方面取得了眾多研究成果，並在水下機器人、船舶、汽車、飛機、飛彈、可重複使用太空飛行器、再入飛行器以及太空飛行器等領域的套用研究也取得實質性的進展。

該研究旨在對控制分配技術在太空飛行器推力分配問題中的套用進行初步探索性研究，並進一步以交會對接太空飛行器軌道與姿態控制為套用背景，探討推力控制分配方法用於解決以推力器為執行機構的軌道與姿態一體化控制問題的可行性。

研究結果

針對具有冗餘配置推力器系統的太空飛行器在軌控制，該研究提出了一種基於控制分配技術的推力器動態分配新方法，並以太空飛行器交會對接軌道與姿態控制為套用背景，進一步探討了控制分配技術用於解決以推力器為執行機構的軌道與姿態一體化控制問題的可行性，最後進行開環仿真驗證與六自由度閉環數學仿真驗證，驗證了推力分配方法在太空飛行器交會對接軌道與姿態一體化控制任務中的有效性。

該研究僅是對控制分配算法的初步探索研究，後續仍有大量工作，如將該算法在MicroSim仿真平台上進行物理仿真驗證，以及分析最小推力限制及推力偏差等影響下的控制分配算法及其性能等研究。