本发明涉及一种多执行机构飞行器分配控制方法及系统，尤其涉及航天飞行器领域的姿态控制。
背景技术：
对于普通航天飞行器，尤其是大型航天飞行器，一般配备较多的执行机构，如推力器、飞轮、磁力矩器等。这些执行机构通过给航天器本身施加反作用力来实现姿态稳定或姿态机动。推力器的控制机理为向外部释放一定质量的物质来实现控制力矩的获取，其优点在于快速、推力大，其缺点在于无法长期使用，原因是燃料存储受限。飞轮控制的机理在于通过自身的旋转来实现与航天器本身的角动量交换，从而产生控制力矩，其优点在于连续、稳定、不消耗燃料质量，仅需要电能就可实现转速的提高或降低，其缺点在于力矩大小一般受限，无法执行快速的姿态机动，且转速过零时控制品质变差，转速也容易饱和。磁力矩器控制的机理在于与地球磁场相互作用来产生控制力矩，其优点在于可靠性高、不消耗燃料，其缺点在于控制力矩更小，控制周期长。
在连续高频计算的场景下，需要实现飞行器上各自执行机构根据其特点进行优化分配控制，因此需要一种进行飞行器角动量连续分配控制的方法及系统。
技术实现要素：
为了缓解现有技术存在的不足，本发明的目的在于提供一种多执行机构飞行器分配控制方法及系统。
第一方面，本发明提供了一种多执行机构飞行器分配控制方法，运行于计算周期为t的飞行器上，飞行器的执行机构包含飞轮和推力器，包括：获取飞行器所需的角动量p；如果
进一步地，获取飞行器所需的角动量p的方法包括：根据飞行器姿态信息计算获得；或根据飞行器遥控指令内容获得。
进一步地，力矩阈值f的确定方法包括：力矩阈值f小于或等于飞轮在t时间内输出的最大力矩；且力矩阈值f的大小受限于飞轮的最大或最小转速。
进一步地，使用飞轮进行角动量p的方法包括：飞行器包含的所有飞轮在t时间内输出的角动量矢量构成矩阵m；在矩阵m中选择三个矢量构成矩阵b，即b＝[mi，mj，mk]，mi是序号为i的飞轮在t时间内输出的角动量矢量，mj是序号为j的飞轮在t时间内输出的角动量矢量，mk是序号为k的飞轮在t时间内输出的角动量矢量；设置cb＝[1，1，1]，cn＝[1，1...，1]，cn的列数与矩阵m的列数相同，设置m、cb的第i、j、k列为零，设置μ＝b-1*p，θ＝cb*b-1*m-cn，如果μ的分量均大于或等于0，且θ的分量均小于或等于0，那么μ的分量是序号为i、j、k的飞轮角动量分配系数；如果存在μ的分量小于0或存在θ的分量大于0，在矩阵m中重新选择三个矢量构成矩阵b，直至μ的分量均大于或等于0，且θ的分量均小于或等于0。
进一步地，使用推力器进行角动量p的方法包括：飞行器包含的所有推力器输出的力矩矢量构成矩阵m；在矩阵m中选择三个矢量构成矩阵b，即b＝[mi，mj，mk]，mi是序号为i的推力器输出的力矩矢量，mj是序号为j的推力器输出的力矩矢量，mk是序号为k的推力器输出的力矩矢量；设置cb＝[1，1，1]，cn＝[1，1...，1]，cn的列数与矩阵m的列数相同，设置m、cb的第i、j、k列为零，设置μ＝b-1*p，θ＝cb*b-1*m-cn，如果μ的分量均大于或等于0，且θ的分量均小于或等于0，那么μ的分量是序号为i、j、k的推力器的工作时间；如果μ的分量大于或等于t，那么设置分量对应的推力器工作，否则设置分量对应的推力器不工作。如果存在μ的分量小于0或存在θ的分量大于0，在矩阵m中重新选择三个矢量构成矩阵b，直至μ的分量均大于或等于0，且θ的分量均小于或等于0。
可选地，选择三个矢量构成矩阵b包括：三个矢量线性无关；且根据飞轮的工作状态，或推力器的累计工作时间选择。
第二方面，本发明提供了一种多执行机构飞行器分配控制系统，运行于计算周期为t的飞行器上，飞行器的执行机构包含飞轮和推力器，该控制系统包括：角动量指令模块，获取飞行器所需的角动量p；执行机构选择模块，如果
本发明提供的技术方案可以包括以下有益效果：解决了航天器的多执行机构连续分配控制的优化问题。针对飞轮控制能够节省电量消耗、平衡总角动量；针对喷气控制能够增加控制效率、降低燃料消耗。
应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本公开。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一种实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明第一实施例的一种多执行机构飞行器分配控制方法流程图；
图2是本发明第二实施例的一种多执行机构飞行器分配控制系统结构示意图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。
实施例一：
图1是本发明第一实施例的一种多执行机构飞行器分配控制方法流程图，如图1所示，该方法包括如下三个步骤。需要进行说明的是，该方法运行于计算周期为t的飞行器上，飞行器的执行机构包含飞轮和推力器。
步骤s101：获取飞行器所需的角动量。具体地，获取飞行器所需的角动量p的方法包括：根据飞行器姿态信息计算获得；或根据飞行器遥控指令内容获得。
在一个可选的实施例中，飞行器的当前姿态信息由安装在飞行器上的敏感器获得，飞行器当前姿态与目标姿态存在差异时，就需要角动量p以驱动飞行器调整至目标姿态。
在另一个可选的实施例中，根据飞行器收到的遥控指令内容，将飞行器当前姿态调整至指令内容规定的姿态，也需要角动量p以驱动飞行器调整至目标姿态。
步骤s102：根据角动量和力矩阈值选择执行机构。具体地，如果
需要说明的是，飞轮提供的控制角动量的能力小于推力器，因此力矩阈值f设置为小于或等于飞轮在t时间内输出的最大力矩。另一方面，由于飞轮在工作时存在饱和工作状态，即存在最大的转速上限，且如果飞轮的转速过零点时控制品质变差，因此力矩阈值f还需要根据当前飞轮的转速情况进行确定。如果飞轮的转速接近饱和或者零点时，那么其能输出的最大力矩受限，会低于一般工作状态。例如设飞轮的转动惯量为j，在t时间内能够提供最大的转速变化为δω，那么飞轮在t时间内提供的最大角动量为j*δω，如果当前飞轮转速ω0接近飞轮的最大转速ωmax，此时在飞轮加速方向所能提供的最大转速变化会出现ωmax-ω0＜δω的情况，那么在加速方向飞轮提供的角动量就会受到最大转速ωmax的限制。同样在飞轮转速接近零点附近，为了确保控制品质也会出现同样的角动量变化限制。
步骤s103：根据执行机构进行角动量分配。
具体地，根据飞轮t时间内输出的角动量，进行角动量p分配方法包括：飞行器包含的所有飞轮在t时间内输出的角动量矢量构成矩阵m；在矩阵m中选择三个矢量构成矩阵b，即b＝[mi，mj，mk]，mi是序号为i的飞轮在t时间内输出的角动量矢量，mj是序号为j的飞轮在t时间内输出的角动量矢量，mk是序号为k的飞轮在t时间内输出的角动量矢量；设置cb＝[1，1，1]，cn＝[1，1...，1]，cn的列数与矩阵m的列数相同，设置m、cb的第i、j、k列为零，设置μ＝b-1*p，θ＝cb*b-1*m-cn，如果μ的分量均大于或等于0，且θ的分量均小于或等于0，那么μ的分量是序号为i、j、k的飞轮角动量分配系数；如果存在μ的分量小于0或存在θ的分量大于0，在矩阵m中重新选择三个矢量构成矩阵b，直至μ的分量均大于或等于0，且θ的分量均小于或等于0。
需要进行说明的是，θ＝cb*b-1*m-cn，其中θ表征了在矩阵m中所选取的三个矢量的组合的效率，如果存在θ的分量大于0，那么说明在m中存在效率更优的矢量组合，以进行角动量的分配控制。在飞轮分配控制中，μ的三个分量代表序号为i、j、k的飞轮角动量的分配系数，即序号为i、j、k的飞轮上的工作量比例。
具体地，根据推力器的输出力矩矢量，进行角动量p分配的方法包括：飞行器包含的所有推力器输出的力矩矢量构成矩阵m；在矩阵m中选择三个矢量构成矩阵b，即b＝[mi，mj，mk]，mi是序号为i的推力器输出的力矩矢量，mj是序号为j的推力器输出的力矩矢量，mk是序号为k的推力器输出的力矩矢量；设置cb＝[1，1，1]，cn＝[1，1...，1]，cn的列数与矩阵m的列数相同，设置m、cb的第i、j、k列为零，设置μ＝b-1*p，θ＝cb*b-1*m-cn，如果μ的分量均大于或等于0，且θ的分量均小于或等于0，那么μ的分量是序号为i、j、k的推力器的工作时间；如果μ的分量大于或等于t，那么设置分量对应的推力器工作，否则设置分量对应的推力器不工作。如果存在μ的分量小于0或存在θ的分量大于0，在矩阵m中重新选择三个矢量构成矩阵b，直至μ的分量均大于或等于0，且θ的分量均小于或等于0。
需要进行说明的是，与飞轮作为执行机构相比，推力器与其相同之处在于θ表征了在矩阵m中所选取的三个矢量的组合的效率。不同之处在于，推力器在不能进行连续调节，只能选择工作与不工作两种状态。因此在计算周期为t的飞行器上，只能选择在t时间内工作与不工作，进而如果μ的分量小于t，设置该分量对应的推力器不工作。
在一个可选的实施例中，选择三个矢量构成矩阵b包括：三个矢量线性无关；且根据飞轮的工作状态，或推力器的累计工作时间选择。
需要进行说明的是，三个矢量线性无关使得b-1在物理意义上存在有效的向量合成。飞轮的工作状态包括转速和转动方向，需要根据飞轮与最大、最小转速的相对值，确定飞轮当前的工作余量，以确定是否使用该飞轮。推力器在工作中也存在使用寿命的问题，根据各推力器的累计工作时间，均匀分配各推力器的工作时间，可以延长系统的可用寿命。
实施例二：
本发明实施例还提供了一种多执行机构飞行器分配控制系统，该系统主要用于执行本发明实施例上述内容所提供的多执行机构飞行器分配控制方法，以下对本发明实施例提供的分配控制系统做具体介绍。
图2是本发明第二实施例的一种多执行机构飞行器分配控制系统结构示意图。如图2所示，该多执行机构飞行器分配控制系统20包括：
角动量指令模块201，获取飞行器所需的角动量p；
执行机构选择模块202，如果
控制指令输出模块203，根据飞轮t时间内输出的角动量，进行角动量p分配；根据推力器的输出力矩矢量，进行角动量p分配。
需要进行说明的是，该系统运行于计算周期为t的飞行器上，飞行器的执行机构包含飞轮和推力器，以配合实施上述系统进行飞行器角动量分配控制。
最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本发明的具体实施方式，用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，本发明的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。