一种可智能变构的航天器及其变构型规划方法

本发明涉及航天器，具体涉及一种可智能变构的航天器及其变构型规划方法。

背景技术：

1、传统的航天器（卫星）普遍采用“整体设计、一次使用、单一任务”的研制模式。这类航天器由电源、推进、姿态控制、有效载荷等分系统集成于一个固定的整体结构中，其构型、功能和性能在发射前即已确定，在轨运行期间无法改变。

2、随着空间任务日趋复杂化和多样化，传统固定构型航天器的局限性日益凸显。首先，单一能力和固定结构使其难以适应在轨出现的新任务需求或突发任务，也无法对故障模块进行替换或修复，导致任务适应性差、在轨维护成本高。其次，传统航天器通过整体姿态机动来改变载荷指向，不仅响应速度慢，而且需要消耗大量推进剂，严重限制了卫星的工作寿命。再次，为了实现高分辨率对地观测或干涉测量等需要长基线的任务，传统方案往往采用多星编队飞行，但星间基线稳定度受编队控制精度制约，且星间信息共享依赖无线链路，存在时间同步精度低、数据融合困难等问题。此外，单一大型航天器受运载火箭整流罩包络限制，其规模难以进一步扩大；而微小卫星虽可批量发射，但单星能力有限，难以形成复杂系统功能。

3、为克服上述问题，近年来出现了模块化可重构航天器的概念。例如，德国dlr提出的iboss方案以及美国darpa的phoenix计划，均尝试将航天器分解为若干具有标准接口的功能模块，通过在轨更换或重组实现系统升级或故障修复。然而，现有模块化航天器方案大多仍停留在模块级替换或简单的刚性连接组合层面，缺乏对航天器变构型过程的系统运动学、动力学建模以及最优轨迹规划方法，无法实现复杂、高效、自主的在轨构型变换以适应多变的载荷指向和基线需求。

4、因此，如何提供一种能够根据任务需求快速、自主、优化地改变航天器拓扑构型，同时保证变构过程的安全性和燃料经济性的方法，以及实现该方法的模块化可重构航天器，成为本领域亟待解决的技术问题。

技术实现思路

1、为实现本发明目的，本技术提供了一种可智能变构的航天器的变构型规划方法，包括：

2、步骤s1：根据接收到的目标构型需求，获取航天器的当前构型状态；

3、步骤s2：基于所述当前构型状态和所述目标构型需求，建立用于描述关节机构运动与航天器位姿变化之间映射关系的变构型规划模型；

4、步骤s3：将所述变构型规划模型转化为以关节空间运动轨迹为优化目标的离散化最优控制问题；

5、步骤s4：采用hp自适应伪谱法对所述离散化最优控制问题进行求解，生成满足预设约束条件的最优关节运动轨迹序列。

6、在其中一些具体实施例中，步骤s2中，建立所述变构型规划模型包括：

7、建立描述关节机构角度与基元、连杆位姿映射关系的位置级运动学模型；

8、对所述位置级运动学模型进行微分，建立描述关节机构角速度与基元、连杆速度映射关系的速度级运动学模型；

9、建立考虑空间自由漂浮状态下关节机构与基座之间动力学耦合作用的动力学模型。

10、在其中一些具体实施例中，步骤s4包括：

11、步骤a：初始化时间区间划分和配点数量，对所述变构型规划模型进行离散化；

12、步骤b：计算每个时间区间内的离散化误差；

13、步骤c：判断各时间区间内的离散化误差是否满足预设精度要求；

14、步骤d：对于不满足精度要求的时间区间，根据误差大小决策增加当前区间的配点数量或对该时间区间进行进一步细分；

15、步骤e：在调整后的时间区间划分和配点设置下重新进行离散化，直至所有时间区间均满足精度要求；

16、步骤f：采用序列二次规划算法对最终满足精度要求的离散化模型进行求解，得到最优关节运动轨迹序列。

17、在其中一些具体实施例中，所述步骤f中，以燃料消耗最小化或变换时间最短化为优化目标，对所述离散化模型求取最优解。

18、在其中一些具体实施例中，步骤s4中，所述预设约束条件包括关节机构角度约束、角速度约束、角加速度约束以及构型变换过程中的避碰约束。

19、为实现本发明目的，本技术还提供了一种可智能变构的模块化可重构航天器，所述航天器采用上述的变构型规划方法进行构型变换。

20、在其中一些具体实施例中所述航天器包括：

21、多个卫星基元，每个卫星基元为集成有卫星分系统的独立结构；

22、多个关节机构，连接在相邻的所述卫星基元之间，用于提供相对运动自由度；

23、所述卫星基元与所述关节机构通过标准化接口进行可拆卸连接。

24、在其中一些具体实施例中，所述卫星基元包括平台层、连接层和载荷层；所述关节机构由多种电机模块和连接模块组合构成，可组装为单自由度旋转关节、三自由度腕关节或五自由度机械臂。

25、在其中一些具体实施例中所述标准化接口为机、电、热一体化集成接口。

26、在其中一些具体实施例中，所述多个卫星基元和多个关节机构根据任务需求组合为直线构型、扭转型构型或弯折型构型。

27、上述技术方案的有益效果：

28、与现有技术相比，本发明所提供的可智能变构的模块化可重构航天器及其变构型规划方法，具有以下有益效果：

29、1.提高了航天器任务适应性与快速响应能力：本发明通过建立模块化自重构航天器的运动学模型和动力学模型，将变构型规划问题转化为离散化最优控制问题，并采用hp自适应伪谱法结合序列二次规划求解，能够根据任意给定的初始构型和目标构型，快速生成满足多种约束条件的最优关节运动轨迹。相比现有技术中依靠人工预编程或简单的姿态机动方式，本发明实现了变构型过程的智能化和自主化，使航天器能够在轨灵活切换为直线构型、扭转型构型或弯折型构型，从而匹配不同载荷对指向和基线的要求，真正做到“一星多能”。

30、2.显著节省燃料并延长航天器在轨寿命：本发明利用模块间的关节机构进行变型以改变载荷指向，相比于传统敏捷卫星通过整体姿态调整改变指向的方式，关节机构运动所需消耗的燃料极少，且响应更快捷。同时，变构型规划方法以燃料消耗最小化或变换时间最短化为优化目标，进一步降低了变构过程中的能耗，从而有效延长了航天器的在轨工作寿命。

31、3.提升了多载荷协同的时间同步与数据融合精度：与分布式卫星系统通过星间链路实现信息共享的方式不同，本发明的模块化可重构航天器各基元之间通过标准化接口实现有线连接，能够在变构型后仍然保持高速、低延迟、高可靠的电气和通信连接，从而易于实现多源载荷的纳秒级时间同步和同时相信息融合处理，显著提升成像、雷达干涉等多载荷协同任务的性能。

32、4.增强了系统的可靠性与可维护性：由于采用了模块化设计，且所有模块通过机、电、热一体化标准接口连接。在轨运行时，若某一模块发生故障，可根据本发明的方法规划备用模块替换故障模块的变构运动轨迹，实现自我修复。相比于现有不可维修的传统卫星，本发明大大提高了系统的鲁棒性和在轨使用寿命。

33、综上所述，本发明在航天器构型灵活性、任务适应性、在轨寿命、数据融合精度及系统可靠性等方面均取得了显著优于现有技术的进步，具有广阔的应用前景。