大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法，涉及一种大型环状空间结构操控方法。为了解决单一作动器同一时刻只能执行同一任务的问题。测量航天器本体的输出状态与目标形状保持的差值、航天器本体的输出状态与目标轨道变更的差值、航天器本体的输出状态与目标姿态调整的差值，根据三种差值，得到执行器任务价值矩阵；采用分配算法依次为第一类任务、第二类任务和第三类任务选择执行器来执行相应任务；为每类任务使用的执行器匹配对应类型控制器，使航天器本体中的三类执行器在三种类型控制器驱动下同时工作。它用于根据执行器的方位、空间分布特征进行任务分配，实现高效的操控。
1.大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
步骤1、航天器的姿态调整控制器、轨道变更控制器和形态保持控制器对接收到的目标状态分别进行解析，输出作动力作用到航天器本体上，测量航天器本体的输出状态，并将目标状态分解为目标姿态调整、目标轨道变更和目标形状保持；
步骤2、测量航天器本体的输出状态与目标形状保持的差值、航天器本体的输出状态与目标轨道变更的差值、航天器本体的输出状态与目标姿态调整的差值，根据三种差值，对航天器本体中每个执行器执行形状保持、轨道变更、姿态调整三类任务中任一任务的过程进行价值评估，得到执行器任务价值矩阵，执行器任务价值矩阵包括三列向量，分别对应三类任务；
步骤3、将形状保持、轨道变更、姿态调整三类任务按照设定顺序排列成第一类任务、第二类任务和第三类任务，采用分配算法依次为第一类任务、第二类任务和第三类任务选择执行器来执行相应任务，每次选择方法为：从执行器任务价值矩阵中选出对应数量的最大几个元素对应的执行器来执行相应任务，并将选出的执行器所在行清零；
步骤4、为每类任务使用的执行器匹配对应类型控制器，使航天器本体中的三类执行器在三种类型控制器驱动下同时工作；
步骤5、若航天器本体的输出状态未达到目标状态，则执行步骤2至步骤5，直到航天器输出状态达到目标状态；
步骤3中，采用分配算法依次为第一类任务、第二类任务和第三类任务选择执行器来执行相应任务，具体为：采用分配算法找到设定顺序中第一个任务在执行器任务价值矩阵中对应的列向量，按照设定的第一个任务需要的执行器数量从该列向量中选取前几个最大元素对应的执行器，执行第一个任务，将执行第一个任务使用的执行器位于执行器任务价值矩阵中的行进行清零得到清零后矩阵，表示执行第一个任务使用的执行器只负责执行第一个任务，而不执行其他任务，然后找到设定顺序中第二个任务在清零后矩阵中对应的列向量，按照设定的第二个任务需要的执行器数量从该列向量中选取前几个最大元素对应的执行器，执行第二个任务，将执行第二个任务使用的执行器在清零后矩阵中的行清零得到新矩阵，然后找到设定顺序中第三个任务在新矩阵中的列向量，按照设定的第三个任务需要的执行器数量从该列向量中选取前几个最大元素对应的执行器，执行第三个任务，按照此方式为每个任务分配好执行器。
2.根据权利要求1所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法，其特征在于，航天器本体的输出状态与目标形状保持的差值δdi表示为：δdi＝di‑d'i， 公式1
式中，di为航天器单元质心距离整体航天器质心的目标距离；d'i为航天器单元质心距离整体航天器质心的当前状态距离。
3.根据权利要求1所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法，其特征在于，航天器本体的输出状态与目标轨道变更的差值δoi：式中，ai为当前状态轨道半长轴，ei为当前状态轨道偏心率，ii为当前状态轨道倾角，ai'为目标状态轨道半长轴，ei'为目标状态轨道偏心率，ii'为目标状态轨道倾角。
4.根据权利要求1所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法，其特征在i
于，航天器本体的输出状态与目标姿态调整的差值qe：
式中，当前输出状态的三个欧拉姿态角：俯仰角为 偏航角为ψ0，滚动角γ0，期望目i i i i i标姿态的欧拉姿态角位置 则 δψ＝ψcx‑ψ0，δγ ＝γ cx‑
γ0， 为期望俯仰角，ψcx为期望偏航角，γcx为期望滚动角。
5.根据权利要求1所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法，其特征在于，执行器任务价值矩阵：式中，Jip为i执行器进行姿态调整时的综合价值，Jip＝Jipp+Jipo+Jipf，Jipp为i执行器进行姿态调整时的直接价值；Jipo为i执行器进行姿态调整时的对轨道变更的间接价值；Jipf为i执行器进行姿态调整时对形状保持的间接价值；Jipp＝α·Fi·cosθi·riΩi，α为调姿任务的价值函数加权系数，Fi为i位置执行器所能产生的最大作动力，θi为航天器单元当前状态i i与目标姿态的角度偏差参量，θi＝||qe||∞，qe为航天器本体的输出状态与目标姿态调整的差值，ri为执行器方向与质心之间的距离，ri＝|δdi|，δdi为航天器本体的输出状态与目标形状保持的差值；Ωi为航天器本体调姿相关的质量特性，Jipo＝βOi(Fi,mi,ri,θi,si)·Πi，β为姿态调整对变轨任务影响加权系数；Oi为调姿作动力对航天器轨道变更的影响函数；si为轨道变更差值参量，si＝||δoi||2，δoi为航天器本体的输出状态与目标轨道变更的差值；mi为航天器单元的质量；Πi航天器本体变轨相关的质量特性， χ姿态调整对维形任务的影响加权系数， 航天器本体维形相关的质量特性；fi为调姿作动力对航天器形状保持的影响函数；
Jio＝Jiop+Jioo+Jiof，Jio为i执行器变轨任务的综合价值，Jiop为i执行器进行轨道变更时对姿态调整的间接价值；Jioo为i执行器进行轨道变更时的直接价值；Jiof为i执行器进行轨道变更时的对形状保持的间接价值；Jif＝Jifp+Jifo+Jiff，Jif为i执行器进行形状保持时的综合价值，Jifp为i执行器进行形状保持时对姿态调整的间接价值；Jifo为i执行器进行形状保持时的对轨道变更的间接价值；Jiff为i执行器进行形状保持时的直接价值。
6.根据权利要求1所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法，其特征在于，步骤2中，采用航天器感知系统测量航天器本体的输出状态。
7.根据权利要求1所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法，其特征在于，设定顺序为：轨道变更任务、形状保持任务和姿态调整任务。
8.根据权利要求1所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法，其特征在于，步骤2中，根据三种差值和利用航天器执行器任务估值算法，对航天器本体中每个执行器执行形状保持、轨道变更、姿态调整三类任务中任一任务过程进行价值评估，得到执行器任务价值矩阵。
9.根据权利要求1所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法，其特征在于，步骤1中，采用任务分解算法将航天器目标状态分解为目标姿态调整、目标轨道变更和目标形状保持。
10.根据权利要求1所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法，其特征在于，航天器本体包括航天器动力系统和航天器本体结构；
航天器本体结构包括多个航天器单元(1)、连接桁架结构件(2)和执行器(3)，多个航天器单元(1)呈圆环状排布，每相邻两个航天器单元(1)之间依靠连接桁架结构件(2)连接，每个航天器单元(1)结构上布置一个执行器(3)。
大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法
技术领域
[0001] 本发明涉及一种大型环状空间结构操控方法，具体涉及一种大型航天器的环状空间结构操控过程的分布式控制与决策方法。
背景技术
[0002] 由于当前对航天任务需求的不断提高，航天器结构正日益朝着大型化和轻量化的方向发展。我国正在实施的载人航天、月球探测、高分辨率对地观测系统等航天重大科技工1 2
程也迫切需求特征尺寸为10～10m量级的大型空间结构。
[0003] 由于航天器姿态信息的测算需要通过姿态敏感器如星敏感器、姿态传感器等，执行器通常为RW反作用轮、偏置动量轮等；航天器轨道变更的执行器通常为大冲击力的火箭发动机、电力推进等方式，测定轨技术的敏感器通常为全球卫星导航系统GNSS、红外高度测量仪等；而维形过程的振动抑制过程，小型航天器通常依靠被动式振动抑制，如阻尼器等方式实现，未对其形状维持进行主动操作。基于以上可知，姿态调整、轨道变更和形状保持的敏感器/执行器属于不同类型，其采样频率及量级差异大，因此三项任务无法在同一个回路中实现控制，所以对于大型空间结构，单一作动器同一时刻只能执行同一任务。
发明内容
[0004] 本发明的目的是为了解决单一作动器同一时刻只能执行同一任务的问题，提出了大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法。
[0005] 大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法，所述方法包括以下步骤：
[0006] 步骤1、航天器的姿态调整控制器、轨道变更控制器和形态保持控制器对接收到的目标状态分别进行解析，输出作动力作用到航天器本体上，测量航天器本体的输出状态，并将目标状态分解为目标姿态调整、目标轨道变更和目标形状维持；
[0007] 步骤2、测量航天器本体的输出状态与目标形状保持的差值、航天器本体的输出状态与目标轨道变更的差值、航天器本体的输出状态与目标姿态调整的差值，根据三种差值，对航天器本体中每个执行器执行形状维持、轨道变更、姿态调整三类任务中任一任务的过程进行价值评估，得到执行器任务价值矩阵，执行器任务价值矩阵包括三列向量，分别对应三类任务；
[0008] 步骤3、将形状维持、轨道变更、姿态调整三类任务按照设定顺序排列成第一类任务、第二类任务和第三类任务，采用分配算法依次为第一类任务、第二类任务和第三类任务选择执行器来执行相应任务，每次选择方法为：
[0009] 从执行器任务价值矩阵中选出对应数量的最大几个元素对应的执行器来执行相应任务，并将选出的执行器所在行清零；
[0010] 步骤4、为每类任务使用的执行器匹配对应类型控制器，使航天器本体中的三类执行器在三种类型控制器驱动下同时工作；
[0011] 步骤5、若航天器本体的输出状态未达到目标状态，则执行步骤2至步骤5，直到航天器输出状态达到目标状态。
[0012] 本发明的有益效果是：
[0013] 本申请针对大型航天器由于姿态、轨道、形状敏感器差异性问题，导致的姿态与测定轨传感器的采样周期差异，无法将这些任务放置于同一控制回路中实现控制，因此大型环状空间结构在轨服役过程中执行器往往按照既定任务规划进行工作所带来的能耗大，低效率等问题，难以适应空间复杂的工况要求，提出的一种大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制与决策方法。
[0014] 本申请根据任务的类型及航天器本身的位姿信息，将任务分解为调姿、维形、变轨三类任务，并根据自身执行器的空间位置的不同，测算出各执行器在进行三类任务时的价值，然后根据价值的高低程度先后为三类任务分配相应的执行器数量，三类任务分配好执行器之后，三类执行器同时在各自的控制器中进行工作，通过控制器驱动航天器动力系统工作，从而实现操控目标的完成；其中价值的高低程度指根据任务的重要程度将形状维持、轨道变更、姿态调整三类任务排序，一般是先为轨道分配执行器数量，再为形状分配执行器数量，最后为姿态分配执行器数量。
[0015] 另外，本申请对三个任务类型各分配相应的执行器个数，有可能为三个任务分配完执行器之后，会有剩余的执行器，所以本申请的分配方式在满足任务需求的同时，也就是如果形状维持只需要2个执行器就能完成任务，那就选择2个执行器，减少了执行器使用数量，最大程度的减少航天器的燃料消耗，提升其响应速度。因此对其操控任务进行分解，并根据执行器的方位、空间分布等特征进行任务分配，实现高效的操控效果。
[0016] 本申请考虑的是在大型环状空间结构由于姿态、轨道、形状敏感器差异性问题，在操控过程的执行器任务分配方法。本申请的优点主要集中于以下几点：
[0017] (1)本申请对目标状态进行分解，分解成三类任务，从而对三类任务分配对应的执行器数量，分配好之后让三类执行器同时执行任务；改变了传统执行器工作时仅能执行预设任务，无法根据情况进行执行器的任务分配，导致在执行任务时的能耗、效率低下的现状。
[0018] (2)本申请可以实现在线的任务规划，即航天器在执行操控任务时，可以将整体任务分解为多个子环节任务，可以分阶段地完成操控目标，更加符合空间结构的实际工况，能够适应航天器服役过程中复杂的任务需要。
[0019] (3)本申请在设计总价值的时候可以通过调整价值函数的加权系数，可以根据实际情况选择能量、效率等目标进行价值函数的构建，有助于实现动态下的自适应执行器工作模式切换。
附图说明
[0020] 图1为执行器任务配置执行原理图；
[0021] 图2为航天器本体结构图；
[0022] 图3为大型航天器操控过程的决策流程图；
[0023] 图4为航天器执行器任务配置切换图；
[0024] 图5为航天器任务分配流程图。
具体实施方式
[0025] 下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0026] 需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
[0027] 下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明，但不作为本发明的限定。
[0028] 具体实施方式一：结合图1、图3至图5说明本实施方式，本实施方式所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法，所述方法包括以下步骤：
[0029] 步骤1、航天器的姿态调整控制器、轨道变更控制器和形态保持控制器对接收到的目标状态分别进行解析，输出作动力作用到航天器本体上，测量航天器本体的输出状态，并将目标状态分解为目标姿态调整、目标轨道变更和目标形状维持；
[0030] 步骤2、测量航天器本体的输出状态与目标形状保持的差值、航天器本体的输出状态与目标轨道变更的差值、航天器本体的输出状态与目标姿态调整的差值，根据三种差值，对航天器本体中每个执行器执行形状维持、轨道变更、姿态调整三类任务中任一任务的过程进行价值评估，得到执行器任务价值矩阵，执行器任务价值矩阵包括三列向量，分别对应三类任务；
[0031] 步骤3、将形状维持、轨道变更、姿态调整三类任务按照设定顺序排列成第一类任务、第二类任务和第三类任务，采用分配算法依次为第一类任务、第二类任务和第三类任务选择执行器来执行相应任务，每次选择方法为：
[0032] 从执行器任务价值矩阵中选出对应数量的最大几个元素对应的执行器来执行相应任务，并将选出的执行器所在行清零；
[0033] 步骤4、为每类任务使用的执行器匹配对应类型控制器，使航天器本体中的三类执行器在三种类型控制器驱动下同时工作；
[0034] 步骤5、若航天器本体的输出状态未达到目标状态，则执行步骤2至步骤5，直到航天器输出状态达到目标状态。
[0035] 本实施方式中，步骤3中，采用分配算法依次为第一类任务、第二类任务和第三类任务选择执行器来执行相应任务，具体为：
[0036] 采用分配算法找到设定顺序中第一个任务在执行器任务价值矩阵中对应的列向量，按照设定的第一个任务需要的执行器数量从该列向量中选取前几个最大元素对应的执行器，执行第一个任务，将执行第一个任务使用的执行器位于执行器任务价值矩阵中的行进行清零得到清零后矩阵，表示执行第一个任务使用的执行器只负责执行第一个任务，而不执行其他任务，然后找到设定顺序中第二个任务在清零后矩阵中对应的列向量，按照设定的第二个任务需要的执行器数量从该列向量中选取前几个最大元素对应的执行器，执行第二个任务，将执行第二个任务使用的执行器在清零后矩阵中的行清零得到新矩阵，然后找到设定顺序中第三个任务在新矩阵中的列向量，按照设定的第三个任务需要的执行器数量从该列向量中选取前几个最大元素对应的执行器，执行第三个任务，按照此方式为每个任务分配好执行器。
[0037] 设定的第一类任务需要的执行器数量、设定的第二类任务需要的执行器数量和设定的第三类任务需要的执行器数量，这三种设定的执行器数量是人为设定的，人为根据任务的重要程度进行设定的，情况不一样，紧急程度不一样，对每类任务设定的执行器数量不一样，例如有些侦查卫星，更需要形状稳定，那可能对形状保持分配的执行器数量比其他任务的执行器数量多一些；当地震发生时，更希望卫星能迅速变轨，这时候可能需要对轨道变更分配的执行器数量多一些。
[0038] 如图1所示：以目标状态作为输入，经过控制模块的姿态调整、轨道变更、形状保持三个控制器，实现执行器的输出，作用于航天器本体结构及其动力系统上，实现航天器操控动作的执行。其中感知系统获取航天器的自身状态或输出状态，将操控目标进行任务分解、执行器价值评测、执行器任务分配，实现执行器的任务配置方案的切换，将切换后的执行器配置方案反馈到执行器的控制器中进行控制输出。
[0039] 步骤3中，采用图1中航天器操控任务分配模块中的任务分配算法对每个执行器在执行某一任务进行任务分配，得到系统的任务分配方案，具体流程如图5所示，其具体分配的例子如下：
[0040] (1)如在分配过程中首先为维形任务进行执行器的分配，首先从价值矩阵：
[0041]
[0042] 中的第一列中选择值最高的单项，如J2p，则认为2号执行器在本次任务规划方案中执行维形任务，则将第二行的全部数字归零；
[0043] 因此，当前维形任务执行器分配情况：2号执行器
[0044] 此时，价值矩阵变化为：
[0045]
[0046] (2)然后在第一列的剩余数字中选择值最高的单项，并认为该位置的执行器在本次任务规划方案中同样执行维形任务，并将该行全部归零，如n‑2号执行器；
[0047] 此时维形任务执行器分配情况：2号执行器、n‑2号执行器
[0048] 此时价值矩阵变化为：
[0049]
[0050] (3)按照上述规律对维形任务进行执行器分配，直至维形任务能够分配到任务执行的下限数量的执行器，如进行至第k轮，为维形任务分配了k个执行器，然后将维形任务整列清零。
[0051] 此时维形任务执行器分配情况：2号执行器、n‑2号执行器、……、第k轮分配执行器；
[0052] 此时价值矩阵变化为：
[0053]
[0054] (4)第k+1轮对轨道变更任务进行执行器分配，对上述步骤所得价值矩阵的第二列的各值取最大值，如第1位的数值最大，则将变轨任务分配给第1号执行器，将第1行清零后进入下一循环。
[0055] 此时变轨任务执行器分配情况：1号执行器
[0056] 此时价值矩阵变化为：
[0057]
[0058] (5)第k+2轮继续对轨道变更任务进行执行器分配，对上述步骤所得价值矩阵的第二列的各值取最大值，如第n‑3位的数值最大，则将变轨任务分配给第n‑3号执行器，将第n‑3行清零后进入下一循环。
[0059] 此时变轨任务执行器分配情况：1号执行器、n‑3号执行器
[0060] 此时价值矩阵变化为：
[0061]
[0062] (6)按照上述规律对变轨任务进行执行器分配，直至变轨任务能够分配到任务执行的下限数量的执行器，如进行至第m轮，为维形任务分配了m‑k个执行器，然后将变轨任务整列清零。
[0063] 此时变轨任务执行器分配情况：1号执行器、n‑3号执行器、……、第m轮分配执行器[0064] 此时价值矩阵变化为：
[0065]
[0066] (7)第m+1轮对姿态调整任务进行执行器分配，对上述步骤所得价值矩阵的第三列的数值取最大值，如第3位的数值最大，则将调姿任务分配给第3号执行器，将第3行清零后进入下一循环。
[0067] 此时，调姿任务执行器分配情况：3号执行器；
[0068] 此时，价值矩阵变化为：
[0069]
[0070] (8)第m+2轮继续对姿态调整任务进行执行器分配，对上述步骤所得价值矩阵的第三列的各值取最大值，如第n‑1位的数值最大，则将变轨任务分配给第n‑1号执行器，将第n‑1行清零后进入下一循环。
[0071] 此时调姿任务执行器分配情况：3号执行器、n‑1号执行器
[0072] 此时价值矩阵变化为：
[0073]
[0074] (9)按照上述规律对调姿任务进行执行器分配，直至调姿任务能够分配到任务执行的下限数量的执行器，如进行至第p轮，为维形任务分配了p‑m个执行器，然后将变轨任务整列清零。
[0075] 此时调姿任务执行器分配情况：3号执行器、n‑1号执行器、……、第p轮分配执行器[0076] 此时价值矩阵变化为：
[0077]
[0078] (10)最终经过p轮，大型空间结构操控过程的执行器的任务分配已经完成，如存在执行器尚未分配，则说明该位置的执行器并非任务执行的最大价值执行器，执行任务时效率不如已进行任务分配的执行器。最终执行器的任务分配结果如下：
[0079] A、维形任务执行器分配情况：2号执行器、n‑2号执行器、……、第k轮分配执行器[0080] B、变轨任务执行器分配情况：1号执行器、n‑3号执行器、……、第m轮分配执行器[0081] C、调姿任务执行器分配情况：3号执行器、n‑1号执行器、……、第p轮分配执行器[0082] 步骤4、按照上述步骤的执行器任务配置结构，给执行器输入工作指令，实现执行器的任务配置切换，如图4所示，进而实现了执行器的调姿、变轨、维形任务分配。
[0083] 执行器按照上一步骤得到的任务配置结果执行任务，实现航天器的姿态调整、轨道变更、形状维持等操控目标，其中三种任务同时执行；
[0084] 以上步骤即可完成单位控制周期内的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制过程，通过测量航天器本体的输出状态实时反馈任务执行情况，进行多轮执行任务分解、价值矩阵计算、任务分配方案制定、任务执行等操作，直至航天器达到目标状态。
[0085] 具体实施方式二：本实施方式是对具体实施方式一所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法进一步限定，在本实施方式中，航天器本体的输出状态与目标形状保持的差值δdi表示为：
[0086] δdi＝di‑d'i， 公式1
[0087] 式中，di为航天器单元质心距离整体航天器质心的目标距离；d'i为结构单元质心距离整体航天器质心的当前状态距离。
[0088] 本实施方式中，δdi也叫做维形指标，维形指标可将任意临近两结构单元之间的距离矩阵当作维形任务的形状向量。
[0089] 具体实施方式三：本实施方式是对具体实施方式一所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法进一步限定，在本实施方式中，航天器本体的输出状态与目标轨道变更的差值δoi：
[0090]
[0091] 式中，ai为当前状态轨道半长轴，ei为当前状态轨道偏心率，ii为当前状态轨道倾角，ai'为目标状态轨道半长轴，ei'为目标状态轨道偏心率，ii'为目标状态轨道倾角。
[0092] 本实施方式中，当前状态为航天器本体的输出状态。
[0093] 具体实施方式四：本实施方式是对具体实施方式一所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法进一步限定，在本实施方式中，航天器本体的输出状态与目标姿i态调整的差值qe：
[0094]
[0095] 式中，当前输出状态的三个欧拉姿态角：俯仰角为 偏航角为ψi0，滚动角γi0，期i i i i望目标姿态的欧拉姿态角位置 则 δψ＝ψcx‑ψ0，δγ ＝
i i i i
γcx‑γ0， 为期望俯仰角，ψcx为期望偏航角，γcx为期望滚动角。
[0096] 本实施方式中，当前输出状态的三个欧拉姿态角指航天器本体的输出的状态，期望目标指目标状态。
[0097] 符号“×”表示反对称矩阵，对于任意矩阵A＝[a1 a2 a3]T，A×的定义如下：
[0098]
[0099] 当A×B时，符号“×”表示矩阵叉乘，等价于A×B。
[0100] 具体实施方式五：本实施方式是对具体实施方式一所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法进一步限定，在本实施方式中，执行器任务价值矩阵：
[0101]
[0102] 式中，Jip为i执行器进行姿态调整时的综合价值，Jip＝Jipp+Jipo+Jipf，Jipp为i执行器进行姿态调整时的直接价值；Jipo为i执行器进行姿态调整时的对轨道变更的间接价值；Jipf为i执行器进行姿态调整时对形状保持的间接价值；Jipp＝α·Fi·cosθi·riΩi，α为调姿任务的价值函数加权系数，Fi为i位置执行器所能产生的最大作动力，θi为航天器单元当i i
前状态与目标姿态的角度偏差参量，θi＝||qe||∞，qe为航天器本体的输出状态与目标姿态调整的差值，ri为执行器方向与质心之间的距离，ri＝|δdi|，δdi为航天器本体的输出状态与目标形状保持的差值；Ωi为航天器本体调姿相关的质量特性，Jipo＝βOi(Fi,mi,ri,θi,si)·∏i，β为姿态调整对变轨任务影响加权系数；Oi为调姿作动力对航天器轨道变更的影响函数；si为轨道变更差值参量，si＝||δoi||2，δoi为航天器本体的输出状态与目标轨道变更的差值；mi为航天器单元的质量；Πi航天器本体变轨相关的质量特性，χ姿态调整对维形任务的影响加权系数， 航天器本体维形
相关的质量特性；fi为调姿作动力对航天器形状保持的影响函数；
[0103] Jio＝Jiop+Jioo+Jiof，Jio为i执行器变轨任务的综合价值，Jiop为i执行器进行轨道变更时对姿态调整的间接价值；Jioo为i执行器进行轨道变更时的直接价值；Jiof为i执行器进行轨道变更时的对形状保持的间接价值；Jif＝Jifp+Jifo+Jiff，Jif为i执行器进行形状保持时的综合价值，Jifp为i执行器进行形状保持时对姿态调整的间接价值；Jifo为i执行器进行形状保持时的对轨道变更的间接价值；Jiff为i执行器进行形状保持时的直接价值。
[0104] 本实施方式中，公式4矩阵中的每个元素表示单个执行器执行单项任务的价值，这里考虑到了，如果执行单项任务会对其他任务造成影响，处理方式是对总体价值做了处理(总体价值＝直接价值+间接价值)。
[0105] 系统根据航天器自身的状态及任务的类型，通过航天器执行器任务估值算法对每个作动器执行形状维持、轨道变更、姿态调整三类任务的任一任务过程进行价值评估，进而得到执行器任务价值矩阵。其中航天器执行器任务估值算法的计算公式设计如下：
[0106] i作动器执行姿态调整时的总体价值函数：Jip＝Jipp+Jipo+Jipf；
[0107] 其中Jip为i作动器执行姿态调整时的总体价值；Jipp为i作动器执行姿态调整时的直接价值；Jipo为i作动器执行轨道变更时的对姿态调整的间接价值；Jipf为i执行器进行形状保持时的对姿态调整的间接价值。
[0108] a)i作动器执行姿态调整时的直接价值函数：Jipp＝α·Fi·cosθi·riΩi；
[0109] b)i作动器执行变轨时对调姿的间接价值函数：Jipo＝βoi(Fi,mi,ri,θi)·∏i；
[0110] c)i执行器进行维形任务时对调姿的间接价值函数： 最终的航天器执行器任务价值矩阵构成如下：
[0111]
[0112] 最终得到航天器执行器调姿任务价值函数为Jip＝Jipp+Jipo+Jipf，航天器执行器变轨任务价值函数为Jio＝Jiop+Jioo+Jiof；航天器执行器维形任务价值函数为Jif＝Jifp+Jifo+Jiff。
[0113] 具体实施方式六：本实施方式是对具体实施方式一所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法进一步限定，在本实施方式中，步骤2中，采用航天器感知系统测量航天器本体的输出状态。
[0114] 本实施方式中，航天器感知系统不仅能感知航天器本体的输出状态，也可以感知目标状态。
[0115] 具体实施方式七：本实施方式是对具体实施方式一所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法进一步限定，在本实施方式中，设定顺序为：轨道变更任务、形状维持任务和姿态调整任务。
[0116] 具体实施方式八：本实施方式是对具体实施方式一所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法进一步限定，在本实施方式中，步骤2中，根据三种差值和利用航天器执行器任务估值算法，对航天器本体中每个执行器执行形状维持、轨道变更、姿态调整三类任务中任一任务过程进行价值评估，得到执行器任务价值矩阵。
[0117] 本实施方式中，图1中的航天器执行器价值评估模块中含有航天器执行器任务估值算法。
[0118] 具体实施方式九：本实施方式是对具体实施方式一所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法进一步限定，在本实施方式中，步骤1中，采用任务分解算法将航天器目标状态分解为目标姿态调整、目标轨道变更和目标形状维持。
[0119] 本实施方式中，图1中航天器操控任务分解模块中含有任务分解算法。任务分解算法的设计是将大型航天器的操控过程分解为孤立的姿态调整、轨道变更和维形任务。
[0120] 具体实施方式十：结合图2说明本实施方式，本实施方式是对具体实施方式一所述的大型环状空间结构姿轨形一体化分布式控制方法进一步限定，在本实施方式中，航天器本体包括航天器动力系统和航天器本体结构；
[0121] 航天器本体结构包括多个航天器单元1、连接桁架结构件2和执行器3，多个航天器单元1呈圆环状排布，每相邻两个航天器单元1之间依靠连接桁架结构件2连接，每个航天器单元1结构上布置一个执行器3。
[0122] 本实施方式中，图2种为航天器本体结构，也叫做大型环状空间结构。
[0123] 虽然在本文中参照了特定的实施方式来描述本发明，但是应该理解的是，这些实施例仅仅是本发明的原理和应用的示例。因此应该理解的是，可以对示例性的实施例进行许多修改，并且可以设计出其他的布置，只要不偏离所附权利要求所限定的本发明的精神和范围。应该理解的是，可以通过不同于原始权利要求所描述的方式来结合不同的从属权利要求和本文中所述的特征。还可以理解的是，结合单独实施例所描述的特征可以使用在其他所述实施例中。
