尚逸帆，康志宇,*，張慶展，楊東春

1.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109 2.上海航天技術研究院，上海 201109

MMU推進器布置的冗余設計和分配算法

尚逸帆1，康志宇1,*，張慶展1，楊東春2

1.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109 2.上海航天技術研究院，上海 201109

美國和蘇聯(lián)現(xiàn)有的艙外載人機動裝置(Manned Maneuvering Unit，MMU)推進系統(tǒng)設計均采用兩套獨立系統(tǒng)互為備份的方式，主系統(tǒng)故障后可以啟動備用系統(tǒng)，但備用系統(tǒng)故障則無應對方案，因此制約航天員的安全性和艙外活動能力。文章在常規(guī)主備份推進模式基礎上提出了應急推進模式，備份推進器發(fā)生故障后，根據(jù)失效發(fā)動機組相對位置關系采用不同應急策略，剩余有效推進器通過聯(lián)合控制的方式保證航天員六自由度控制。經(jīng)過可行性分析和仿真計算，證明了應急模式下MMU推進能力有一定降低，但能夠為航天員返回提供動力，應急推進模式具有可行性。

艙外載人機動裝置；推進器布局；冗余設計；推進器故障；控制分配算法

艙外載人機動裝置(Manned Maneuvering Unit，MMU)是航天員脫離航天器進行空間活動的獨立裝置。航天員攜帶MMU出艙實現(xiàn)“太空行走”，可以完成艙內難以實施的科學試驗、為大型空間設備的建造提供人工服務、解決交會對接時出現(xiàn)的故障問題、對空間站設備進行檢測升級以及回收釋放小衛(wèi)星等[1]，因此MMU輔助航天員出艙活動是進一步提升人類空間探索能力的一種方案。

美國和蘇聯(lián)都對MMU進行了研究和試制，先后形成了MMU和艙外救援裝置(Simplified Aid for Extravehicular Activity Rescue，SAFER)兩類載人機動裝置。美國MMU在立方體的8個頂點安裝了24個推進器，每個頂點的3個推進器為一組，每個推進器的推力均為7.56 N，24個推進器分為主備份兩組，在發(fā)生故障時可實現(xiàn)主備份推進系統(tǒng)的切換。蘇聯(lián)艙外機動裝置總質量為218 kg，兩套推進系統(tǒng)安裝在相同位置，每套系統(tǒng)在前后面各安裝4個發(fā)動機，上、下、左、右面各安裝2個發(fā)動機，共采用32個推力為5 N的氮氣推進器，速度增量達30 m/s[2]。美國的SAFER主要作用是提供救援，其質量、推力和速度增量都較小，推進器布局方式和美國MMU相同。俄羅斯的SAFER同樣以艙外救生為目的，推進系統(tǒng)采用了16個推力為3.5～4 N的推進器。為了方便攜帶，俄制SAFER采用了模塊化設計，氣瓶等模塊可整體更換[2-3]。

目前，已有的各型MMU都通過配置兩套獨立的冷氣推進系統(tǒng)，并相互備份的方式提高可靠性。主推進系統(tǒng)故障情況下啟用備用推進系統(tǒng)，在現(xiàn)有公開發(fā)表的文獻資料中尚未見到針對MMU備用推進器發(fā)生故障的應對策略研究。文獻[4-8]對衛(wèi)星姿態(tài)控制中常用的推進器布局進行分析，總結了推進器布局設計的一般準則以及分析方法。文獻[9-11]考慮了推進器故障對推進性能的影響以及應對策略。但上述方式針對無人航天器推進系統(tǒng)的設計方法不能完全適用于MMU，航天員操縱下的MMU推進器布局和推力指令分配方式有其特殊性，在借鑒衛(wèi)星推進器構型和分配算法基礎上，還要考慮航天員的肢體遮擋和操縱方式[12-13]。

為提高MMU工作的安全性，本文在常規(guī)主備份系統(tǒng)基礎上進一步提出應急工作模式。通過在推進系統(tǒng)支路中增加自鎖閥門，將原有單個推進器失效后關閉整套系統(tǒng)的方式改為關閉失效推進器所在組發(fā)動機。主備份系統(tǒng)均出現(xiàn)故障，對剩余有效推進器采用聯(lián)合控制的方式保證MMU六自由度飛行能力，并通過仿真驗證了方案的可行性。

1 推進系統(tǒng)描述

1.1 推進器整體構型

建立航天員MMU本體坐標系OXYZ，MMU航天員共同質心為O，以MMU正方向為X，頭部到腳的延伸方向為Z，Y符合右手坐標系準則。

MMU的工作狀態(tài)分為手動控制和自動控制兩種模式。手動控制是主要的工作方式，如圖1所示，航天員通過操縱桿進行六自由度控制，左手控制平移，右手控制旋轉[3]。推進系統(tǒng)構型主要考慮以下因素：

1)推進系統(tǒng)具備姿軌一體控制能力[12,14]。

2)推進器布置要避開航天員頭部和四肢的主要活動區(qū)域。

3)推進系統(tǒng)具有能夠執(zhí)行全部功能的兩套相互獨立的系統(tǒng)。

綜合考慮上述約束條件，MMU采用主備份兩套推進系統(tǒng)，共24個推進器。推進器安裝在立方體構型的8個頂點，并關于MMU質心對稱分布。每個頂點的3個推進器分為一組，推進方向相互正交配置。

圖1 MMU總體構型Fig.1 Configuration of the MMU

兩套推進系統(tǒng)分別用“A”和“B”表示，推進器的編號為α-βχ，其中α代表推進器所屬的系統(tǒng)，即A或B；β表示推進器控制的推進方向：F為向前、B為向后、U為向上、D為向下、L為向左、R為向右；χ表示推進器編號，分別為1、2、3和4。

平移控制指令要求工作推進器合力通過MMU質心，每套系統(tǒng)的推進器在推力面都布置在對角線位置，得到推進器布局方式如圖2所示。圖中：Lx、Ly和Lz分別為力臂在X、Y、Z軸的分量，A1～A4和B1～B4為推進器所在的8個頂點。

圖2 推進器布局示意Fig.2 Illustration of the configuration of the thrusters

1.2 推力分配算法

(1)

(2)

(3)

(4)

1.3 常規(guī)推進模式

常規(guī)模式下A/B兩套系統(tǒng)相互獨立，互為備份。設A為主推進系統(tǒng)，則B作為備份系統(tǒng)。推進系統(tǒng)正常情況下，A系統(tǒng)獨立工作；A系統(tǒng)推進器出現(xiàn)故障，切換到B系統(tǒng)進行工作。下面以24推進器布局為基礎，結合推進器的坐標和推進矢量方向，代入式(4)，得到

(5)

求解推進器開關方式，φ表示非零元素。當M為零向量、F為非零向量時，航天員控制MMU平移，排除實際應用中推進器相互對消的情況，可得該推進器布局下的惟一一組解，即某一軸向的平移只有一種推力組合方式；當F為零向量、M為非零向量時，航天員發(fā)出控制MMU姿態(tài)控制指令，有兩組符合要求的解，其冗余度高于平移推進。

根據(jù)計算結果給出具體推進組合方式指令，如表1所示。每套推力系統(tǒng)中，單個方向的平移控制只有一種推進器組合方式，姿態(tài)控制有兩種組合方式。推進系統(tǒng)結構如圖3所示，當任意推進器故障，通過關閉故障推進器所在干路的自鎖閥[16]，使其所在組的3個推進器關閉。同時，對應的3個平移推進方向失效，剩余的3個平移推進方向不受影響。

表1 推進系統(tǒng)常規(guī)模式控制指令

圖3 推進系統(tǒng)結構Fig.3 Constitution of the propulsion system

2 應急推進模式

對MMU推進系統(tǒng)的設計遵循兩次故障，航天員可以安全返回的原則。推進系統(tǒng)在常規(guī)工作條件下，A系統(tǒng)工作。當A系統(tǒng)故障后，B系統(tǒng)啟動，保證航天員艙外正?；顒印．擝系統(tǒng)推進器失效后，啟動應急工作模式，保證MMU六自由度飛行，使航天員返航。MMU推進器構型特點決定其姿態(tài)控制冗余度高于平移控制，下面針對平移的推進控制展開分析。

2.1 應急推進模式1

當ΨA∪ΨB=Ψa，表示A/B剩余有效推進器的并集為全集，ΨA和ΨB分別包含3個推進方向，全集為6個推進方向，失效推進方向的交集為空集。在推進器的幾何構型中的表現(xiàn)為兩失效推進器組所在點不在長方體的同一平面內，即兩推進器組位于六面體對頂點處，如圖4所示。

圖4 應急模式1對應失效推進器位置關系Fig.4 Relations between failure thrusters configurationsof emergency propulsion mode 1

A/B系統(tǒng)各關閉一組發(fā)動機，推進系統(tǒng)通過組合的方式能夠實現(xiàn)全向平移控制，此為應急模式1。

2.2 應急推進模式2

當ΨA∪ΨB≠Ψa，A/B剩余有效發(fā)動機通過簡單的組合方式不能實現(xiàn)全向平移控制，需要兩套系統(tǒng)推進器聯(lián)合工作。ΨA和ΨB的余集的交集不為空集，依據(jù)推進器構型關系，失效推進器組位于長方體的同一條棱邊，如圖5所示。

圖5 應急模式2對應失效推進器位置關系Fig.5 Relations between failure thrusters configurationsof emergency propulsion mode 2

在故障面，A/B系統(tǒng)都無法獨立產(chǎn)生該方向推力，需要采取應急模式2。

由圖4和圖5可得，MMU采用的應急推進模式由失效推進器組在長方體構型下的幾何關系決定。失效推進器組處在長方體對頂點位置時采用應急模式1，失效推進器在長方體同一棱邊時采用應急模式2，應急模式分類如表2所示。

表2 應急模式選擇分類表

在應急模式2下，A/B系統(tǒng)故障推進器所在的面推力缺失，利用故障方向的剩余推進器同時工作，產(chǎn)生失效推進方向的推力。同時，發(fā)動機偏心推進產(chǎn)生附加力矩，利用故障面?zhèn)认虬l(fā)動機輔助工作，抵消推進過程產(chǎn)生的力矩，工作方式如圖6所示。

圖6 A/B系統(tǒng)聯(lián)合控制示意Fig.6 Control allocation of the combination ofthe propulsion systems A and B

圖6中：L表示故障面推力所對應的力臂，l表示側向輔助推力對應的力臂。24個推進器中關閉2組，剩余有效推進器為18個，則n=18。

(6)

將A/B剩余的18個推進器帶入式(6)，求解對應推進器的推力。

3 可行性分析

MMU采用對稱的推進器布局方式，每個發(fā)動機與整體構型的關系都相同，決定應急模式的是故障發(fā)動機組的相對位置關系，因此選取特定故障推進器來分析應急模式是否可行具有代表性。

3.1 應急模式1可行性分析

表3 a2、b3組推進器失效條件下推進控制指令

A/B剩余發(fā)動機分別完成各自對應的推進指令，不需要同時配合完成某一指令的操作。應急模式1在推力大小、燃料消耗量和控制精度都與常規(guī)模式相同。

3.2 應急模式2可行性分析

(7)

(8)

將式(8)帶入式(7)中，得+X方向推力解：

(9)

(10)

控制推進+Y方向的兩組解為

(11)

(12)

設推進器額定推力umax=5，φ+x和φ+y為+X和+Y方向推力，將Lx=0.112 5 m、Ly=0.335m和Lz=0.565m帶入式(9)～式(12)，求得0≤φ+x≤3.36、0≤φ+y≤10，應急模式2的控制指令如表4所示。

表4 a2、b4組推進器失效條件下的推進控制指令

4 仿真分析

4.1 仿真條件

假設空間站軌道半長軸為6 721.1km，偏心率為0.001，軌道傾角為42°，升交點赤經(jīng)為0°，航天員在空間站運動方向前100m。常規(guī)模式和應急模式1在推力、繞飛速度增量完全相同，只有工作的發(fā)動機不同；分別對航天員在常規(guī)模式和應急模式2條件下對繞飛過程的燃料消耗、推力損失進行分析對比。

常規(guī)模式中推進系統(tǒng)A獨立工作，應急模式1中a2組發(fā)動機和b4組發(fā)動機故障，應急模式2中a2組發(fā)動機和b4組發(fā)動機故障，軌道機動前航天員姿態(tài)與期望姿態(tài)重合。航天員與MMU總質量為300kg，仿真內容為MMU由初始位置進入繞飛軌道并繞飛空間站一周，設定繞飛半徑為60m，繞飛周期為10min，對比MMU在不同模式下繞飛消耗的時間和速度增量。

4.2 仿真結果

MMU在常規(guī)模式/應急模式1條件下的繞飛曲線和推力曲線如圖7(a)和圖8所示，圖8中：縱坐標小括號內表示在應急模式1條件下進行工作的推進器。應急模式2條件下的繞飛曲線和推力曲線如圖7(b)和圖9所示。

圖7 常規(guī)模式/應急模式1繞飛曲線與應急模式2繞飛曲線Fig.7 Route of the conventional mode/emergency mode 1 and mode 2

圖8 常規(guī)模式/應急模式1發(fā)動機推力Fig.8 Force of the thrusters in conventional mode and emergency mode 1

圖9 應急模式2發(fā)動機推力Fig.9 Force of the thrusters in emergency mode 2

通過計算可以得到MMU進入繞飛軌道并繞飛一周的速度增量為6.787m/s，進入繞飛軌道的時間為190.2s；應急模式2所需的速度增量為21.562 7m/s，進入繞飛軌道的時間為226.4s。由于應急模式2中A/B系統(tǒng)聯(lián)合工作，在+X和+Y方向的最大推力減小，進入繞飛軌道時間增加。

由表5的結果對比可以得到，應急模式2在故障面推進能力下降，主要表現(xiàn)為最大推力降低和燃料消耗量增加。從式(9)可以得到，應急模式2在+X方向上推力消耗的燃料是常規(guī)模式的Ly/Lx=2.98倍。仿真包括過渡軌道和繞飛軌道兩部分。繞飛過程中，向心力主要由+X方向的推進器提供，應急模式2比常規(guī)模式消耗燃料增加約298%；在進入繞飛的過渡軌道中，除了+X方向，-X和±Z方向的推進器也提供了推力，這些方向推力與常規(guī)模式相同，不額外增加燃料消耗。因此，包括過渡軌道和繞飛軌道的整個過程，應急模式2所消耗速度增量的增加應小于298%。通過仿真得到應急模式2消耗速度增量增加217.7%，符合預期。

表5 常規(guī)模式與應急模式2仿真結果對比

5 結束語

MMU采用了24臺推進器正交布局方式，分為主備份兩套系統(tǒng)，在兩推進系統(tǒng)均出現(xiàn)推進器故障的情況下應急工作模式能夠保證MMU具有六自由度飛行的能力，增加了航天員的安全性。

應急模式1利用A/B系統(tǒng)剩余推進器的組合，推力大小、燃料消耗和控制精度等都與常規(guī)模式相同。仿真結果表明，應急模式2可以完成六自由度飛行，提供航天員一定的空間機動能力，但故障推進方向最大推力降低，燃料消耗量增大，整體推進性能下降，航天員需要停止工作返回空間站。

應急模式可以覆蓋推進系統(tǒng)任意兩個推進器出現(xiàn)故障的情況，是常規(guī)推進模式的補充。方案不改變推進系統(tǒng)主體結構，對位于同一頂點處的3個推進器干路安裝自鎖閥，結合應急模式的控制算法增加了推進系統(tǒng)的冗余度和可靠性。

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(編輯：高珍、范真真)

Redundant thruster configuration design and command allocation algorithm of manned maneuvering unit

SHANG Yifan1,KANG Zhiyu1,*, ZHANG Qingzhan1, YANG Dongchun2

1.AerospaceSystemEngineeringShanghai，Shanghai201109，China2.ShanghaiAcademyofSpaceflightTechnology,Shanghai201109，China

Manned maneuvering units made by American and the Soviet Union both use two sets of independent propulsion systems, which are backup for each other. The backup propulsion system can take the place of the failure propulsion system, but there are no further safeguards for the backup system.The traditional scheme restricts the safety and extravehicular ability. Based on the conventional propulsion mode an emergency propulsion mode was proposed. Different strategies were carried out according to the positional relationship of the failured thrusters.The remaining effective thrusters to ensure the 6-DOF control were combined. Calculation and simulation results indicate that,the emergency propulsion can complete the task of extravehicular activities with reduction of propulsion,and the scheme is feasible.

manned maneuvering unit；configuration of the thrusters；redundant design；thruster fault；command allocation algorithm

10.16708/j.cnki.1000-758X.2016.0033

2015-09-22；

2015-11-11；錄用日期：2016-02-24;

時間：2016-04-29 10:49:43

http:∥www.cnki.net/kcms/detail/11.1859.V.20160429.1049.004.html

上海市科學技術委員會資助項目(14XD1423400)

尚逸帆(1990-)，男，碩士研究生，shangyifan123@163.com

*通訊作者：康志宇(1976-)，男，研究員，kzyhunt@263.net，主要研究方向為航天器總體設計、飛行動力學與控制

尚逸帆，康志宇，張慶展，等.MMU推進器布置的冗余設計和分配算法[J].中國空間科學技術，2016,36(3)：

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