MMU推进器布置的冗余设计和分配算法

尚逸帆，康志宇,*，张庆展，杨东春

1.上海宇航系统工程研究所，上海 201109 2.上海航天技术研究院，上海 201109

MMU推进器布置的冗余设计和分配算法

尚逸帆1，康志宇1,*，张庆展1，杨东春2

1.上海宇航系统工程研究所，上海 201109 2.上海航天技术研究院，上海 201109

美国和苏联现有的舱外载人机动装置(Manned Maneuvering Unit，MMU)推进系统设计均采用两套独立系统互为备份的方式，主系统故障后可以启动备用系统，但备用系统故障则无应对方案，因此制约航天员的安全性和舱外活动能力。文章在常规主备份推进模式基础上提出了应急推进模式，备份推进器发生故障后，根据失效发动机组相对位置关系采用不同应急策略，剩余有效推进器通过联合控制的方式保证航天员六自由度控制。经过可行性分析和仿真计算，证明了应急模式下MMU推进能力有一定降低，但能够为航天员返回提供动力，应急推进模式具有可行性。

舱外载人机动装置；推进器布局；冗余设计；推进器故障；控制分配算法

舱外载人机动装置(Manned Maneuvering Unit，MMU)是航天员脱离航天器进行空间活动的独立装置。航天员携带MMU出舱实现“太空行走”，可以完成舱内难以实施的科学试验、为大型空间设备的建造提供人工服务、解决交会对接时出现的故障问题、对空间站设备进行检测升级以及回收释放小卫星等[1]，因此MMU辅助航天员出舱活动是进一步提升人类空间探索能力的一种方案。

美国和苏联都对MMU进行了研究和试制，先后形成了MMU和舱外救援装置(Simplified Aid for Extravehicular Activity Rescue，SAFER)两类载人机动装置。美国MMU在立方体的8个顶点安装了24个推进器，每个顶点的3个推进器为一组，每个推进器的推力均为7.56 N，24个推进器分为主备份两组，在发生故障时可实现主备份推进系统的切换。苏联舱外机动装置总质量为218 kg，两套推进系统安装在相同位置，每套系统在前后面各安装4个发动机，上、下、左、右面各安装2个发动机，共采用32个推力为5 N的氮气推进器，速度增量达30 m/s[2]。美国的SAFER主要作用是提供救援，其质量、推力和速度增量都较小，推进器布局方式和美国MMU相同。俄罗斯的SAFER同样以舱外救生为目的，推进系统采用了16个推力为3.5～4 N的推进器。为了方便携带，俄制SAFER采用了模块化设计，气瓶等模块可整体更换[2-3]。

目前，已有的各型MMU都通过配置两套独立的冷气推进系统，并相互备份的方式提高可靠性。主推进系统故障情况下启用备用推进系统，在现有公开发表的文献资料中尚未见到针对MMU备用推进器发生故障的应对策略研究。文献[4-8]对卫星姿态控制中常用的推进器布局进行分析，总结了推进器布局设计的一般准则以及分析方法。文献[9-11]考虑了推进器故障对推进性能的影响以及应对策略。但上述方式针对无人航天器推进系统的设计方法不能完全适用于MMU，航天员操纵下的MMU推进器布局和推力指令分配方式有其特殊性，在借鉴卫星推进器构型和分配算法基础上，还要考虑航天员的肢体遮挡和操纵方式[12-13]。

为提高MMU工作的安全性，本文在常规主备份系统基础上进一步提出应急工作模式。通过在推进系统支路中增加自锁阀门，将原有单个推进器失效后关闭整套系统的方式改为关闭失效推进器所在组发动机。主备份系统均出现故障，对剩余有效推进器采用联合控制的方式保证MMU六自由度飞行能力，并通过仿真验证了方案的可行性。

1 推进系统描述

1.1 推进器整体构型

建立航天员MMU本体坐标系OXYZ，MMU航天员共同质心为O，以MMU正方向为X，头部到脚的延伸方向为Z，Y符合右手坐标系准则。

MMU的工作状态分为手动控制和自动控制两种模式。手动控制是主要的工作方式，如图1所示，航天员通过操纵杆进行六自由度控制，左手控制平移，右手控制旋转[3]。推进系统构型主要考虑以下因素：

1)推进系统具备姿轨一体控制能力[12,14]。

2)推进器布置要避开航天员头部和四肢的主要活动区域。

3)推进系统具有能够执行全部功能的两套相互独立的系统。

综合考虑上述约束条件，MMU采用主备份两套推进系统，共24个推进器。推进器安装在立方体构型的8个顶点，并关于MMU质心对称分布。每个顶点的3个推进器分为一组，推进方向相互正交配置。

图1 MMU总体构型Fig.1 Configuration of the MMU

两套推进系统分别用“A”和“B”表示，推进器的编号为α-βχ，其中α代表推进器所属的系统，即A或B；β表示推进器控制的推进方向：F为向前、B为向后、U为向上、D为向下、L为向左、R为向右；χ表示推进器编号，分别为1、2、3和4。

平移控制指令要求工作推进器合力通过MMU质心，每套系统的推进器在推力面都布置在对角线位置，得到推进器布局方式如图2所示。图中：Lx、Ly和Lz分别为力臂在X、Y、Z轴的分量，A1～A4和B1～B4为推进器所在的8个顶点。

图2 推进器布局示意Fig.2 Illustration of the configuration of the thrusters

1.2 推力分配算法

(1)

(2)

(3)

(4)

1.3 常规推进模式

常规模式下A/B两套系统相互独立，互为备份。设A为主推进系统，则B作为备份系统。推进系统正常情况下，A系统独立工作；A系统推进器出现故障，切换到B系统进行工作。下面以24推进器布局为基础，结合推进器的坐标和推进矢量方向，代入式(4)，得到

(5)

求解推进器开关方式，φ表示非零元素。当M为零向量、F为非零向量时，航天员控制MMU平移，排除实际应用中推进器相互对消的情况，可得该推进器布局下的惟一一组解，即某一轴向的平移只有一种推力组合方式；当F为零向量、M为非零向量时，航天员发出控制MMU姿态控制指令，有两组符合要求的解，其冗余度高于平移推进。

根据计算结果给出具体推进组合方式指令，如表1所示。每套推力系统中，单个方向的平移控制只有一种推进器组合方式，姿态控制有两种组合方式。推进系统结构如图3所示，当任意推进器故障，通过关闭故障推进器所在干路的自锁阀[16]，使其所在组的3个推进器关闭。同时，对应的3个平移推进方向失效，剩余的3个平移推进方向不受影响。

表1 推进系统常规模式控制指令

图3 推进系统结构Fig.3 Constitution of the propulsion system

2 应急推进模式

对MMU推进系统的设计遵循两次故障，航天员可以安全返回的原则。推进系统在常规工作条件下，A系统工作。当A系统故障后，B系统启动，保证航天员舱外正常活动。当B系统推进器失效后，启动应急工作模式，保证MMU六自由度飞行，使航天员返航。MMU推进器构型特点决定其姿态控制冗余度高于平移控制，下面针对平移的推进控制展开分析。

2.1 应急推进模式1

当ΨA∪ΨB=Ψa，表示A/B剩余有效推进器的并集为全集，ΨA和ΨB分别包含3个推进方向，全集为6个推进方向，失效推进方向的交集为空集。在推进器的几何构型中的表现为两失效推进器组所在点不在长方体的同一平面内，即两推进器组位于六面体对顶点处，如图4所示。

图4 应急模式1对应失效推进器位置关系Fig.4 Relations between failure thrusters configurationsof emergency propulsion mode 1

A/B系统各关闭一组发动机，推进系统通过组合的方式能够实现全向平移控制，此为应急模式1。

2.2 应急推进模式2

当ΨA∪ΨB≠Ψa，A/B剩余有效发动机通过简单的组合方式不能实现全向平移控制，需要两套系统推进器联合工作。ΨA和ΨB的余集的交集不为空集，依据推进器构型关系，失效推进器组位于长方体的同一条棱边，如图5所示。

图5 应急模式2对应失效推进器位置关系Fig.5 Relations between failure thrusters configurationsof emergency propulsion mode 2

在故障面，A/B系统都无法独立产生该方向推力，需要采取应急模式2。

由图4和图5可得，MMU采用的应急推进模式由失效推进器组在长方体构型下的几何关系决定。失效推进器组处在长方体对顶点位置时采用应急模式1，失效推进器在长方体同一棱边时采用应急模式2，应急模式分类如表2所示。

表2 应急模式选择分类表

在应急模式2下，A/B系统故障推进器所在的面推力缺失，利用故障方向的剩余推进器同时工作，产生失效推进方向的推力。同时，发动机偏心推进产生附加力矩，利用故障面侧向发动机辅助工作，抵消推进过程产生的力矩，工作方式如图6所示。

图6 A/B系统联合控制示意Fig.6 Control allocation of the combination ofthe propulsion systems A and B

图6中：L表示故障面推力所对应的力臂，l表示侧向辅助推力对应的力臂。24个推进器中关闭2组，剩余有效推进器为18个，则n=18。

(6)

将A/B剩余的18个推进器带入式(6)，求解对应推进器的推力。

3 可行性分析

MMU采用对称的推进器布局方式，每个发动机与整体构型的关系都相同，决定应急模式的是故障发动机组的相对位置关系，因此选取特定故障推进器来分析应急模式是否可行具有代表性。

3.1 应急模式1可行性分析

表3 a2、b3组推进器失效条件下推进控制指令

A/B剩余发动机分别完成各自对应的推进指令，不需要同时配合完成某一指令的操作。应急模式1在推力大小、燃料消耗量和控制精度都与常规模式相同。

3.2 应急模式2可行性分析

(7)

(8)

将式(8)带入式(7)中，得+X方向推力解：

(9)

(10)

控制推进+Y方向的两组解为

(11)

(12)

设推进器额定推力umax=5，φ+x和φ+y为+X和+Y方向推力，将Lx=0.112 5 m、Ly=0.335m和Lz=0.565m带入式(9)～式(12)，求得0≤φ+x≤3.36、0≤φ+y≤10，应急模式2的控制指令如表4所示。

表4 a2、b4组推进器失效条件下的推进控制指令

4 仿真分析

4.1 仿真条件

假设空间站轨道半长轴为6 721.1km，偏心率为0.001，轨道倾角为42°，升交点赤经为0°，航天员在空间站运动方向前100m。常规模式和应急模式1在推力、绕飞速度增量完全相同，只有工作的发动机不同；分别对航天员在常规模式和应急模式2条件下对绕飞过程的燃料消耗、推力损失进行分析对比。

常规模式中推进系统A独立工作，应急模式1中a2组发动机和b4组发动机故障，应急模式2中a2组发动机和b4组发动机故障，轨道机动前航天员姿态与期望姿态重合。航天员与MMU总质量为300kg，仿真内容为MMU由初始位置进入绕飞轨道并绕飞空间站一周，设定绕飞半径为60m，绕飞周期为10min，对比MMU在不同模式下绕飞消耗的时间和速度增量。

4.2 仿真结果

MMU在常规模式/应急模式1条件下的绕飞曲线和推力曲线如图7(a)和图8所示，图8中：纵坐标小括号内表示在应急模式1条件下进行工作的推进器。应急模式2条件下的绕飞曲线和推力曲线如图7(b)和图9所示。

图7 常规模式/应急模式1绕飞曲线与应急模式2绕飞曲线Fig.7 Route of the conventional mode/emergency mode 1 and mode 2

图8 常规模式/应急模式1发动机推力Fig.8 Force of the thrusters in conventional mode and emergency mode 1

图9 应急模式2发动机推力Fig.9 Force of the thrusters in emergency mode 2

通过计算可以得到MMU进入绕飞轨道并绕飞一周的速度增量为6.787m/s，进入绕飞轨道的时间为190.2s；应急模式2所需的速度增量为21.562 7m/s，进入绕飞轨道的时间为226.4s。由于应急模式2中A/B系统联合工作，在+X和+Y方向的最大推力减小，进入绕飞轨道时间增加。

由表5的结果对比可以得到，应急模式2在故障面推进能力下降，主要表现为最大推力降低和燃料消耗量增加。从式(9)可以得到，应急模式2在+X方向上推力消耗的燃料是常规模式的Ly/Lx=2.98倍。仿真包括过渡轨道和绕飞轨道两部分。绕飞过程中，向心力主要由+X方向的推进器提供，应急模式2比常规模式消耗燃料增加约298%；在进入绕飞的过渡轨道中，除了+X方向，-X和±Z方向的推进器也提供了推力，这些方向推力与常规模式相同，不额外增加燃料消耗。因此，包括过渡轨道和绕飞轨道的整个过程，应急模式2所消耗速度增量的增加应小于298%。通过仿真得到应急模式2消耗速度增量增加217.7%，符合预期。

表5 常规模式与应急模式2仿真结果对比

5 结束语

MMU采用了24台推进器正交布局方式，分为主备份两套系统，在两推进系统均出现推进器故障的情况下应急工作模式能够保证MMU具有六自由度飞行的能力，增加了航天员的安全性。

应急模式1利用A/B系统剩余推进器的组合，推力大小、燃料消耗和控制精度等都与常规模式相同。仿真结果表明，应急模式2可以完成六自由度飞行，提供航天员一定的空间机动能力，但故障推进方向最大推力降低，燃料消耗量增大，整体推进性能下降，航天员需要停止工作返回空间站。

应急模式可以覆盖推进系统任意两个推进器出现故障的情况，是常规推进模式的补充。方案不改变推进系统主体结构，对位于同一顶点处的3个推进器干路安装自锁阀，结合应急模式的控制算法增加了推进系统的冗余度和可靠性。

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(编辑：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；录用日期：2016-02-24;

时间：2016-04-29 10:49:43

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

上海市科学技术委员会资助项目(14XD1423400)

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

*通讯作者：康志宇(1976-)，男，研究员，kzyhunt@263.net，主要研究方向为航天器总体设计、飞行动力学与控制

尚逸帆，康志宇，张庆展，等.MMU推进器布置的冗余设计和分配算法[J].中国空间科学技术，2016,36(3)：

85-94.SHANGYF,KANGZY,ZHANGQZ,etal.Redundantthrusterconfigurationdesignandcommandallocationalgorithmofmannedmaneureingunit[J].ChineseSpaceScienceandTechnology,2016,36(3):85-94(inChinese).

V448.22

A

http:∥zgkj.cast.cn