飞行器系统的布局方法、装置、可读存储介质及电子设备

技术领域

本申请涉及飞行器技术领域，尤其是涉及飞行器系统的布局方法、装置、可读存储介质及电子设备。

背景技术

飞行器在轨后可独立工作或进行在轨组合体式操作，随着航天事业的发展，构型各异的多任务卫星应运而生。飞行器在进行在轨卫星对接服务时均需要与在轨卫星进行近距离的接触并与在轨卫星形成组合体，这就要求多任务飞行器的推力器布局既要满足自身要求又应保证形成组合体后不对接触的在轨卫星产生影响，如何对飞行器系统中的推力器进行合理布局成为了亟待解决的问题。

现阶段，针对于推力器布局优化中，一般设计只能满足一种类型的目标，比如只考虑位置保持误差等。或者是根据每一时刻的期望指令力矩来进行推力器方向的变化，在对推力器的布局设计时参考因素比较片面，无法准确确定出飞行器中推力器的合理布局，对推力器布局不尽合理。

发明内容

有鉴于此，本申请的目的在于提供飞行器系统的布局方法、装置、可读存储介质及电子设备，通过综合考虑飞行器的燃耗值以及姿态跟踪误差，设计对应的代价函数，从而根据最小的代价函数值确定出最优的目标推力夹角以及目标安装距离进行布局，综合考虑了飞行器的燃耗值以及姿态跟踪误差，有助于提升飞行器系统中推力器布局的合理性以及准确性。

本申请实施例提供了一种飞行器系统的布局方法，所述布局方法包括：

获取待布局飞行器系统中包括的每个推力器的组合推力的初始推力夹角以及初始安装距离，以及在推力器的预设夹角范围以及预设安装距离范围内的多个候选推力夹角以及候选安装距离；

确定每一个候选推力夹角以及候选安装距离对应的代价函数值；其中，所述代价函数值是基于所述待布局飞行器系统的燃耗以及姿态跟踪误差确定的，所述燃耗以及所述姿态跟踪误差均是基于每一个候选推力夹角以及对应的候选安装距离确定的；

从确定出的多个代价函数值中确定出最小的代价函数值，并将所述代价函数值对应的候选推力夹角以及候选安装距离，确定为对应的目标推力夹角以及目标安装距离；

将所述待布局飞行器系统中的每个推力器按照对应的目标推力夹角以及目标安装距离设置，确定所述待布局飞行器系统中各个推力器的布局。

进一步的，所述确定每一个候选推力夹角以及候选安装距离对应的代价函数值，包括：

确定待布局飞行器系统在一段预设弹道中对应的检测时间段内每一个检测时刻对应的期望姿态角；

针对每一个候选推力夹角以及候选安装距离，确定在该候选推力夹角以及候选安装距离下，所述待布局飞行器系统在所述预设弹道中每一个检测时刻下的实际姿态角；

基于每一个检测时刻下的所述实际姿态角以及所述期望姿态角，确定姿态跟踪控制误差；

基于在所述预设弹道中所述待布局飞行器系统的燃耗值以及所述姿态跟踪控制误差，确定所述代价函数值。

进一步的，针对于每一个检测时刻，通过以下步骤确定所述实际姿态角：

基于所述待布局飞行器系统在预设弹道中的预设目标轨迹以及目标控制姿态，确定三轴姿态角度；

基于所述三轴姿态角度，确定所述待布局飞行器系统的姿态角的慢回路终端滑模控制律以及快回路终端滑模控制律；

结合所述慢回路终端滑模控制律以及所述快回路终端滑模控制律，确定所述待布局飞行器系统在该检测时刻下的实际姿态角。

进一步的，通过以下步骤确定所述燃耗值：

确定所述待布局飞行器系统中每一个推力器在所述检测时间段内的开机时间；

将全部推力器对应的总开机时间所消耗的能量，确定所述燃耗值。

进一步的，所述基于在所述预设弹道中所述待布局飞行器系统的燃耗值以及所述姿态跟踪控制误差，确定所述代价函数值，包括：

基于所述待布局飞行器系统的控制目标，确定所述燃耗值对应的燃耗系数以及所述姿态跟踪控制误差对应的误差系数；

基于所述燃耗值以及所述燃耗系数，确定加权燃耗值；

基于所述姿态跟踪控制误差以及所述误差系数，确定加权姿态跟踪控制误差；

加和所述加权燃耗值以及所述加权姿态跟踪控制误差，确定所述代价函数值。

本申请实施例还提供了一种飞行器系统的布局装置，所述布局装置包括：

候选信息确定模块，用于获取待布局飞行器系统中包括的每个推力器的组合推力的初始推力夹角以及初始安装距离，以及在推力器的预设夹角范围以及预设安装距离范围内的多个候选推力夹角以及候选安装距离；

函数值确定模块，用于确定每一个候选推力夹角以及候选安装距离对应的代价函数值；其中，所述代价函数值是基于所述待布局飞行器系统的燃耗以及姿态跟踪误差确定的，所述燃耗以及所述姿态跟踪误差均是基于每一个候选推力夹角以及对应的候选安装距离确定的；

目标信息确定模块，用于从确定出的多个代价函数值中确定出最小的代价函数值，并将所述代价函数值对应的候选推力夹角以及候选安装距离，确定为对应的目标推力夹角以及目标安装距离；

布局模块，用于将所述待布局飞行器系统中的每个推力器按照对应的目标推力夹角以及目标安装距离设置，确定所述待布局飞行器系统中各个推力器的布局。

进一步的，所述函数值确定模块在用于确定每一个候选推力夹角以及候选安装距离对应的代价函数值时，所述函数值确定模块用于：

确定待布局飞行器系统在一段预设弹道中对应的检测时间段内每一个检测时刻对应的期望姿态角；

针对每一个候选推力夹角以及候选安装距离，确定在该候选推力夹角以及候选安装距离下，所述待布局飞行器系统在所述预设弹道中每一个检测时刻下的实际姿态角；

基于每一个检测时刻下的所述实际姿态角以及所述期望姿态角，确定姿态跟踪控制误差；

基于在所述预设弹道中所述待布局飞行器系统的燃耗值以及所述姿态跟踪控制误差，确定所述代价函数值。

进一步的，所述函数值确定模块用于通过以下步骤确定所述实际姿态角：

基于所述待布局飞行器系统在预设弹道中的预设目标轨迹以及目标控制姿态，确定三轴姿态角度；

基于所述三轴姿态角度，确定所述待布局飞行器系统的姿态角的慢回路终端滑模控制律以及快回路终端滑模控制律；

结合所述慢回路终端滑模控制律以及所述快回路终端滑模控制律，确定所述待布局飞行器系统在该检测时刻下的实际姿态角。

进一步的，所述函数值确定模块用于通过以下步骤确定所述燃耗值：

确定所述待布局飞行器系统中每一个推力器在所述检测时间段内的开机时间；

将全部推力器对应的总开机时间所消耗的能量，确定所述燃耗值。

进一步的，所述函数值确定模块在用于基于在所述预设弹道中所述待布局飞行器系统的燃耗值以及所述姿态跟踪控制误差，确定所述代价函数值时，所述函数值确定模块用于：

基于所述待布局飞行器系统的控制目标，确定所述燃耗值对应的燃耗系数以及所述姿态跟踪控制误差对应的误差系数；

基于所述燃耗值以及所述燃耗系数，确定加权燃耗值；

基于所述姿态跟踪控制误差以及所述误差系数，确定加权姿态跟踪控制误差；

加和所述加权燃耗值以及所述加权姿态跟踪控制误差，确定所述代价函数值。

本申请实施例还提供一种电子设备，包括：处理器、存储器和总线，所述存储器存储有所述处理器可执行的机器可读指令，当电子设备运行时，所述处理器与所述存储器之间通过总线通信，所述机器可读指令被所述处理器执行时执行如上述的飞行器系统的布局方法的步骤。

本申请实施例还提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器运行时执行如上述的飞行器系统的布局方法的步骤。

本申请实施例提供的飞行器系统的布局方法、装置、可读存储介质及电子设备，获取待布局飞行器系统中包括的每个推力器的组合推力的初始推力夹角以及初始安装距离，以及在推力器的预设夹角范围以及预设安装距离范围内，确定出多个候选推力夹角以及候选安装距离；确定每一个候选推力夹角以及候选安装距离对应的代价函数值；从确定出的多个代价函数值中确定出最小的代价函数值，并将所述代价函数值对应的候选推力夹角以及候选安装距离，确定为对应的目标推力夹角以及目标安装距离；将所述待布局飞行器系统中的每个推力器按照对应的目标推力夹角以及目标安装距离设置，确定所述待布局飞行器系统中各个推力器的布局。

这样，获取待布局飞行器系统中包括的每个推力器生成的组合推力的初始推力夹角以及初始安装距离，以及在推力器的预设夹角范围以及预设安装距离范围内的多个候选推力夹角以及候选安装距离，根据对应的待布局飞行器系统的燃耗以及所述姿态跟踪误差，确定出每一个候选推力夹角以及候选安装距离对应的代价函数值；从确定出的多个代价函数值中选择出最小的待价函数值，进而确定出目标推力夹角以及目标安装距离，将待布局飞行器系统中的每个推力器按照目标推力夹角以及目标安装距离进行安装，确定出待布局飞行器的布局，综合考虑了飞行器的燃耗值以及姿态跟踪误差，有助于提升飞行器系统中推力器布局的合理性以及准确性。

为使本申请的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本申请的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，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相关的附图。

图1为本申请实施例所提供的一种飞行器系统的布局方法的流程图；

图2为飞行器系统中推力器的配置示意图；

图3为本申请实施例所提供的另一种飞行器系统的布局方法的流程图；

图4为高超声飞行器控制系统结构示意图；

图5为本申请实施例所提供的一种飞行器系统的布局装置的结构示意图；

图6为本申请实施例所提供的一种电子设备的结构示意图。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中附图，对本申请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申请一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。基于本申请的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的每个其他实施例，都属于本申请保护的范围。

首先，对本申请可适用的应用场景进行介绍。本申请可应用于飞行器技术领域。

经研究发现，现阶段，针对于推力器布局优化中，一般设计只能满足一种类型的目标，比如只考虑位置保持误差等。或者是根据每一时刻的期望指令力矩来进行推力器方向的变化，在对推力器的布局设计时参考因素比较片面，无法准确确定出飞行器中推力器的合理布局，对推力器布局不尽合理。

基于此，本申请实施例提供了一种飞行器系统的布局方法，以提升飞行器系统中推力器布局的合理性以及准确性。

请参阅图1，图1为本申请实施例所提供的一种飞行器系统的布局方法的流程图。如图1中所示，本申请实施例提供的飞行器系统的布局方法，包括：

S101、获取待布局飞行器系统中包括的每个推力器的组合推力的初始推力夹角以及初始安装距离，以及在推力器的预设夹角范围以及预设安装距离范围内的多个候选推力夹角以及候选安装距离。

该步骤中，获取待布局飞行器系统中包括的每个推力器的组合推力的初始推力夹角以及初始安装距离，以及在推力器的预设夹角范围以及预设安装距离范围内的多个候选推力夹角以及候选安装距离。

其中，多个候选推力夹角以及候选安装距离是在对飞行器的线性布局优化过程中迭代优化求解过程中产生的多个候选推力夹角以及对应的候选安装距离，值得注意的是候选推力夹角与候选安装距离是一一对应的。

其中，对飞行器的线性布局优化过程需要设计与飞行器对应的飞行器布局非线性规划表达式，其优化变量为推力器的安装夹角和安装距离，其代价函数为对应推力器安装夹角和安装距离安装飞行器系统的燃耗以及姿态跟踪误差及对应加权权值，其约束条件为推力器安装夹角范围和安装距离的范围。

其中，本申请实施例中待布局飞行器系统为含有反作用控制系统（reactioncontrol system，RCS）高超声速飞行器，本申请实施例中针对的是高超声速飞行器含有八推力器配置的RCS系统，具有三角形机翼、单垂直尾翼和可独立工作的左右升降舵构型。针对的飞行阶段是无动力再入滑翔段。再入滑翔段初期时由于初入大气层，空气密度低，其气动舵的舵效不足，需要RCS系统来提供姿态控制力矩，维持高超声速飞行器的姿态稳定。

其中，高超声速飞行器再入滑翔姿态系统模型可以通过下述方程表示：

其中，m、V为高超声速飞行器的质量和飞行速度，θ

这里，请参阅图2，图2为飞行器系统中推力器的配置示意图，以飞行器系统中包括八个推力器为例，初始推力夹角θ指的是组合推力F与Z轴夹角，初始安装距离为组合推力F距离质心的垂直距离d。

其中，组合推力F与Z轴夹角（初始推力夹角）可以为θ=60°，推力F距离质心的垂直距离（初始安装距离）可以为d=0.3 m；在xoy平面中，推力F与质心的距离为L=3m。固定推力F=1500N。

这里，基于安装条件的限制，需要设置预设夹角范围以及预设安装距离范围，因此安装角度θ为的约束（预设夹角范围）为0°到90°，由于设计高超声速飞行器尾部直径为1.5米，因此斜向推力器安装距离d的约束（预设安装距离范围）设计为0到0.75米。

S102、确定每一个候选推力夹角以及候选安装距离对应的代价函数值；其中，所述代价函数值是基于所述待布局飞行器系统的燃耗以及姿态跟踪误差确定的，所述燃耗以及所述姿态跟踪误差是基于每一个候选推力夹角以及对应的候选安装距离确定的。

该步骤中，根据步骤S101获取的每一个候推力夹角以及每一个候选安装距离，确定每一个候推力夹角以及候选安装距离对应的代价函数值，进而根据代价函数值筛选出最合适的推力夹角以及安装距离，从而设计出待布局飞行器中推力器的安装布局。

这里，代价函数值是对设计的飞行器布局非线性规划进行求解，将待布局飞行器的燃耗以及姿态跟踪误差代入代价函数中确定的。

其中，代价函数可以通过以下公式进行表示：

其中，其中w为对应权重；fuel为燃耗；error为姿态跟踪控制误差。

这里，不同的候选推力夹角以及候选安装距离对应不同的燃耗以及姿态跟踪误差。

S103、从确定出的多个代价函数值中确定出最小的代价函数值，并将所述代价函数值对应的候选推力夹角以及候选安装距离，确定为对应的目标推力夹角以及目标安装距离。

该步骤中，通过步骤S102确定出每一个候选推力夹角以及候选安装距离对应的代价函数值，从确定出的多个代价函数值中确定出值最小的一个代价函数值，并将该代价函数值对应的候选推力夹角以及候选安装距离，确定为最优布局的目标推力夹角以及目标安装距离。

这里，代价函数又称损失函数，指的是随机事件或其有关随机变量的取值映射为非负实数以表示该随机事件的“风险”或“损失”的函数，在应用中，损失函数通常作为学习准则与优化问题相联系，即通过最小化损失函数求解和评估模型，针对于本申请是指通过代价函数，找到最小的代价函数，从而确定出最优的目标推力夹角以及目标安装距离，以使待布局飞行器系统中的推力器布局达到最优。

这里，由于在本申请实施例布局优化的设计依据是一段给定的弹道轨迹在一段检测时间段内进行的布局测试，确定出的目标推力夹角以及目标安装距离，可能会随着飞行器在运行过程中飞行姿态以及飞行燃料消耗而改变，所以需要每隔一段时间继续进行布局优化测试，以确定出每个时间段内的最优推力器布局。

S104、将所述待布局飞行器系统中的每个推力器按照对应的目标推力夹角以及目标安装距离设置，确定所述待布局飞行器系统中各个推力器的布局。

该步骤中，在步骤S103确定出目标推力夹角以及目标安装距离后，在飞行器中根据目标推力夹角以及目标安装距离，确定出每个推力的安装位置以及安装角度，从而给出待布局飞行器系统对应的最优布局。

这里，在确定出目标推力夹角后，确定出每个推力器的安装方向是根据力的合成原理进行的，调整合适的安装方向，以使多个推力器产生的推力的合力方向与Z轴的夹角为目标推力夹角。

本申请实施例提供的飞行器系统的布局方法，获取待布局飞行器系统中包括的每个推力器的组合推力的初始推力夹角以及初始安装距离，以及在推力器的预设夹角范围以及预设安装距离范围内的多个候选推力夹角以及候选安装距离；确定每一个候选推力夹角以及候选安装距离对应的代价函数值；其中，所述代价函数值是基于所述待布局飞行器系统的燃耗以及姿态跟踪误差确定的，所述燃耗以及所述姿态跟踪误差均是基于每一个候选推力夹角以及对应的候选安装距离确定的；从确定出的多个代价函数值中确定出最小的代价函数值，并将所述代价函数值对应的候选推力夹角以及候选安装距离，确定为对应的目标推力夹角以及目标安装距离；将所述待布局飞行器系统中的每个推力器按照对应的目标推力夹角以及目标安装距离设置，确定所述待布局飞行器系统中各个推力器的布局。

这样，根据待布局飞行器系统中包括的每个推力器生成的组合推力的初始推力夹角以及初始安装距离，确定出多个候选推力夹角以及候选安装距离，根据对应的待布局飞行器系统的燃耗以及所述姿态跟踪误差，确定出每一个候选推力夹角以及候选安装距离对应的代价函数值；从确定出的多个代价函数值中选择出最小的待价函数值，进而确定出目标推力夹角以及目标安装距离，将待布局飞行器系统中的每个推力器按照目标推力夹角以及目标安装距离进行安装，确定出待布局飞行器的布局，综合考虑了飞行器的燃耗值以及姿态跟踪误差，有助于提升飞行器系统中推力器布局的合理性以及准确性。

请参阅图3，图3为本申请实施例所提供的另一种飞行器系统的布局方法的流程图。如图3中所示，本申请实施例提供的飞行器系统的布局方法，包括：

S301、获取待布局飞行器系统中包括的每个推力器的组合推力的初始推力夹角以及初始安装距离，以及在推力器的预设夹角范围以及预设安装距离范围内的多个候选推力夹角以及候选安装距离。

S302、确定待布局飞行器系统在一段预设弹道中对应的检测时间段内每一个检测时刻对应的期望姿态角。

该步骤中，确定待布局飞行器系统在一段给定的弹道轨迹，并确定出在该段给定弹道内，每一个检测时刻对应的期望姿态角。

这里，对于RCS系统布局进行优化设计是根据能够实现这一段轨迹的每一时刻的期望姿态角来进行的。

这里，请参阅图4，图4为高超声飞行器控制系统结构示意图，如图4所示，高超声飞行器控制系统包括姿态控制算法，控制分配算法和PWPF调制算法，通过对目标轨迹的分析，控制分配算法采用查表法，RCS调制算法采用脉宽脉频调制。

这里，检测时间段可以是待布局飞行器系统通过预设弹道的时间长度，或是预设的检测时间段（该时间段是可以确定出待布局飞行器系统的飞行姿态的时间段）。

这里，飞行器的姿态角是按照按欧拉概念定义的，故亦称欧拉角，姿态角是由飞行器机体坐标系与地理坐标系之间的关系确定的，用航向角、俯仰角和横滚角三个欧拉角表示。不同的转动顺序会形成不同的坐标变换矩阵，通常按航向角、俯仰角和横滚角的顺序来表示飞行器机体坐标系相对地理坐标系的空间转动。

S303、针对每一个候选推力夹角以及候选安装距离，确定在该候选推力夹角以及候选安装距离下，所述待布局飞行器系统在所述预设弹道中每一个检测时刻下的实际姿态角。

该步骤中，针对于确定出的每一个候选推力夹角以及候选安装距离，确定在该候选推力夹角以及候选安装距离下，待布局飞行器系统在预设弹道中每一个检测时刻下的实际姿态角。

这里，对于实际姿态角的确定是根据候选推力夹角以及候选安装距离的不同设置，进行的仿真确定出来的，表正在每个检测时刻下待布局飞行器系统的实际姿态角。

S304、基于每一个检测时刻下的所述实际姿态角以及所述期望姿态角，确定姿态跟踪控制误差。

该步骤中，在每个检测时刻下根据实际姿态角与预先设定的期望姿态角之间的差值，确定在该检测时刻下的姿态跟踪控制误差。

这里，根据姿态跟踪控制误差可以确定出在该候选推力夹角以及候选安装距离下与预期飞行目标的差距，从而预估出该候选推力夹角以及候选安装距离是否是合适的布局方式，一般来说，姿态跟踪控制误差越小，实际姿态角越接近期望姿态角，从而对应的候选推力夹角以及候选安装距离更为优化。

这里，可以根据下述公式确定所述姿态跟踪控制误差：

其中，error为姿态跟踪控制误差；r为期望姿态角；y为t

S305、基于在所述预设弹道中所述待布局飞行器系统的燃耗值以及所述姿态跟踪控制误差，确定所述代价函数值。

该步骤中，根据在检测时间段内的待布局飞行器系统的燃耗值以及姿态跟踪控制误差，确定代价函数值。

该步骤中，根据确定出的燃耗值以及姿态跟踪控制误差，在不同飞行目标下确定的系数，对燃耗值以及姿态跟踪控制误差加权求和，从而确定出对应的代价函数值。

这里，对于不同的飞行阶段以及不同的飞行弹道中，根据不同的控制目标调整权重值，可以同时考虑燃耗和姿态误差，适用于多种控制任务。

S306、从确定出的多个代价函数值中确定出最小的代价函数值，并将所述代价函数值对应的候选推力夹角以及候选安装距离，确定为对应的目标推力夹角以及目标安装距离。

S307、将所述待布局飞行器系统中的每个推力器按照对应的目标推力夹角以及目标安装距离设置，确定所述待布局飞行器系统中各个推力器的布局。

其中，S301、S306以及S307的描述可以参照S101、S103以及S103的描述，并且能达到相同的技术效果，对此不做赘述。

进一步的，针对于每一个检测时刻，通过以下步骤确定所述实际姿态角：基于所述待布局飞行器系统在预设弹道中的预设目标轨迹以及目标控制姿态，确定三轴姿态角度；基于所述三轴姿态角度，确定所述待布局飞行器系统的姿态角的慢回路终端滑模控制律以及快回路终端滑模控制律；结合所述慢回路终端滑模控制律以及所述快回路终端滑模控制律，确定所述待布局飞行器系统在该检测时刻下的实际姿态角。

该步骤中，根据待布局飞行器系统在预设弹道中的预设目标轨迹以及目标控制姿态，确定三轴姿态角度；根据确定出的三轴姿态角度，确定待布局飞行器系统姿态角的慢回路终端滑模控制律以及快回路终端滑模控制律，并进一步确定待布局飞行器系统在该检测时刻下的实际姿态角。

这里，姿态角速度ω=[ω

其中，外环慢回路终端滑模控制面设计可以通过下述公式确定：

其中，内环快回路终端滑模控制面设计可以通过下述公式确定：

通过外环慢回路终端滑模控制面设计以及内环快回路终端滑模控制面设计可以对应地确定出慢回路终端滑模控制律以及快回路终端滑模控制律。

其中，慢回路终端滑模控制律可以通过下述公式确定：

其中，快回路终端滑模控制律可以通过下述公式确定：

进一步的，通过以下步骤确定所述燃耗值：确定所述待布局飞行器系统中每一个推力器在所述检测时间段内的开机时间；将全部推力器对应的总开机时间所消耗的能量，确定所述燃耗值。

该步骤中，确定待布局飞行器系统中每一个推力器在检测时间段内的开机时间，将全部推力器对应的总开机时间所消耗的能量，确定为燃耗值。

这里，根据待布局飞行器系统中包括的每一个推力器时间确定出全部推力器的总开机时间确定为燃耗值，开机时间与燃耗值成正比例关系，开机时间越长，燃耗值越大。

进一步的，所述基于在所述预设弹道中所述待布局飞行器系统的燃耗值以及所述姿态跟踪控制误差，确定所述代价函数值，包括：基于所述待布局飞行器系统的控制目标，确定所述燃耗值对应的燃耗系数以及所述姿态跟踪控制误差对应的误差系数；基于所述燃耗值以及所述燃耗系数，确定加权燃耗值；基于所述姿态跟踪控制误差以及所述误差系数，确定加权姿态跟踪控制误差；加和所述加权燃耗值以及所述加权姿态跟踪控制误差，确定所述代价函数值。

该步骤中，根据待布局飞行器系统的控制目标。确定出与燃耗值对应的燃耗系数以及与姿态跟踪控制误差对应的误差系数；将燃耗值与燃耗系数相乘，确定出加权燃耗值；将姿态跟踪控制误差与误差系数相乘，确定出加权姿态跟踪控制误差，加和加权燃耗值以及加权姿态跟踪控制误差，确定出代价函数值。

这里，代价函数是在布局优化的非线性规划算法中，考虑整段弹道内的高超声速飞行器姿态控制结果进行设计的。

这里，采用非线性规划的方法进行高超声速飞行器RCS系统的布局优化，根据不同的控制目标调整权重值，可以同时考虑燃耗和姿态误差，适用于多种控制任务。

本申请实施例提供的飞行器系统的布局方法，获取待布局飞行器系统中包括的每个推力器的组合推力的初始推力夹角以及初始安装距离，以及在推力器的预设夹角范围以及预设安装距离范围内的多个候选推力夹角以及候选安装距离；确定待布局飞行器系统在一段预设弹道中对应的检测时间段内每一个检测时刻对应的期望姿态角；针对每一个候选推力夹角以及候选安装距离，确定在该候选推力夹角以及候选安装距离下，所述待布局飞行器系统在所述预设弹道中每一个检测时刻下的实际姿态角；基于每一个检测时刻下的所述实际姿态角以及所述期望姿态角，确定姿态跟踪控制误差；基于在所述预设弹道中所述待布局飞行器系统的燃耗值以及所述姿态跟踪控制误差，确定所述代价函数值；从确定出的多个代价函数值中确定出最小的代价函数值，并将所述代价函数值对应的候选推力夹角以及候选安装距离，确定为对应的目标推力夹角以及目标安装距离；将所述待布局飞行器系统中的每个推力器按照对应的目标推力夹角以及目标安装距离设置，确定所述待布局飞行器系统中各个推力器的布局。

这样，根据待布局飞行器系统中包括的每个推力器生成的组合推力的初始推力夹角以及初始安装距离，确定出多个候选推力夹角以及候选安装距离，根据对应的待布局飞行器系统的燃耗以及所述姿态跟踪误差，确定出每一个候选推力夹角以及候选安装距离对应的代价函数值；从确定出的多个代价函数值中选择出最小的待价函数值，进而确定出目标推力夹角以及目标安装距离，将待布局飞行器系统中的每个推力器按照目标推力夹角以及目标安装距离进行安装，确定出待布局飞行器的布局，综合考虑了飞行器的燃耗值以及姿态跟踪误差，有助于提升飞行器系统中推力器布局的合理性以及准确性。

请参阅图5，图5为本申请实施例所提供的一种飞行器系统的布局装置的结构示意图，如图5中所示，所述布局装置500包括：

候选信息确定模块510，用于获取待布局飞行器系统中包括的每个推力器的组合推力的初始推力夹角以及初始安装距离，以及在推力器的预设夹角范围以及预设安装距离范围内的多个候选推力夹角以及候选安装距离；

函数值确定模块520，用于确定每一个候选推力夹角以及候选安装距离对应的代价函数值；其中，所述代价函数值是基于所述待布局飞行器系统的燃耗以及姿态跟踪误差确定的，所述燃耗以及所述姿态跟踪误差均是基于每一个候选推力夹角以及对应的候选安装距离确定的；

目标信息确定模块530，用于从确定出的多个代价函数值中确定出最小的代价函数值，并将所述代价函数值对应的候选推力夹角以及候选安装距离，确定为对应的目标推力夹角以及目标安装距离；

布局模块540，用于将所述待布局飞行器系统中的每个推力器按照对应的目标推力夹角以及目标安装距离设置，确定所述待布局飞行器系统中各个推力器的布局。

进一步的，所述函数值确定模块520在用于确定每一个候选推力夹角以及候选安装距离对应的代价函数值时，所述函数值确定模块520用于：

确定待布局飞行器系统在一段预设弹道中对应的检测时间段内每一个检测时刻对应的期望姿态角；

针对每一个候选推力夹角以及候选安装距离，确定在该候选推力夹角以及候选安装距离下，所述待布局飞行器系统在所述预设弹道中每一个检测时刻下的实际姿态角；

基于每一个检测时刻下的所述实际姿态角以及所述期望姿态角，确定姿态跟踪控制误差；

基于在所述预设弹道中所述待布局飞行器系统的燃耗值以及所述姿态跟踪控制误差，确定所述代价函数值。

进一步的，所述函数值确定模块520用于通过以下步骤确定所述实际姿态角：

基于所述待布局飞行器系统在预设弹道中的预设目标轨迹以及目标控制姿态，确定三轴姿态角度；

基于所述三轴姿态角度，确定所述待布局飞行器系统的姿态角的慢回路终端滑模控制律以及快回路终端滑模控制律；

结合所述慢回路终端滑模控制律以及所述快回路终端滑模控制律，确定所述待布局飞行器系统在该检测时刻下的实际姿态角。

进一步的，所述函数值确定模块520用于通过以下步骤确定所述燃耗值：

确定所述待布局飞行器系统中每一个推力器在所述检测时间段内的开机时间；

将全部推力器对应的总开机时间所消耗的能量，确定所述燃耗值。

进一步的，所述函数值确定模块520在用于基于在所述预设弹道中所述待布局飞行器系统的燃耗值以及所述姿态跟踪控制误差，确定所述代价函数值时，所述函数值确定模块520用于：

基于所述待布局飞行器系统的控制目标，确定所述燃耗值对应的燃耗系数以及所述姿态跟踪控制误差对应的误差系数；

基于所述燃耗值以及所述燃耗系数，确定加权燃耗值；

基于所述姿态跟踪控制误差以及所述误差系数，确定加权姿态跟踪控制误差；

加和所述加权燃耗值以及所述加权姿态跟踪控制误差，确定所述代价函数值。

本申请实施例提供的飞行器系统的布局装置，获取待布局飞行器系统中包括的每个推力器的组合推力的初始推力夹角以及初始安装距离，以及在推力器的预设夹角范围以及预设安装距离范围内的多个候选推力夹角以及候选安装距离；确定每一个候选推力夹角以及候选安装距离对应的代价函数值；从确定出的多个代价函数值中确定出最小的代价函数值，并将所述代价函数值对应的候选推力夹角以及候选安装距离，确定为对应的目标推力夹角以及目标安装距离；将所述待布局飞行器系统中的每个推力器按照对应的目标推力夹角以及目标安装距离设置，确定所述待布局飞行器系统中各个推力器的布局。

这样，根据待布局飞行器系统中包括的每个推力器生成的组合推力的初始推力夹角以及初始安装距离，确定出多个候选推力夹角以及候选安装距离，根据对应的待布局飞行器系统的燃耗以及所述姿态跟踪误差，确定出每一个候选推力夹角以及候选安装距离对应的代价函数值；从确定出的多个代价函数值中选择出最小的待价函数值，进而确定出目标推力夹角以及目标安装距离，将待布局飞行器系统中的每个推力器按照目标推力夹角以及目标安装距离进行安装，确定出待布局飞行器的布局，综合考虑了飞行器的燃耗值以及姿态跟踪误差，有助于提升飞行器系统中推力器布局的合理性以及准确性。

请参阅图6，图6为本申请实施例所提供的一种电子设备的结构示意图。如图6中所示，所述电子设备600包括处理器610、存储器620和总线630。

所述存储器620存储有所述处理器610可执行的机器可读指令，当电子设备600运行时，所述处理器610与所述存储器620之间通过总线630通信，所述机器可读指令被所述处理器610执行时，可以执行如上述图1以及图3所示方法实施例中的飞行器系统的布局方法的步骤，具体实现方式可参见方法实施例，在此不再赘述。

本申请实施例还提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器运行时可以执行如上述图1以及图3所示方法实施例中的飞行器系统的布局方法的步骤，具体实现方式可参见方法实施例，在此不再赘述。

所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统、装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的系统、装置和方法，可以通过其它的方式实现。以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，又例如，多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些通信接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。

所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本申请各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。

所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个处理器可执行的非易失的计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备（可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等）执行本申请各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器（Read-OnlyMemory，ROM）、随机存取存储器（Random Access Memory，RAM）、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本申请的具体实施方式，用以说明本申请的技术方案，而非对其限制，本申请的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，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申请揭露的技术范围内，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申请实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以权利要求的保护范围为准。