[發明專利]一種形變再入飛行器變形前指令力矩確定方法

有效

• 申請號: 201910276877.6
• 申請日: 2019-04-08
• 公開（公告）號: CN110058603B
• 公開（公告）日: 2022-03-04
• 發明（設計）人: 石凱宇;陳勤;王洪濤;閆捷;李海濱
• 申請（專利權）人: 北京電子工程總體研究所
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 北京正理專利代理有限公司 11257
• 代理人: 付生輝

1.一種形變再入飛行器變形前指令力矩確定方法，其特征在于，所述方法包括：

獲取所述形變再入飛行器形變后的指令滾轉角速度，包括：

獲取所述形變再入飛行器形變后的最佳滾轉角速度；及

將所述最佳滾轉角速度作為指令滾轉角速度P_ω_r并上注給所述形變再入飛行器；

預估所述形變再入飛行器形變前的轉動慣量J_x，為：

其中，

轉動慣量系統坐標系包括X軸、Y軸和Z軸；

J_x為飛行器形變前繞X軸的轉動慣量；

J_xempty為飛行器形變前空載繞X軸的轉動慣量；

J_xfull為飛行器形變前滿載繞X軸的轉動慣量；

m_empty為飛行器空載狀態下質量；

m_full為飛行器滿載狀態下質量；

m為飛行器當前質量；

確定所述形變再入飛行器形變前的指令角速度ω_xr，為：

其中，

ω_xr為飛行器形變前的繞X軸的指令角速度；

J_xopen為飛行器形變后繞X軸的轉動慣量；

基于導航姿態角和指令姿態角計算誤差姿態角，為：

θ_e＝θ_r-θ

φ_e＝φ_r-φ

γ_e＝γ_r-γ

其中，

θ_e為誤差俯仰角，φ_e為誤差偏航角，γ_e為誤差滾轉角；

θ_r為指令俯仰角，υ_r為指令偏航角，γ_r為指令滾轉角；

θ為導航俯仰角，υ為導航偏航角，γ為導航滾轉角；

計算所述形變再入飛行器形變前調姿指令力矩：

M_x0＝K_PIx·(γ_e+∫γ_edt)+k_dx·(ω_x-ω_xr)

M_y0＝K_PIy·(φ_e+∫φ_edt)+k_dy·ω_y

M_z0＝K_PIz·(θ_e+∫θ_edt)+k_dz·ω_z

其中，

M_x0為X軸的形變前調姿指令力矩，M_y0為Y軸的形變前調姿指令力矩，M_z0為Z軸的形變前調姿指令力矩；

K_PIx為X軸的比例項和積分項系數，K_PIy為Y軸的比例項和積分項系數，K_PIz為Z軸的比例項和積分項系數；

k_dx為X軸的阻尼系數，k_dy為Y軸的阻尼系數，k_dz為Z軸的阻尼系數；

ω_x為導航得到的角速度在飛行器的X軸的分量，ω_y為導航得到的角速度在飛行器的Y軸的分量，ω_z為導航得到的角速度在飛行器的Z軸的分量；

按照姿控推力器開關邏輯開機進行姿態控制，使飛行器指向指令姿態，以滿足控制精度要求，在調姿的過程中，若連續N幀滿足以下公式，則判斷調姿到位：

(|θ_e|＜Lev)(|φ_e|＜Lev)(|γ_e|＜Lev)

其中，Lev為姿控精度門限；及

獲取所述形變再入飛行器變形前的啟旋指令力矩， 包括：

令X軸、Y軸、Z軸的比例項和積分項系數為零；

按照以下公式計算啟旋指令力矩：

M_x1＝k_dx·(ω_x-ω_xr)

M_y1＝k_dy·ω_y

M_z1＝k_dz·ω_z

其中，

M_x1為X軸的啟旋指令力矩；

M_y1為Y軸的啟旋指令力矩；

M_z1為Z軸的啟旋指令力矩。