[發(fā)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

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• 申請日: 2019-04-08
• 公開（公告）號: CN110058603B
• 公開（公告）日: 2022-03-04
• 發(fā)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

本發(fā)明公開一種形變再入飛行器變形前指令力矩確定方法，包括：獲取飛行器形變后的指令滾轉角速度；預估飛行器形變前的轉動慣量；確定飛行器形變前的指令角速度；基于導航姿態(tài)角和指令姿態(tài)角計算誤差姿態(tài)角；計算飛行器形變前調姿指令力矩；按照姿控推力器開關邏輯開機進行姿態(tài)控制，使飛行器指向指令姿態(tài)，以滿足控制精度要求；及獲取飛行器變形前的啟旋指令力矩。本發(fā)明中通過預估飛行器形變前的轉動慣量，并計算誤差姿態(tài)角和形變前的調姿指令力矩，按照姿態(tài)控制推力器開關邏輯開機進行姿態(tài)控制，使得形變再入飛行器指向指令姿態(tài)達到預設的控制精度要求，能夠滿足形變再入飛行器形變后角速度的要求。

技術領域

本發(fā)明涉及指令力矩確定方法。更具體地，涉及一種形變再入飛行器變形前指令力矩確定方法。

背景技術

在地球大氣層以外的宇宙空間，基本上按照天體力學的規(guī)律運行的各類飛行器，又稱空間飛行器。對于空間飛行器來說，其制導、導航與控制分系統(tǒng)，簡稱GNC分系統(tǒng)，GNC分系統(tǒng)承擔著空間飛行器從起飛到返回的全部運動控制任務。

航天器再入是指完成預定空間任務后，通過制動進入大氣層，然后在地面上著陸的過程，包括返回式衛(wèi)星、飛船、空天飛行器等。其中，形變再入飛行器是一種再入前通過變形來增大迎風面積，提高阻力系數(shù)的新型飛行器。該飛行器在再入前，將姿態(tài)調整到指令姿態(tài)后，通過安裝在其尾部的姿控推力器使其旋轉到一定的角速度，然后變形，確保其以一定的自旋角速度再入大氣層，這樣可以使其在大氣層內飛行時保持姿態(tài)穩(wěn)定，并可減少再入過程中多種因素造成的落點散布。

傳統(tǒng)的再入飛行器往往是剛性飛行器，其指令力矩只需要將指令角速度直接引入姿態(tài)控制回路即可計算。然而，對于形變再入飛行器，由于其轉動慣量在形變前后存在很大的變化，根據(jù)動量守恒定律，其角速度也會發(fā)生較大的變化。因此，傳統(tǒng)的指令力矩確定方法無法滿足形變再入飛行器形變后的角速度要求，在使用上具有一定的局限性。

因此，需要提供一種形變再入飛行器變性前指令力矩確定方法。

發(fā)明內容

本發(fā)明的目的在于提供一種形變再入飛行器變性前指令力矩確定方法。

為達到上述目的，本發(fā)明采用下述技術方案：

一種形變再入飛行器變形前指令力矩確定方法，該方法包括：

獲取形變再入飛行器形變后的指令滾轉角速度；

預估形變再入飛行器形變前的轉動慣量；

確定形變再入飛行器形變前的指令角速度；

基于導航姿態(tài)角和指令姿態(tài)角計算誤差姿態(tài)角；

計算形變再入飛行器形變前調姿指令力矩；

按照姿控推力器開關邏輯開機進行姿態(tài)控制，使飛行器指向指令姿態(tài)，以滿足控制精度要求；及

獲取形變再入飛行器變形前的啟旋指令力矩。

可選的，獲取形變再入飛行器形變后的指令滾轉角速度包括：

獲取形變再入飛行器形變后的最佳滾轉角速度；及

將最佳滾轉角速度作為指令滾轉角速度P_ω_r并上注給形變再入飛行器。

可選的，根據(jù)以下公式預估形變再入飛行器變形前的轉動慣量J_x：

其中，轉動慣量系統(tǒng)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(tài)下質量；m_full為飛行器滿載狀態(tài)下質量；m為飛行器當前質量。