CN110058603B - 一种形变再入飞行器变形前指令力矩确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种形变再入飞行器变形前指令力矩确定方法，包括：获取飞行器形变后的指令滚转角速度；预估飞行器形变前的转动惯量；确定飞行器形变前的指令角速度；基于导航姿态角和指令姿态角计算误差姿态角；计算飞行器形变前调姿指令力矩；按照姿控推力器开关逻辑开机进行姿态控制，使飞行器指向指令姿态，以满足控制精度要求；及获取飞行器变形前的启旋指令力矩。本发明中通过预估飞行器形变前的转动惯量，并计算误差姿态角和形变前的调姿指令力矩，按照姿态控制推力器开关逻辑开机进行姿态控制，使得形变再入飞行器指向指令姿态达到预设的控制精度要求，能够满足形变再入飞行器形变后角速度的要求。

Description

一种形变再入飞行器变形前指令力矩确定方法

技术领域

本发明涉及指令力矩确定方法。更具体地，涉及一种形变再入飞行器变形前指令力矩确定方法。

背景技术

在地球大气层以外的宇宙空间，基本上按照天体力学的规律运行的各类飞行器，又称空间飞行器。对于空间飞行器来说，其制导、导航与控制分系统，简称GNC分系统，GNC分系统承担着空间飞行器从起飞到返回的全部运动控制任务。

航天器再入是指完成预定空间任务后，通过制动进入大气层，然后在地面上着陆的过程，包括返回式卫星、飞船、空天飞行器等。其中，形变再入飞行器是一种再入前通过变形来增大迎风面积，提高阻力系数的新型飞行器。该飞行器在再入前，将姿态调整到指令姿态后，通过安装在其尾部的姿控推力器使其旋转到一定的角速度，然后变形，确保其以一定的自旋角速度再入大气层，这样可以使其在大气层内飞行时保持姿态稳定，并可减少再入过程中多种因素造成的落点散布。

传统的再入飞行器往往是刚性飞行器，其指令力矩只需要将指令角速度直接引入姿态控制回路即可计算。然而，对于形变再入飞行器，由于其转动惯量在形变前后存在很大的变化，根据动量守恒定律，其角速度也会发生较大的变化。因此，传统的指令力矩确定方法无法满足形变再入飞行器形变后的角速度要求，在使用上具有一定的局限性。

因此，需要提供一种形变再入飞行器变性前指令力矩确定方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种形变再入飞行器变性前指令力矩确定方法。

为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：

一种形变再入飞行器变形前指令力矩确定方法，该方法包括：

获取形变再入飞行器形变后的指令滚转角速度；

预估形变再入飞行器形变前的转动惯量；

确定形变再入飞行器形变前的指令角速度；

基于导航姿态角和指令姿态角计算误差姿态角；

计算形变再入飞行器形变前调姿指令力矩；

按照姿控推力器开关逻辑开机进行姿态控制，使飞行器指向指令姿态，以满足控制精度要求；及

获取形变再入飞行器变形前的启旋指令力矩。

可选的，获取形变再入飞行器形变后的指令滚转角速度包括：

获取形变再入飞行器形变后的最佳滚转角速度；及

将最佳滚转角速度作为指令滚转角速度P_ω_r并上注给形变再入飞行器。

可选的，根据以下公式预估形变再入飞行器变形前的转动惯量J_x：

其中，转动惯量系统坐标系包括X轴、Y轴和Z轴；J_x为飞行器形变前绕X轴的转动惯量；J_xempty为飞行器形变前空载绕X轴的转动惯量；J_xfull为飞行器形变前满载绕X轴的转动惯量；m_empty为飞行器空载状态下质量；m_full为飞行器满载状态下质量；m为飞行器当前质量。

可选的，根据以下公式确定形变再入飞行器形变前的指令角速度ω_xr：

其中，ω_xr为飞行器形变前的绕X轴的指令角速度；J_xopen为飞行器形变后下绕X轴的转动惯量。

可选的，根据以下公式计算误差姿态角：

θ_e＝θ_r-θ

φ_e＝φ_r-φ

γ_e＝γ_r-γ

其中，θ_e为误差俯仰角，φ_e为误差偏航角，γ_e为误差滚转角；θ_r为指令俯仰角，φ_r为指令偏航角，γ_r为指令滚转角；θ为导航俯仰角，φ为导航偏航角，γ为导航滚转角。

可选的，根据以下公式计算形变再入飞行器形变前调姿指令力矩：

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为X轴的形变前调姿指令力矩，M_y0为Y轴的形变前调姿指令力矩，M_z0为Z轴的形变前调姿指令力矩；K_PIx为X轴的比例项和积分项系数，K_PIy为Y轴的比例项和积分项系数，K_PIz为Z轴的比例项和积分项系数；k_dx为X轴的阻尼系数，k_dy为Y轴的阻尼系数，k_dz为Z轴的阻尼系数；ω_x为导航得到的角速度在飞行器的X轴的分量，ω_y为导航得到的角速度在飞行器的Y轴的分量，ω_z为导航得到的角速度在飞行器的Z轴的分量。

可选的，在调姿的过程中，若连续N帧满足以下公式，则判断调姿到位：

(|θ_e|＜Lev)&&(|φ_e|＜Lev)&&(|γ_e|＜Lev)

其中，Lev为姿控精度门限。

可选的，获取形变再入飞行器变形前的启旋指令力矩包括：

令X轴、Y轴、Z轴的比例项和积分项系数为零；

按照以下公式计算启旋指令力矩：

M_x1＝k_dx·(ω_x-ω_xr)

M_y1＝k_dy·ω_y

M_z1＝k_dz·ω_z

其中，M_x1为X轴的启旋指令力矩；M_y1为Y轴的启旋指令力矩；M_z1为Z轴的启旋指令力矩。

本发明的有益效果如下：

本发明的一种形变再入飞行器变性前指令力矩确定方法，通过预估形变再入飞行器形变前的转动惯量，并通过计算误差姿态角和形变前的调姿指令力矩，按照姿态控制推力器开关逻辑开机进行姿态控制，使得形变再入飞行器指向指令姿态达到预设的控制精度要求，能够满足形变再入飞行器形变后角速度的要求。

附图说明

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。

图1示出本发明中形变再入飞行器变形前指令力矩确定方法的流程图。

图2示出本发明实施例中姿态角的仿真结果。

图3示出本发明实施例中角速度的仿真结果。

图4示出本发明实施例中指令力矩的仿真结果。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。

应注意的是，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的属于“第一”、“第二”等是用于区别不同的对象，而不是用于描述特定顺序。此外，术语“包括”和“具有”以及它们任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。例如包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备没有限定于已列出的步骤或单元，而是可选地还包括没有列出的步骤或单元，或可选地还包括对于这些过程、方法或设备固有的气体步骤或单元。

本发明中公开一种形变再入飞行器变形前指令力矩确定方法，该方法包括：获取形变再入飞行器形变后的指令滚转角速度；预估形变再入飞行器形变前的转动惯量；确定形变再入飞行器形变前的指令角速度；基于导航姿态角和指令姿态角计算误差姿态角；计算形变再入飞行器形变前调姿指令力矩；按照姿控推力器开关逻辑开机进行姿态控制，使飞行器指向指令姿态，以满足控制精度要求；及获取形变再入飞行器变形前的启旋指令力矩。

本发明的一种形变再入飞行器变性前指令力矩确定方法，通过预估形变再入飞行器形变前的转动惯量，并通过计算误差姿态角和形变前的调姿指令力矩，按照姿态控制推力器开关逻辑开机进行姿态控制，使得形变再入飞行器指向指令姿态达到预设的控制精度要求，能够满足形变再入飞行器形变后角速度的要求。

下面结合一个具体实施例进行说明，如图1所示

第一步，获取形变后的指令滚转角速度P_ω_r。

地面技术人员在飞行器返回前，通过技术分析，获得飞行器形变后的最佳滚转角速度，采用该滚转角速度再入后，飞行器能够最大限度地保持姿态稳定，克服大气多种因素的干扰，落点精度最高。

将该最佳角速度作为指令P_ω_r，上注给飞行器。

在本实施例中，形变后的指令滚转角速度P_ω_r＝30°/s。

第二步，估计飞行器形变前的转动惯量。

飞行器形变前的转动惯量无法直接测量，然而，可以根据质量与转动惯量的对应关系进行估计。一般来说，可以根据以下公式进行估算：

式中：

J_x：飞行器形变前绕X轴的转动惯量；

J_xempty：飞行器形变前空载绕X轴的转动惯量；

J_xfull：飞行器形变前满载绕X轴的转动惯量；

m_empty：飞行器空载状态下质量；

m_full：飞行器满载状态下质量；

m：飞行器当前质量。

在本实施例中，飞行器形变前空载绕X轴的转动惯量J_xempty＝25kg·m²，飞行器形变前满载绕X轴的转动惯量J_xfull＝30kg·m²，飞行器空载状态下质量m_empty＝350kg，飞行器当前质量m＝300kg，经计算，飞行器形变前绕X轴的转动惯量J_x＝25kg·m²。

第三步，确定飞行器形变前的指令角速度。

利用下面公式计算

其中：

ω_xr——飞行器形变前的绕X轴的指令角速度；

J_xopen——飞行器形变后绕X轴的转动惯量。

在本实施例中，飞行器形变后绕X轴的转动惯量J_xopen＝100kg·m²，则经计算飞行器形变前的绕X轴的指令角速度ω_xr＝120°/s。

第四步，根据导航姿态角和指令姿态角，计算误差姿态角。

θ_e＝θ_r-θ

φ_e＝φ_r-φ

γ_e＝γ_r-γ

其中：

θ_e，φ_e，γ_e——误差俯仰角、误差偏航角、误差滚转角；

θ_r，φ_r，γ_r——指令俯仰角、指令偏航角、指令滚转角；

θ，φ，γ——导航俯仰角、导航偏航角、导航滚转角；

第五步，计算形变前调姿指令力矩。

利用以下公式计算形变前调姿指令力矩。

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、M_y0、M_z0——形变前调姿指令力矩；

K_PIx、K_PIy、K_PIz——X轴、Y轴、Z轴的比例项和积分项系数；

k_dx、k_dy、k_dz——X轴、Y轴、Z轴的阻尼系数；

ω_x、ω_y、ω_z——导航得到的角速度在飞行器的X轴、Y轴、Z轴的分量。

第六步，按照姿控推力器开关逻辑开机进行姿态控制，使飞行器指向指令姿态，直到达到控制精度要求。

在调姿的过程中，若连续N帧满足以下公式，则认为调姿到位。

(|θ_e|＜Lev)&&(|φ_e|＜Lev)&&(|γ_e|＜Lev)

式中，Lev为姿控精度门限。

在本实施例中，姿控精度门限Lev＝0.5°，N＝10。

应说明的是，推力器的具体开关逻辑与推力器的具体布局相关，不具有通用性，在此不做研究。

第七步，令X轴、Y轴、Z轴的比例项和积分项系数为零，计算启旋指令力矩。

令K_PIx、K_PIy、K_PIz均为零后，第五步的指令力矩演变为：

M_x1＝k_dx·(ω_x-ω_xr)

M_y1＝k_dy·ω_y

M_z1＝k_dz·ω_z

M_x1、M_y1、M_z1——启旋指令力矩。

至此，完成了形变再入飞行器变形前指令力矩确定方法。

下面通过仿真验证该方法的可行性

假设某飞行器形变前后的转动惯量分别为：J_x＝25kg·m²，J_xopen＝100kg·m²，为了确保再入过程姿态稳定，要求形变后的角速度大于30°/s。

形变前的指令姿态分别为θ_r＝-55.25°，φ_r＝-162.1°，γ_r＝64.68°。

仿真结果如下，其中图2为姿态角的仿真结果，图3为角速度的仿真结果，图4为指令力矩的仿真结果。

由以上仿真结果可知，0～46s为飞行器形变前调姿段，按照本申请的第一到第六步完成姿态调整，46s～50s为启旋阶段，按照本申请的第七步确定的指令力矩进行控制，将X轴角速度提升至121°/s。55s～66s为形变阶段，在形变过程中，随着转动惯量的逐渐增大，X轴的角速度逐渐下降，最终，角速度下降到32°/s，满足要求的30°/s的要求。

由以上仿真结果及分析可知，本发明中的形变再入飞行器形变前指令力矩的确定方法能够满足形变再入飞行器形变后角速度的要求，具有可行性。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

Claims (1)

1.一种形变再入飞行器变形前指令力矩确定方法，其特征在于，所述方法包括：

获取所述形变再入飞行器形变后的指令滚转角速度，包括：

获取所述形变再入飞行器形变后的最佳滚转角速度；及

将所述最佳滚转角速度作为指令滚转角速度P_ω_r并上注给所述形变再入飞行器；

预估所述形变再入飞行器形变前的转动惯量J_x，为：

其中，

转动惯量系统坐标系包括X轴、Y轴和Z轴；

J_x为飞行器形变前绕X轴的转动惯量；

J_xempty为飞行器形变前空载绕X轴的转动惯量；

J_xfull为飞行器形变前满载绕X轴的转动惯量；

m_empty为飞行器空载状态下质量；

m_full为飞行器满载状态下质量；

m为飞行器当前质量；

确定所述形变再入飞行器形变前的指令角速度ω_xr，为：

其中，

ω_xr为飞行器形变前的绕X轴的指令角速度；

J_xopen为飞行器形变后绕X轴的转动惯量；

基于导航姿态角和指令姿态角计算误差姿态角，为：

θ_e＝θ_r-θ

φ_e＝φ_r-φ

γ_e＝γ_r-γ

其中，

θ_e为误差俯仰角，φ_e为误差偏航角，γ_e为误差滚转角；

θ_r为指令俯仰角，υ_r为指令偏航角，γ_r为指令滚转角；

θ为导航俯仰角，υ为导航偏航角，γ为导航滚转角；

计算所述形变再入飞行器形变前调姿指令力矩：

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为X轴的形变前调姿指令力矩，M_y0为Y轴的形变前调姿指令力矩，M_z0为Z轴的形变前调姿指令力矩；

K_PIx为X轴的比例项和积分项系数，K_PIy为Y轴的比例项和积分项系数，K_PIz为Z轴的比例项和积分项系数；

k_dx为X轴的阻尼系数，k_dy为Y轴的阻尼系数，k_dz为Z轴的阻尼系数；

ω_x为导航得到的角速度在飞行器的X轴的分量，ω_y为导航得到的角速度在飞行器的Y轴的分量，ω_z为导航得到的角速度在飞行器的Z轴的分量；

按照姿控推力器开关逻辑开机进行姿态控制，使飞行器指向指令姿态，以满足控制精度要求，在调姿的过程中，若连续N帧满足以下公式，则判断调姿到位：

(|θ_e|＜Lev)&&(|φ_e|＜Lev)&&(|γ_e|＜Lev)

其中，Lev为姿控精度门限；及

获取所述形变再入飞行器变形前的启旋指令力矩， 包括：

令X轴、Y轴、Z轴的比例项和积分项系数为零；

按照以下公式计算启旋指令力矩：

M_x1＝k_dx·(ω_x-ω_xr)

M_y1＝k_dy·ω_y

M_z1＝k_dz·ω_z

其中，

M_x1为X轴的启旋指令力矩；

M_y1为Y轴的启旋指令力矩；

M_z1为Z轴的启旋指令力矩。

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