[发明专利]一种形变再入飞行器变形前指令力矩确定方法

权利要求书

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。