[发明专利]一种形变再入飞行器变形前指令力矩确定方法

说明书

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。

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。