一种用于飞行器的固体姿轨控动力系统的制作方法

1.本发明涉及飞行器姿态控制技术领域，尤其涉及一种用于飞行器的固体姿轨控动力系统。


背景技术：

2.现有的固体姿轨控动力系统，一旦点火不可关闭，且推力大小不可调节，适合采用pwm控制方式，实际应用了冲量等效原理。该系统的滚转角与偏航角控制大都采用行业内常用的分时控制方案，以避免出现干扰力矩，具体滚转角、偏航角的控制方案如图1所示。
3.《可重复使用运载器再入段反作用控制系统研究》在其4.3.2节提到了分档选择，当出现喷管复用时，分档选择退化为分轴选择，即退化为上述提到的分时控制方案。
4.现有分时控制方案对于滚转通道和偏航通道互斥，即滚转和偏航不可同时控制。当两个通道都存在控制需求时，通常先保证滚转通道。控制滚转通道时，偏航通道处于无控状态。当滚转通道没有控制需求或所需控制力较小时，放弃控制滚转通道，转向控制偏航通道。通常设定当滚转通道所需控制力小于设定值时，放弃控制滚转通道，因此滚转通道无法实现小力矩控制。在控制滚转通道3秒之后、偏航通道起控时，滚转角静差较大，如图2所示。前3秒为保证滚转角精度，偏航角暂时处于无控状态，如图3所示。并且，图2、图3是在不考虑发动机启停死区与饱和区的前提下，如果考虑15ms死区与45ms饱和区，飞行器姿态控制会更发散。


技术实现要素：

5.鉴于上述的分析，本发明实施例旨在提供一种用于飞行器的固体姿轨控动力系统，用以解决现有技术不可同时控制滚转角、偏航角的问题。
6.一方面，本发明实施例提供了一种用于飞行器的固体姿轨控动力系统，包括位于飞行器尾部的姿控发动机模块，以及控制器；其中，
7.姿控发动机模块内设有6个姿控发动机；其中，二号姿控发动机、五号姿控发动机位于垂直于飞行器轴线的直线一上，用于控制飞行器俯仰角；一号姿控发动机、三号姿控发动机位于与直线一垂直的直线二上，六号姿控发动机、四号姿控发动机位于与直线一垂直且与直线二平行的直线三上，组合后用于控制飞行器的滚转角、偏航角；
8.控制器，用于接收到导航解算指令后，分别进行滚转通道与偏航通道的姿控计算；以及，对姿控计算结果中一号姿控发动机、三号姿控发动机、四号姿控发动机、六号姿控发动机的开启时间依次进行融合、展宽处理，并进一步对展宽结果进行执行机构的适配处理，以抑制姿控发动机开启过程中的饱和区姿态控制发散现象；以及，根据适配处理结果控制执行机构执行相应姿控操作。
9.上述技术方案的有益效果如下：通过对滚转通道与偏航通道分别进行姿控计算，将滚转通道与偏航通道融合到一个控制周期中同时进行控制，提高了控制系统的效率、响应、鲁棒性。通过展宽姿控发动机的开启时间并抑制姿控发动机开启过程中的饱和区姿态
控制发散现象，可以实现小于15ms死区推力的输出，即实现姿控发动机的小推力控制。使用上述方案后，出现喷管复用时，分档选择不会退化为分轴选择。
10.基于上述系统的进一步改进，该固体姿轨控动力系统还包括位于飞行器中部的轨控发动机模块；其中，
11.轨控发动机模块内设有4个轨控发动机；其中，一号轨控发动机、三号轨控发动机位于垂直于飞行器轴线的直线四上，用于实现发射坐标系下飞行器y轴方向的位移控制；二号轨控发动机、四号轨控发动机位于垂直于直线四的直线五上，用于实现发射坐标系下飞行器z轴方向的位移控制；并且，直线一、直线二的交点位于飞行器的中轴线上；
12.发射坐标系中，原点位于飞行器的发射点，x轴的正向沿飞行器的发射瞄准方向，y轴垂直于发射点处的水平面，y轴的正向指向上方，z轴与x轴、y轴构成右手坐标系。
13.进一步，一号姿控发动机与六号姿控发动机的组合、三号姿控发动机与四号姿控发动机的组合，用于控制飞行器的偏航角；
14.一号姿控发动机与四号姿控发动机的组合、三号姿控发动机与六号姿控发动机的组合，用于控制飞行器的滚转角。
15.进一步，控制器执行如下控制程序完成滚转通道的姿控计算功能：
16.接收到导航解算指令后，通过下面公式进行滚转通道的姿控计算，得出滚转通道本周期应输出的控制力矩m
xc
，
17.m
xc
＝(5
×
δ
γ
+ω
x
)
×
28
×
2，
18.式中，δ
γ
代表本周期的滚转角偏差，ω
x
代表本周期的滚转角速度；
19.识别上述滚转通道本周期应输出的控制力矩m
xc
是否大于0，如果否，执行下一步，如果是，通过下面公式进一步得出满足滚转通道需求时一号姿控发动机应贡献的推力f
xzk1
、四号姿控发动机应贡献的推力f
xzk4
，
[0020][0021]
识别上述滚转通道本周期应输出的控制力矩m
xc
是否小于0，如果否，本周期不考虑滚转通道的控制，如果是，通过下面公式进一步得出满足滚转通道需求时三号姿控发动机应贡献的推力f
xzk3
、六号姿控发动机应贡献的推力f
xzk6
，
[0022][0023]
通过下面公式计算上述应贡献推力的姿控发动机的开启时间，其中，为满足滚转通道需求时一号姿控发动机的开启时间，为满足滚转通道需求时三号姿控发动机的开启时间，为满足滚转通道需求时四号姿控发动机的开启时间，为满足滚转通道需求时六号姿控发动机的开启时间，
[0024]
或者，
[0025][0026]
进一步，控制器执行如下控制程序完成偏航通道的姿控计算功能：
[0027]
接收到导航解算指令后，通过下面公式进行偏航通道的姿控计算，得出偏航通道本周期应输出的控制力矩m
yc
，
[0028]myc
＝(3
×
δ
ψ
+ωy)
×
28
×
2，
[0029]
式中，δ
ψ
代表本周期的偏航角偏差，ωy代表本周期的偏航角速度；
[0030]
识别上述偏航通道本周期应输出的控制力矩m
yc
是否大于0，如果否，执行下一步，如果是，通过下面公式得出一号姿控发动机应贡献的推力f
yzk1
、六号姿控发动机应贡献的推力f
yzk6
，
[0031][0032]
识别上述偏航通道本周期应输出的控制力矩m
yc
是否小于0，如果否，本周期不考虑偏航通道的控制，如果是，通过下面公式进一步得出满足偏航通道需求时三号姿控发动机应贡献的推力f
yzk3
、四号姿控发动机应贡献的推力f
yzk4
，
[0033][0034]
通过下面公式计算上述应贡献推力的姿控发动机的开启时间，其中，t
yzk1
为满足偏航通道需求时一号姿控发动机的开启时间，t
yzk3
为满足偏航通道需求时三号姿控发动机的开启时间，t
yzk
为满足偏航通道需求时四号姿控发动机的开启时间，t
yzk6
为满足偏航通道需求时六号姿控发动机的开启时间，
[0035]
或者，
[0036][0037]
进一步，控制器执行如下控制程序完成对姿控计算结果进行融合的功能：
[0038]
通过下面公式中的条件判断是否存在过载使用的姿控发动机，
[0039][0040]
识别上述条件全部满足的时候，判定不存在过载使用的姿控发动机，通过下面公式确定一号姿控发动机的实际开启时间t
zk1
、三号姿控发动机的实际开启时间t
zk3
、四号姿控发动机的实际开启时间t
zk4
、六号姿控发动机的实际开启时间t
zk6
，
[0041][0042]
识别上述条件不能够全部满足的时候，确定不满足的姿控发动机序号i，i＝1、3、4、6，并优先保障滚转通道，通过下面公式确定保障滚转通道后过载使
用的i号姿控发动机的剩余开启时间
[0043][0044]
通过下面公式调整偏航通道的控制要求，将满足偏航通道需求时i号姿控发动机的的开启时间与i号姿控发动机的同侧发动机的开启时间调一致，i+j＝7，以避免引入额外的干扰力矩，
[0045][0046]
根据调整控制要求后的偏航通道的数值，通过下面公式得到一号姿控发动机的实际开启时间t
zk1
、三号姿控发动机的实际开启时间t
zk3
、四号姿控发动机的实际开启时间t
zk4
、六号姿控发动机的实际开启时间t
zk6
，
[0047][0048]
进一步，控制器执行如下控制程序完成对姿控计算结果的展宽功能：
[0049]
识别一号姿控发动机的实际开启时间是否满足t
zk1
》0且t
zk1
《15，如果否，执行下一步，如果是，对一号姿控发动机的实际开启时间t
zk
、三号姿控发动机的实际开启时间t
zk3
作如下调整，得到调整后的开启时间t
zk1’、t
zk3’代替原开启时间t
zk1
、t
zk3
，
[0050]
t
zk1’＝t
zk1
+15，t
zk3’＝t
zk
+15；
[0051]
识别三号姿控发动机的实际开启时间是否满足t
zk3
》0且t
zk3
《15，如果否，执行下一步，如果是，对一号姿控发动机的实际开启时间t
zk1
、三号姿控发动机的实际开启时间t
zk3
作如下调整，得到调整后的开启时间t
zk1’、t
zk3’代替原开启时间t
zk1
、t
zk3
，
[0052]
t
zk’＝t
zk1
+15，t
zk3’＝t
zk3
+15；
[0053]
识别四号姿控发动机的实际开启时间是否满足t
zk4
》0且t
zk
《15，如果否，执行下一步，如果是，对四号姿控发动机的实际开启时间t
zk4
、六号姿控发动机的实际开启时间t
zk6
作如下调整，得到调整后的开启时间t
zk4’、t
zk6’代替原开启时间t
zk
、t
zk6
，
[0054]
t
zk4’＝t
zk
+15，t
zk6’＝t
zk6
+15；
[0055]
识别六号姿控发动机的实际开启时间是否满足t
zk
》0且t
zk6
《15，如果否，维持各姿控发动机的开启时间不变，如果是，对四号姿控发动机的实际开启时间t
zk4
、六号姿控发动机的实际开启时间t
zk
作如下调整，得到调整后的开启时间t
zk’、t
zk’代替原开启时间t
zk4
、t
zk6
，
[0056]
t
zk4’＝t
zk4
+15，t
zk’＝t
zk
+15。
[0057]
进一步，所述控制器执行如下控制程序完成对展宽结果进行执行机构的适配处理，以完成抑制姿控发动机开启过程中的饱和区姿态控制发散现象的功能：
[0058]
识别展开结果中一号姿控发动机的实际开启时间t
zk1
是否满足t
zk1
》45，如果否，执行下一步，如果是，对一号姿控发动机的实际开启时间t
zk1
作如下调整，
[0059]
t
zk1
＝60，
[0060]
识别展开结果中三号姿控发动机的实际开启时间t
zk3
是否满足t
zk3
》45，如果否，执
行下一步，如果是，对三号姿控发动机的实际开启时间t
zk3
作如下调整，
[0061]
t
zk3
＝60，
[0062]
识别展开结果中四号姿控发动机的实际开启时间t
zk4
是否满足t
zk4
》45，如果否，执行下一步，如果是，对四号姿控发动机的实际开启时间t
zk4
作如下调整，
[0063]
t
zk4
＝60，
[0064]
识别展开结果中六号姿控发动机的实际开启时间t
zk6
是否满足t
zk6
》45，如果否，结束适配处理，如果是，对六号姿控发动机的实际开启时间t
zk6
作如下调整，
[0065]
t
zk6
＝60。
[0066]
进一步，一号姿控发动机、二号姿控发动机、三号姿控发动机、四号姿控发动机、五号姿控发动机、六号姿控发动机均位于同一平面内；并且，
[0067]
一号姿控发动机、三号姿控发动机关于直线一对称，六号姿控发动机、四号姿控发动机也关于直线一对称分布。
[0068]
进一步，直线二与飞行器轴线的距离等于直线三与飞行器轴线的距离。
[0069]
与现有技术相比，本发明至少可实现如下有益效果之一：
[0070]
1、通过判断各姿控发动机的负载情况，将滚转通道与偏航通道融合到一个控制周期中同时进行控制，提高了控制系统的效率、响应、鲁棒性，实现滚转通道与偏航通道的同时控制。
[0071]
2、通过展宽姿控发动机的开启时间超过死区时间，并打开对侧发动机抵消额外的推力，可以实现小于15ms死区推力的输出，实现了小推力控制。
[0072]
3、姿控发动机的非对称开启必然引起干扰力矩，上述方案通过融合、展宽处理，并进一步对展宽结果进行执行机构的适配处理，将干扰力矩有效利用为了控制力矩。即，使用本方案后，出现喷管复用时，分档选择不会退化为分轴选择。
[0073]
提供发明内容部分是为了以简化的形式来介绍对概念的选择，它们在下文的具体实施方式中将被进一步描述。发明内容部分无意标识本发明的重要特征或必要特征，也无意限制本发明的范围。
附图说明
[0074]
通过结合附图对本发明示例性实施例进行更详细的描述，本发明的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本发明示例性实施例中，相同的参考标号通常代表相同部件。
[0075]
图1示出了现有技术的滚转角、偏航角控制方案；
[0076]
图2示出了现有技术的滚转角状态示意图；
[0077]
图3示出了现有技术的偏航角状态示意图；
[0078]
图4示出了实施例1固体姿轨控动力系统中姿控发动机工作示意图；
[0079]
图5示出了实施例1固体姿轨控动力系统对飞行器的滚转角、偏航角控制方案；
[0080]
图6示出了实施例2固体姿轨控动力系统中轨控发动机工作示意图；
[0081]
图7示出了使用实施例2固体姿轨控动力系统后飞行器的滚转角半实物仿真结果(多次测量)；
[0082]
图8示出了使用实施例2固体姿轨控动力系统后飞行器的偏航角半实物仿真结果
(多次测量)。
[0083]
附图标记：
[0084]
1-一号姿控发动机；2-二号姿控发动机；3-三号姿控发动机；4-四号姿控发动机；5-五号姿控发动机；6-六号姿控发动机；1#-一号轨控发动机；2#-二号轨控发动机；3#-三号轨控发动机；4#-四号轨控发动机。
具体实施方式
[0085]
下面将参照附图更详细地描述本发明的实施例。虽然附图中显示了本发明的实施例，然而应该理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了使本发明更加透彻和完整，并且能够将本发明的范围完整地传达给本领域的技术人员。
[0086]
在本文中使用的术语“包括”及其变形表示开放性包括，即“包括但不限于”。除非特别申明，术语“或”表示“和/或”。术语“基于”表示“至少部分地基于”。术语“一个示例实施例”和“一个实施例”表示“至少一个示例实施例”。术语“另一实施例”表示“至少一个另外的实施例”。术语“第一”、“第二”等等可以指代不同的或相同的对象。下文还可能包括其他明确的和隐含的定义。
[0087]
实施例1
[0088]
本发明的一个实施例，公开了一种用于飞行器的固体姿轨控动力系统，包括位于飞行器尾部的姿控发动机模块，以及控制器。
[0089]
其中，姿控发动机模块内设有6个姿控发动机，如图4所示。其中，二号姿控发动机2、五号姿控发动机5位于垂直于飞行器轴线的直线一上，用于控制飞行器俯仰角。
[0090]
一号姿控发动机1、三号姿控发动机3位于与直线一垂直的直线二上，六号姿控发动机6、四号姿控发动机4位于与直线一垂直且与直线二平行的直线三上，组合后用于控制飞行器的滚转角、偏航角。
[0091]
控制器，用于接收到导航解算指令后，分别进行滚转通道与偏航通道的姿控计算；以及，对姿控计算结果中一号姿控发动机、三号姿控发动机、四号姿控发动机、六号姿控发动机的开启时间依次进行融合、展宽处理，并进一步对展宽结果进行执行机构的适配处理，以抑制姿控发动机开启过程中的饱和区姿态控制发散现象；以及，根据适配处理结果控制执行机构执行相应姿控操作(对一号姿控发动机1、三号姿控发动机3、四号姿控发动机4、六号姿控发动机6点火启动)，如图5所示。
[0092]
可选地，一号姿控发动机1、六号姿控发动机6组合与三号姿控发动机3、四号姿控发动机4组合用于控制偏航角，一号姿控发动机1、四号姿控发动机4组合、三号姿控发动机3、六号姿控发动机6组合用于控制滚转角。
[0093]
本实施例方案的核心在于一号姿控发动机1、三号姿控发动机3、四号姿控发动机4、六号姿控发动机6的组合控制。
[0094]
姿控计算结果中包含一号姿控发动机、三号姿控发动机、四号姿控发动机、六号姿控发动机各自应贡献的推力以及开启时间。
[0095]
与现有技术相比，本实施例提供的固体姿轨控动力系统通过对滚转通道与偏航通道分别进行姿控计算，将滚转通道与偏航通道融合到一个控制周期中同时进行控制，提高
了控制系统的效率、响应、鲁棒性。通过展宽姿控发动机的开启时间并抑制姿控发动机开启过程中的饱和区姿态控制发散现象，可以实现小于15ms死区推力的输出，即实现姿控发动机的小推力控制。使用上述方案后，出现喷管复用时，分档选择不会退化为分轴选择。
[0096]
实施例2
[0097]
在实施例1的基础上进行改进，该固体姿轨控动力系统还包括位于飞行器中部的轨控发动机模块。
[0098]
其中，轨控发动机模块内设有4个轨控发动机，如图6所示。其中，一号轨控发动机1#、三号轨控发动机3#位于垂直于飞行器轴线的直线四上，用于实现发射坐标系下飞行器y轴方向的位移控制；二号轨控发动机2#、四号轨控发动机4#位于垂直于直线四的直线五上，用于实现发射坐标系下飞行器z轴方向的位移控制；并且，直线一、直线二的交点位于飞行器的中轴线上。
[0099]
发射坐标系为动坐标系，原点位于飞行器的发射点，并与发射点固连，x轴的正向沿飞行器的发射瞄准方向，y轴垂直于发射点处的水平面，y轴的正向指向上方，z轴与x轴、y轴构成右手坐标系。
[0100]
此外，上述发射坐标系也可用轨道坐标系替代，轨道坐标系中，原点位于飞行器质心，x轴沿飞行器前进方向，y轴沿飞行器轨道的负法线方向，z轴与x轴、y轴构成右手坐标系。
[0101]
本实施例的固体姿轨控动力系统将姿控计算拆分为两部分，滚转通道与偏航通道分别计算，得到两套开关指令。再经由姿控结果融合与展宽模块生成最终的控制指令。以60ms为一个脉宽调制周期，对于每一个姿控发动的开启与关闭设置15秒死区、45秒饱和区。即开启时间(ms)t＝0、[15,45]、60。
[0102]
优选地，一号姿控发动机1与六号姿控发动机6的组合、三号姿控发动机3与四号姿控发动机4的组合，用于控制飞行器的偏航角。
[0103]
优选地，一号姿控发动机1与四号姿控发动机4的组合、三号姿控发动机3与六号姿控发动机6的组合，用于控制飞行器的滚转角。
[0104]
优选地，控制器执行如下控制程序完成滚转通道的姿控计算功能：
[0105]
s1.接收到导航解算指令后，通过下面公式进行滚转通道的姿控计算，得出滚转通道本周期应输出的控制力矩m
xc
(本周期为达到滚转通道的姿态控制目的应施加到飞行器沿x轴方向的力矩)，
[0106]mxc
＝(5
×
δ
γ
+1
×
ω
x
)
×
28
×
2，
[0107]
式中，δ
γ
代表本周期的滚转角偏差，ω
x
代表本周期的滚转角速度；28
×
2为被控对象的特性；5为比例系数，1为微分系数，28为f
1346
×
l
1346
的值，f
1346
代表一号、三号、四号、六号姿控发动机开启时产生的总推力，l
1346
代表一号、三号、四号、六号姿控发动机的等效力臂；
[0108]
s2.识别上述滚转通道本周期应输出的控制力矩m
xc
是否大于0，如果否，执行下一步，如果是，通过下面公式进一步得出满足滚转通道需求时一号姿控发动机应贡献的推力f
xzk1
、四号姿控发动机应贡献的推力f
xzk4
，
[0109]
[0110]
s3.识别上述滚转通道本周期应输出的控制力矩m
xc
是否小于0，如果否，本周期不考虑滚转通道的控制，如果是，通过下面公式进一步得出满足滚转通道需求时三号姿控发动机应贡献的推力f
xzk3
、六号姿控发动机应贡献的推力f
xzk6
，
[0111][0112]
s4.通过下面公式计算上述应贡献推力的姿控发动机的开启时间，其中，t
yzk1
为满足偏航通道需求时一号姿控发动机的开启时间，为满足偏航通道需求时三号姿控发动机的开启时间，为满足偏航通道需求时四号姿控发动机的开启时间，为满足偏航通道需求时六号姿控发动机的开启时间，
[0113]
或者，
[0114][0115]
优选地，控制器执行如下控制程序完成偏航通道的姿控计算功能：
[0116]
s1*.接收到导航解算指令后，通过下面公式进行偏航通道的姿控计算，得出偏航通道本周期应输出的控制力矩m
yc
(本周期为达到偏航通道的姿态控制目的应施加到飞行器沿y轴方向的力矩)，
[0117]myc
＝(3
×
δ
ψ
+ωy)
×
28
×
2，
[0118]
式中，δ
ψ
代表本周期的偏航角偏差，ωy代表本周期的偏航角速度；
[0119]
s2*.识别上述偏航通道本周期应输出的控制力矩m
yc
是否大于0，如果否，执行下一步，如果是，通过下面公式进一步得出满足偏航通道需求时一号姿控发动机应贡献的推力f
yzk1
、六号姿控发动机应贡献的推力f
yzk6
，
[0120][0121]
s3*.识别上述偏航通道本周期应输出的控制力矩m
yc
是否小于0，如果否，本周期不考虑偏航通道的控制，如果是，通过下面公式进一步得出满足偏航通道需求时三号姿控发动机应贡献的推力f
yzk3
、四号姿控发动机应贡献的推力f
yzk4
，
[0122][0123]
s4*.通过下面公式计算上述应贡献推力的姿控发动机的开启时间，其中，为满足偏航通道需求时一号姿控发动机的开启时间，为满足偏航通道需求时三号姿控发动机的开启时间，为满足偏航通道需求时四号姿控发动机的开启时间，为满足偏航通道需求时六号姿控发动机的开启时间
[0124]
或者，
[0125]
[0126]
上述步骤s4、s4*中，分别是滚转通道对一号姿控发动机的开启时间的要求，偏航通道对一号姿控发动机的开启时间的要求，其余各量同理。因为是分别计算，以存在两个值。这两个值会在后面进行融合、调整、舍弃。
[0127]
优选地，控制器执行如下控制程序完成对姿控计算结果进行融合的功能：
[0128]
s5.通过下面公式中的条件判断是否存在过载使用的姿控发动机，
[0129][0130]
s6.识别上述条件全部满足的时候，判定不存在过载使用的姿控发动机，通过下面公式确定一号姿控发动机的实际开启时间t
zk1
、三号姿控发动机的实际开启时间t
zk3
、四号姿控发动机的实际开启时间t
zk4
、六号姿控发动机的实际开启时间t
zk6
，
[0131][0132]
s7.识别上述条件不能够全部满足的时候，确定不满足60的姿控发动机序号i，i＝1、3、4、6，并优先保障滚转通道，通过下面公式确定保障滚转通道后过载使用的i号姿控发动机的剩余开启时间
[0133][0134]
s8.通过下面公式调整偏航通道的控制要求，将满足偏航通道需求时i号姿控发动机的的开启时间与i号姿控发动机的同侧发动机的开启时间调一致，i+j＝7，以避免引入额外的干扰力矩，
[0135][0136]
即当i＝1、3、4、6时，j＝6、4、3、1。即满足i+j＝7；
[0137]
需说明的是，剩余开启时间为第i号发动机所能提供给偏航通道的最大可用时间，此值一定是小于偏航通道控制需求的。因此步骤s7优先满足了滚转通道的控制需求，在步骤s8中同步调整两个发动机是为了不额外引入对滚转通道的干扰力矩。
[0138]
s9.根据调整控制要求后的偏航通道的数值，通过下面公式得到一号姿控发动机的实际开启时间t
zk
、三号姿控发动机的实际开启时间t
zk3
、四号姿控发动机的实际开启时间t
zk
、六号姿控发动机的实际开启时间t
zk
，
[0139][0140]
经过步骤s1～s9的处理后，依然是不够的，因为尽管实现了两通道的同时控制，但是仍然可能存在发动机开启时间小于15ms死区的情况。
[0141]
优选地，控制器执行如下控制程序完成对姿控计算结果的展宽功能：
[0142]
s10.识别一号姿控发动机的实际开启时间是否满足t
zk
》0且t
zk
《15，如果否，执行下一步，如果是，对一号姿控发动机的实际开启时间t
zk1
、三号姿控发动机的实际开启时间t
zk
作如下调整(增加一号发动机的实际开启时间令其大于死区时间，同时同等增加打开对侧发动机的时间，以抵消额外的推力)，得到调整后的开启时间t
zk1’、t
zk3’代替原开启时间t
zk1
、t
zk3
，
[0143]
t
zk1’＝t
zk1
+15，t
zk3’＝t
zk3
+15；
[0144]
s11.识别三号姿控发动机的实际开启时间是否满足t
zk3
》0且t
zk3
《15，如果否，执行下一步，如果是，对一号姿控发动机的实际开启时间t
zk1
、三号姿控发动机的实际开启时间t
zk3
作如下调整(增加三号发动机的实际开启时间令其大于死区时间，同时同等增加打开对侧发动机的时间，以抵消额外的推力)，得到调整后的开启时间t
zk1’、t
zk3’代替原开启时间t
zk1
、t
zk3
，
[0145]
t
zk1’＝t
zk
+15，t
zk3’＝t
zk
+15；
[0146]
s12.识别四号姿控发动机的实际开启时间是否满足t
zk4
》0且t
zk4
《15，如果否，执行下一步，如果是，对四号姿控发动机的实际开启时间t
zk4
、六号姿控发动机的实际开启时间t
zk6
作如下调整(增加四号发动机的实际开启时间令其大于死区时间，同时同等增加打开对侧发动机的时间，以抵消额外的推力)，得到调整后的开启时间t
zk4’、t
zk6’代替原开启时间t
zk4
、t
zk6
，
[0147]
t
zk4’＝t
zk4
+15，t
zk6’＝t
zk6
+15；
[0148]
s13.识别六号姿控发动机的实际开启时间是否满足t
zk6
》0且t
zk6
《15，如果否，维持各姿控发动机的开启时间不变，如果是，对四号姿控发动机的实际开启时间t
zk
、六号姿控发动机的实际开启时间t
zk6
作如下调整(增加六号发动机的实际开启时间令其大于死区时间，同时同等增加打开对侧发动机的时间，以抵消额外的推力)，得到调整后的开启时间t
zk4’、t
zk’代替原开启时间t
zk4
、t
zk
，
[0149]
t
zk’＝t
zk4
+15，t
zk6’＝t
zk6
+15。
[0150]
综上，当某个姿控发动机的开启时间不满足最短开启时间时，将其开启时间增加15ms，同时为了抵消掉延长开启时间的影响，将其对侧发动机也延长开启时间15ms。
[0151]
经过步骤s10～s13的处理，姿控发动机已经不存在应该开启但开启时间小于15ms的情况。因此，最后执行执行机构的适配处理。
[0152]
通过步骤s5～s13的处理，将干扰力矩有效利用为了控制力矩。即使用步骤s5～s13的方案后，可以避免干扰力矩的出现。行业内通常做法，滚转通道与偏航通道分时控制也是为了避免干扰力矩的出现。
[0153]
优选地，控制器执行如下控制程序完成对展宽结果进行执行机构的适配处理，以完成抑制姿控发动机开启过程中的饱和区姿态控制发散现象的功能：
[0154]
s14.识别展开结果中一号姿控发动机的实际开启时间t
zk1
是否满足t
zk1
》45，如果否，执行下一步，如果是，对一号姿控发动机的实际开启时间t
zk
作如下调整，
[0155]
t
zk1
＝60，
[0156]
s15.识别展开结果中三号姿控发动机的实际开启时间t
zk3
是否满足t
zk3
》45，如果否，执行下一步，如果是，对三号姿控发动机的实际开启时间t
zk3
作如下调整，
[0157]
t
zk3
＝60，
[0158]
s16.识别展开结果中四号姿控发动机的实际开启时间t
zk
是否满足t
zk4
》45，如果否，执行下一步，如果是，对四号姿控发动机的实际开启时间t
zk4
作如下调整，
[0159]
t
zk4
＝60，
[0160]
s17.识别展开结果中六号姿控发动机的实际开启时间t
zk6
是否满足t
zk6
》45，如果否，结束适配处理，如果是，对六号姿控发动机的实际开启时间t
zk6
作如下调整，
[0161]
t
zk6
＝60。
[0162]
至此，方案结束。
[0163]
优选地，一号姿控发动机1、二号姿控发动机、三号姿控发动机3、四号姿控发动机4、五号姿控发动机5、六号姿控发动机6均位于同一平面内。并且，一号姿控发动机1、三号姿控发动机3关于直线一对称，六号姿控发动机6、四号姿控发动机4也关于直线一对称分布。
[0164]
优选地，直线二与飞行器轴线的距离等于直线三与飞行器轴线的距离。
[0165]
实施时，本实施例采用的飞行器标的物，质量为40kg左右，单个姿控发动机推力为28n。质量小，高动态，控制难度极高，通过现有技术实现其姿态控制是非常困难的。
[0166]
应用实施例提供的固体姿轨控动力系统后，对模型质量、转动惯量、质心偏差、推力偏差分别进行5％的拉偏，总计1条基准弹道、16条极限弹道。仿真结果姿态跟踪良好，如图7～8所示，滚转角和偏航角均跟踪良好。值得一提的是，在进行半实物仿真时，控制指令发出周期为5ms，即所有发动机的开启时间只能为0、15、20、25、30、35、40、45、60中的一个。可见应用本方案后，使得原控制系统的设计鲁棒性增强。
[0167]
与现有技术相比，本实施例提供的用于飞行器的固体姿轨控动力系统具有如下有益效果：
[0168]
1、通过判断各姿控发动机的负载情况，将滚转通道与偏航通道融合到一个控制周期中同时进行控制，提高了控制系统的效率、响应、鲁棒性，实现滚转通道与偏航通道的同时控制。
[0169]
2、通过展宽姿控发动机的开启时间超过死区时间，并打开对侧发动机抵消额外的推力，可以实现小于15ms死区推力的输出，实现了小推力控制。
[0170]
3、姿控发动机的非对称开启必然引起干扰力矩，上述方案通过融合、展宽处理，并进一步对展宽结果进行执行机构的适配处理，将干扰力矩有效利用为了控制力矩。即，使用本方案后，出现喷管复用时，分档选择不会退化为分轴选择。
[0171]
以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。本文中所用术语的选择，旨
在最好地解释各实施例的原理、实际应用或对现有技术的改进，或者使本技术领域的其它普通技术人员能理解本文披露的各实施例。

技术特征：
1.一种用于飞行器的固体姿轨控动力系统，其特征在于，包括位于飞行器尾部的姿控发动机模块，以及控制器；其中，姿控发动机模块内设有6个姿控发动机；其中，二号姿控发动机、五号姿控发动机位于垂直于飞行器轴线的直线一上，用于控制飞行器俯仰角；一号姿控发动机、三号姿控发动机位于与直线一垂直的直线二上，六号姿控发动机、四号姿控发动机位于与直线一垂直且与直线二平行的直线三上，组合后用于控制飞行器的滚转角、偏航角；控制器，用于接收到导航解算指令后，分别进行滚转通道与偏航通道的姿控计算；以及，对姿控计算结果中一号姿控发动机、三号姿控发动机、四号姿控发动机、六号姿控发动机的开启时间依次进行融合、展宽处理，并进一步对展宽结果进行执行机构的适配处理，以抑制姿控发动机开启过程中的饱和区姿态控制发散现象；以及，根据适配处理结果控制执行机构执行相应姿控操作。2.根据权利要求1所述的用于飞行器的固体姿轨控动力系统，其特征在于，还包括位于飞行器中部的轨控发动机模块；其中，轨控发动机模块内设有4个轨控发动机；其中，一号轨控发动机、三号轨控发动机位于垂直于飞行器轴线的直线四上，用于实现发射坐标系下飞行器y轴方向的位移控制；二号轨控发动机、四号轨控发动机位于垂直于直线四的直线五上，用于实现发射坐标系下飞行器z轴方向的位移控制；并且，直线一、直线二的交点位于飞行器的中轴线上；发射坐标系中，原点位于飞行器的发射点，x轴的正向沿飞行器的发射瞄准方向，y轴垂直于发射点处的水平面，y轴的正向指向上方，z轴与x轴、y轴构成右手坐标系。3.根据权利要求1或2所述的用于飞行器的固体姿轨控动力系统，其特征在于，一号姿控发动机与六号姿控发动机的组合、三号姿控发动机与四号姿控发动机的组合，用于控制飞行器的偏航角；一号姿控发动机与四号姿控发动机的组合、三号姿控发动机与六号姿控发动机的组合，用于控制飞行器的滚转角。4.根据权利要求3所述的用于飞行器的固体姿轨控动力系统，其特征在于，控制器执行如下控制程序完成滚转通道的姿控计算功能：接收到导航解算指令后，通过下面公式进行滚转通道的姿控计算，得出滚转通道本周期应输出的控制力矩m
xc
，m
xc
＝(5
×
δ
γ
+ω
x
)
×
28
×
2，式中，δ
γ
代表本周期的滚转角偏差，ω
x
代表本周期的滚转角速度；识别上述滚转通道本周期应输出的控制力矩m
xc
是否大于0，如果否，执行下一步，如果是，通过下面公式进一步得出满足滚转通道需求时一号姿控发动机应贡献的推力f
xzk1
、四号姿控发动机应贡献的推力f
xzk4
，识别上述滚转通道本周期应输出的控制力矩m
xc
是否小于0，如果否，本周期不考虑滚转通道的控制，如果是，通过下面公式进一步得出满足滚转通道需求时三号姿控发动机应贡献的推力f
xzk3
、六号姿控发动机应贡献的推力f
xzk6
，
通过下面公式计算上述应贡献推力的姿控发动机的开启时间，其中，为满足滚转通道需求时一号姿控发动机的开启时间，为满足滚转通道需求时三号姿控发动机的开启时间，为满足滚转通道需求时四号姿控发动机的开启时间，为满足滚转通道需求时六号姿控发动机的开启时间，或者，5.根据权利要求4所述的用于飞行器的固体姿轨控动力系统，其特征在于，控制器执行如下控制程序完成偏航通道的姿控计算功能：接收到导航解算指令后，通过下面公式进行偏航通道的姿控计算，得出偏航通道本周期应输出的控制力矩m
yc
，m
yc
＝(3
×
δ
ψ
+ω
y
)
×
28
×
2，式中，δ
ψ
代表本周期的偏航角偏差，ω
y
代表本周期的偏航角速度；识别上述偏航通道本周期应输出的控制力矩m
yc
是否大于0，如果否，执行下一步，如果是，通过下面公式进一步得出满足偏航通道需求时一号姿控发动机应贡献的推力f
yzk1
、六号姿控发动机应贡献的推力f
yzk6
，识别上述偏航通道本周期应输出的控制力矩m
yc
是否小于0，如果否，本周期不考虑偏航通道的控制，如果是，通过下面公式进一步得出满足偏航通道需求时三号姿控发动机应贡献的推力f
yzk3
、四号姿控发动机应贡献的推力f
yzk4
，通过下面公式计算上述应贡献推力的姿控发动机的开启时间，其中，为满足偏航通道需求时一号姿控发动机的开启时间，为满足偏航通道需求时三号姿控发动机的开启时间，为满足偏航通道需求时四号姿控发动机的开启时间，为满足偏航通道需求时六号姿控发动机的开启时间，或者，6.根据权利要求5所述的用于飞行器的固体姿轨控动力系统，其特征在于，控制器执行如下控制程序完成对姿控计算结果进行融合的功能：通过下面公式中的条件判断是否存在过载使用的姿控发动机，
识别上述条件全部满足的时候，判定不存在过载使用的姿控发动机，通过下面公式确定一号姿控发动机的实际开启时间t
zk1
、三号姿控发动机的实际开启时间t
zk3
、四号姿控发动机的实际开启时间t
zk4
、六号姿控发动机的实际开启时间t
zk
，识别上述条件不能够全部满足的时候，确定不满足的姿控发动机序号i，i＝1、3、4、6，并优先保障滚转通道，通过下面公式确定保障滚转通道后过载使用的i号姿控发动机的剩余开启时间号姿控发动机的剩余开启时间通过下面公式调整偏航通道的控制要求，将满足偏航通道需求时i号姿控发动机的的开启时间与i号姿控发动机的同侧发动机的开启时间调一致，i+j＝7，以避免引入额外的干扰力矩，根据调整控制要求后的偏航通道的数值，通过下面公式得到一号姿控发动机的实际开启时间t
zk1
、三号姿控发动机的实际开启时间t
zk3
、四号姿控发动机的实际开启时间t
zk4
、六号姿控发动机的实际开启时间t
zk6
，7.根据权利要求6所述的用于飞行器的固体姿轨控动力系统，其特征在于，所述控制器执行如下控制程序完成对姿控计算结果的展宽功能：识别一号姿控发动机的实际开启时间是否满足t
zk1
>0且t
zk1
<15，如果否，执行下一步，如果是，对一号姿控发动机的实际开启时间t
zk1
、三号姿控发动机的实际开启时间t
zk
作如下调整，得到调整后的开启时间t
zk1’、t
zk3’代替原开启时间t
zk
、t
zk
，t
zk1’＝t
zk1
+15，t
zk’＝t
zk
+15；识别三号姿控发动机的实际开启时间是否满足t
zk
>0且t
zk
<15，如果否，执行下一步，如果是，对一号姿控发动机的实际开启时间t
zk1
、三号姿控发动机的实际开启时间t
zk3
作如下调整，得到调整后的开启时间t
zk1’、t
zk3’代替原开启时间t
zk1
、t
zk
，
t
zk’＝t
zk1
+15，t
zk’＝t
zk3
+15；识别四号姿控发动机的实际开启时间是否满足t
zk4
>0且t
zk4
<15，如果否，执行下一步，如果是，对四号姿控发动机的实际开启时间t
zk4
、六号姿控发动机的开启时间t
zk6
作如下调整，得到调整后的开启时间t
zk’、t
zk6’代替原开启时间t
zk4
、t
zk6
，t
zk4’＝t
zk4
+15，t
zk6’＝t
zk6
+15；识别六号姿控发动机的实际开启时间是否满足t
zk6
>0且t
zk6
<15，如果否，维持各姿控发动机的开启时间不变，如果是，对四号姿控发动机的实际开启时间t
zk4
、六号姿控发动机的实际开启时间t
zk
作如下调整，得到调整后的开启时间t
zk4’、t
zk6’代替原开启时间t
zk4
、t
zk6
，t
zk4’＝t
zk
+15，t
zk’＝t
zk6
+15。8.根据权利要求7所述的用于飞行器的固体姿轨控动力系统，其特征在于，所述控制器执行如下控制程序完成对展宽结果进行执行机构的适配处理，以完成抑制姿控发动机开启过程中的饱和区姿态控制发散现象的功能：识别展开结果中一号姿控发动机的实际开启时间t
zk
是否满足t
zk
>45，如果否，执行下一步，如果是，对一号姿控发动机的实际开启时间t
zk1
作如下调整，t
zk
＝60，识别展开结果中三号姿控发动机的实际开启时间t
zk3
是否满足t
zk
>45，如果否，执行下一步，如果是，对三号姿控发动机的实际开启时间t
zk3
作如下调整，t
zk3
＝60，识别展开结果中四号姿控发动机的实际开启时间t
zk
是否满足t
zk
>45，如果否，执行下一步，如果是，对四号姿控发动机的实际开启时间t
zk
作如下调整，t
zk4
＝60，识别展开结果中六号姿控发动机的实际开启时间t
zk6
是否满足t
zk6
>45，如果否，结束适配处理，如果是，对六号姿控发动机的实际开启时间t
zk6
作如下调整，t
zk6
＝60。9.根据权利要求8所述的用于飞行器的固体姿轨控动力系统，其特征在于，一号姿控发动机、二号姿控发动机、三号姿控发动机、四号姿控发动机、五号姿控发动机、六号姿控发动机均位于同一平面内；并且，一号姿控发动机、三号姿控发动机关于直线一对称，六号姿控发动机、四号姿控发动机也关于直线一对称分布。10.根据权利要求9所述的用于飞行器的固体姿轨控动力系统，其特征在于，直线二与飞行器轴线的距离等于直线三与飞行器轴线的距离。

技术总结
本发明提供了一种用于飞行器的固体姿轨控动力系统，属于飞行器姿态控制技术领域，解决了现有技术不可同时控制滚转角、偏航角的问题。该装置包括位于飞行器尾部的姿控发动机模块，以及控制器。其中，姿控发动机模块内设有6个姿控发动机。二号姿控发动机、五号姿控发动机用于控制飞行器俯仰角；一号姿控发动机、三号姿控发动机、四号姿控发动机、六号姿控发动机组合后用于控制飞行器的滚转角、偏航角。控制器接收到导航解算指令后，分别进行滚转通道与偏航通道的姿控计算，对姿控计算结果依次进行融合、展宽处理，并进一步对展宽结果进行执行机构的适配处理，根据适配处理结果控制执行机构进行相应姿控操作。该系统可实现滚转、偏航的同时控制。航的同时控制。航的同时控制。


技术研发人员：苏森 梁建军 陈景鹏 赵新强 陈涤新 刘魁方 段东建 刘广宁
受保护的技术使用者：北京星途探索科技有限公司
技术研发日：2023.03.20
技术公布日：2023/5/30