[发明专利]一种用于飞行器的固体姿轨控动力系统

说明书

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。

技术领域

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

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。

《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。

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。

发明内容

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。

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，

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。

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。

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，

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；