專利名稱：基于氣動(dòng)力姿態(tài)控制的低軌飛行器及其姿態(tài)控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種低軌飛行器及其姿態(tài)控制方法。
背景技術(shù)：
隨著地震、火災(zāi)以及恐怖主義等突發(fā)事件對低成本、高重訪頻率以及高分辨率觀測的需求，低地球軌道飛行器受到越來越多的關(guān)注。低軌飛行器在軌運(yùn)行過程中主要受到氣動(dòng)力的影響，主要表現(xiàn)為對飛行器軌道與姿態(tài)的影響?，F(xiàn)有低軌飛行器及其姿態(tài)控制方法大多采用主動(dòng)式，如噴氣控制、零動(dòng)量輪控制、偏置動(dòng)量輪控制、控制力矩陀螺控制等，這些控制方法的燃料消耗量大，由此導(dǎo)致飛行器在軌壽命短，同時(shí)這些控制方法中的控制系統(tǒng)較為復(fù)雜。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是解決目前現(xiàn)有低軌飛行器及其姿態(tài)控制方法的燃料消耗量大以及由此導(dǎo)致的飛行器在軌壽命短的問題，提供了一種基于氣動(dòng)力姿態(tài)控制的低軌飛行器及其姿態(tài)控制方法。 基于氣動(dòng)力姿態(tài)控制的低軌飛行器，它包括飛行器本體、一對俯仰向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板、一對偏航向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板、第一轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂、第二轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂、第三轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂和第四轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂，其中，所述俯仰向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板由第一氣動(dòng)力輔助板和第二氣動(dòng)力輔助板組成，偏航向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板由第三氣動(dòng)力輔助板和第四氣動(dòng)力輔助板組成；
所述第一轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂的一端、第二轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂的一端、第三轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂的一端和第四轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂的一端分別連接飛行器本體的尾部，第一轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂的另一端、第二轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂的另一端、第三轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂的另一端和第四轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂的另一端分別指向飛行器本體的上后方、下后方、左后方和右后方，且第一轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂的另一端連接第一氣動(dòng)力輔助板，并使第一氣動(dòng)力輔助板能夠以第一轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂的中心軸線為中心軸進(jìn)行受驅(qū)動(dòng)后的旋轉(zhuǎn)，第二轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂的另一端連接第二氣動(dòng)力輔助板，并使第二氣動(dòng)力輔助板能夠以第二轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂的中心軸線為中心軸進(jìn)行受驅(qū)動(dòng)后的旋轉(zhuǎn)，第三轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂的另一端連接第三氣動(dòng)力輔助板，并使第三氣動(dòng)力輔助板能夠以第三轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂的中心軸線為中心軸進(jìn)行受驅(qū)動(dòng)后的旋轉(zhuǎn)，第四轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂的另一端連接第四氣動(dòng)力輔助板，并使第四氣動(dòng)力輔助板能夠以第四轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂的中心軸線為中心軸進(jìn)行受驅(qū)動(dòng)后的旋轉(zhuǎn)；
4所述飛行器本體為軸對稱柱體，且所述第一轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂、第二轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂、第三轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂和第四轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂關(guān)于飛行器本體的中心軸線對稱設(shè)置。
上述基于氣動(dòng)力姿態(tài)控制的低軌飛行器的姿態(tài)控制方法，它的過程為
步驟一、以飛行器姿態(tài)測量敏感器獲取所述低軌飛行器的當(dāng)前姿態(tài)角以及依據(jù)任務(wù)規(guī)劃確定低軌飛行器的目標(biāo)姿態(tài)角，計(jì)算并獲得當(dāng)前姿態(tài)角和目標(biāo)姿態(tài)角的偏差角；
步驟二、根據(jù)當(dāng)前姿態(tài)角和目標(biāo)姿態(tài)角的偏差角并利用帶有氣動(dòng)力輔助板的飛行器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，計(jì)算并獲得俯仰向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板和偏航向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板中需要偏轉(zhuǎn)的部件及所述部件需偏轉(zhuǎn)的角度，然后根據(jù)計(jì)算結(jié)果將需要偏轉(zhuǎn)的部件偏轉(zhuǎn)相應(yīng)的角度；
步驟三、獲取低軌飛行器的當(dāng)前姿態(tài)角，并計(jì)算當(dāng)前姿態(tài)角與目標(biāo)姿態(tài)角的偏差角，判斷此偏差角是否在允許的誤差范圍內(nèi)若是，則執(zhí)行步驟四；否則，返回執(zhí)行步驟二 ；
步驟四、令步驟二中被轉(zhuǎn)動(dòng)的部件回復(fù)初始狀態(tài)，結(jié)束控制過程。
本發(fā)明的積極效果本發(fā)明采用大氣動(dòng)力實(shí)現(xiàn)了低軌飛行器的姿態(tài)控制，利用本發(fā)明的低軌飛行器及其姿態(tài)控制方法，可以有效提高減少低軌飛行器入軌時(shí)的推進(jìn)劑攜帶量，并在不增加推進(jìn)劑消耗的情況下提高低軌飛行器在軌服務(wù)的壽命。


圖1為本發(fā)明實(shí)施方式二的低軌飛行器的前視圖；圖2為本發(fā)明實(shí)施方式二的低軌飛行器的側(cè)視圖；圖3為本發(fā)明實(shí)施方式二的低軌飛行器的俯視圖；圖4為本發(fā)明實(shí)施方式二的低軌飛行器的立體圖；圖5為本發(fā)明實(shí)施方式三的低軌飛行器的側(cè)視圖；圖6為本發(fā)明實(shí)施方式三的低軌飛行器的俯視圖；圖7為本發(fā)明實(shí)施方式四的姿態(tài)控制方法的流程圖。
具體實(shí)施例方式
具體實(shí)施方式
一 本實(shí)施方式的基于氣動(dòng)力姿態(tài)控制的低軌飛行器，它包括飛行器本體1、俯仰向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板、偏航向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板、第一轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂
5、第二轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂6、第三轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂7和第四轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂8，其中，所述俯仰向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板由第一氣動(dòng)力輔助板21和第二氣動(dòng)力輔助板22組成，偏航向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板由第三氣動(dòng)力輔助板31和第四氣動(dòng)力輔助板32組成；
所述第一轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂5的一端、第二轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂6的一端、第三轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂7的一端和第四轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂8的一端分別連接飛行器本體1的尾部，第一轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂5的另一端、第二轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂6的另一端、第三轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂7的另一端和第四轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂8的另一端分別指向飛行器本體1的上后方、下后方、左后方和右后方，且第一轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂5的另一端連接第一氣動(dòng)力輔助板21，并使第一氣動(dòng)力輔助板21能夠以第一轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂5的中心軸線為中心軸進(jìn)行受驅(qū)動(dòng)后的旋轉(zhuǎn)，第二轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂6的另一端連接第二氣動(dòng)力輔助板22，并使第二氣動(dòng)力輔助板22能夠以第二轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂6的中心軸線為中心軸進(jìn)行受驅(qū)動(dòng)后的旋轉(zhuǎn)，第三 轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂7的另一端連接第三氣動(dòng)力輔助板31，并使第三氣動(dòng)力輔助板31能夠以第三轉(zhuǎn) 動(dòng)機(jī)械臂7的中心軸線為中心軸進(jìn)行受驅(qū)動(dòng)后的旋轉(zhuǎn)，第四轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂8的另一端連接第 四氣動(dòng)力輔助板32，并使第四氣動(dòng)力輔助板32能夠以第四轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂8的中心軸線為中心 軸進(jìn)行受驅(qū)動(dòng)后的旋轉(zhuǎn)；
所述飛行器本體1為軸對稱柱體，且所述第一轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂5、第二轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂6、第三轉(zhuǎn) 動(dòng)機(jī)械臂7和第四轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂8關(guān)于飛行器本體1的中心軸線對稱設(shè)置。
所述飛行器本體1的橫截面為中心對稱多邊形或圓形。
具體實(shí)施方式
二 與實(shí)施方式一不同的是，本實(shí)施方式還包括兩個(gè)楔形副翼4，且 所述楔形副翼(4)的橫截面為楔形，其中一個(gè)楔形副翼4位于飛行器本體1的左側(cè)并與飛行 器本體1左側(cè)表面連接，另一個(gè)楔形副翼4位于飛行器本體1的右側(cè)并與飛行器本體1的 右側(cè)表面連接。 每個(gè)楔形副翼4為由五塊板組成的密封體，其中，所述五塊板包括三塊規(guī)格相同 的矩形板和兩塊三角板，所述三塊矩形板依次首尾相連組成一個(gè)中空的三角形柱體，所述 兩塊三角板分別置于該三角形柱體的上底面處和下底面處，且該五塊板的連接處均為密封 連接。 在本實(shí)施方式中，俯仰向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板和偏航向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板 采用可轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂與飛行器本體1連接，當(dāng)俯仰向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板和偏航向姿態(tài)控 制氣動(dòng)力輔助板中的各個(gè)氣動(dòng)力輔助板偏置特定角度后，可使得低軌飛行器的質(zhì)心與壓心 間的距離發(fā)生變化，進(jìn)而產(chǎn)生所需的氣動(dòng)力矩。 俯仰向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板負(fù)責(zé)俯仰向姿態(tài)控制；偏航向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助 板負(fù)責(zé)偏航向姿態(tài)控制；俯仰向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板和偏航向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板 配合使用時(shí)，即可實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)向姿態(tài)控制，即轉(zhuǎn)動(dòng)俯仰向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板和偏航向姿 態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板中的各個(gè)氣動(dòng)力輔助板，使第一氣動(dòng)力輔助板21、第二氣動(dòng)力輔助板 22、第三氣動(dòng)力輔助板31和第四氣動(dòng)力輔助板32各自轉(zhuǎn)動(dòng)特定角度后的分布類似于風(fēng)車 上的葉片，兩個(gè)楔形副翼4使?jié)L轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)較小角度時(shí)就能使上下表面有較大機(jī)動(dòng)角；當(dāng)無 需姿態(tài)控制時(shí)，使俯仰向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板和偏航向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板中的各個(gè) 氣動(dòng)力輔助板轉(zhuǎn)到沿氣流方向，以減少飛行器的氣動(dòng)阻力干擾。本實(shí)施方式可同時(shí)實(shí)現(xiàn)俯 仰、滾轉(zhuǎn)和偏航三個(gè)通道的姿態(tài)控制。 參見圖4， X向?yàn)榈蛙夛w行器的飛行方向，X軸是低軌飛行器的滾轉(zhuǎn)軸，Y軸是低軌 飛行器的俯仰軸，Z軸是低軌飛行器的偏航軸，其中X-Y平面與地面平行。本實(shí)施方式的低 軌飛行器在軌飛行過程中，飛行方向以最小迎風(fēng)面積為最佳情況。 本實(shí)施方式采用氣動(dòng)力輔助板加楔形副翼的外形設(shè)計(jì)，通過控制輔助板與楔形副 翼，可實(shí)現(xiàn)低軌飛行器俯仰、滾轉(zhuǎn)與偏航三個(gè)通道的姿態(tài)機(jī)動(dòng)與穩(wěn)定控制。本發(fā)明適用于 200 500km高度低軌飛行器的姿態(tài)控制，且可依據(jù)具體的任務(wù)選擇采用單獨(dú)氣動(dòng)力輔助 板的方式，也可采用氣動(dòng)力輔助板加楔形副翼的方式，對空間任務(wù)具有一定的擴(kuò)展能力。
具體實(shí)施方式
三與實(shí)施方式一不同的是，本實(shí)施方式還包括第一氣動(dòng)力輔助板 副翼9、第二氣動(dòng)力輔助板副翼10、第五轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂11和第六轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂12，其中第五轉(zhuǎn) 動(dòng)機(jī)械臂11的一端連接飛行器本體1的左側(cè)，第六轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂12的一端連接飛行器本體1的右側(cè)，第五轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂11的另一端連接第一氣動(dòng)力輔助板副翼9，并使第一氣動(dòng)力輔助 板副翼9能夠以第五轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂11的中心軸線為中心軸進(jìn)行受驅(qū)動(dòng)后的旋轉(zhuǎn)，第六轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī) 械臂12的另一端連接第二氣動(dòng)力輔助板副翼IO，并使第二氣動(dòng)力輔助板副翼10能夠以第 六轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂12的中心軸線為中心軸進(jìn)行受驅(qū)動(dòng)后的旋轉(zhuǎn)。
具體實(shí)施方式
四本實(shí)施方式是實(shí)施方式一所述的基于氣動(dòng)力姿態(tài)控制的低軌飛 行器的姿態(tài)控制方法，它的過程如下
步驟一、以飛行器姿態(tài)測量敏感器獲取所述低軌飛行器的當(dāng)前姿態(tài)角以及依據(jù)任務(wù)規(guī) 劃確定低軌飛行器的目標(biāo)姿態(tài)角，計(jì)算并獲得當(dāng)前姿態(tài)角和目標(biāo)姿態(tài)角的偏差角；
步驟二、根據(jù)當(dāng)前姿態(tài)角和目標(biāo)姿態(tài)角的偏差角并利用帶有氣動(dòng)力輔助板的飛行器姿 態(tài)動(dòng)力學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，計(jì)算并獲得俯仰向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板和偏航向姿態(tài)控制氣動(dòng) 力輔助板中需要偏轉(zhuǎn)的部件及所述部件需偏轉(zhuǎn)的角度，然后根據(jù)計(jì)算結(jié)果將需要偏轉(zhuǎn)的部 件偏轉(zhuǎn)相應(yīng)的角度；
步驟三、獲取低軌飛行器的當(dāng)前姿態(tài)角，并計(jì)算當(dāng)前姿態(tài)角與目標(biāo)姿態(tài)角的偏差角，判 斷此偏差角是否在允許的誤差范圍內(nèi)若是，則執(zhí)行步驟四；否則，返回執(zhí)行步驟二 ；
步驟四、令步驟二中被轉(zhuǎn)動(dòng)的部件回復(fù)初始狀態(tài)，結(jié)束控制過程。
具體實(shí)施方式
五本實(shí)施方式是對實(shí)施方式四的進(jìn)一步限定，所述基于氣動(dòng)力姿 態(tài)控制的低軌飛行器還包括兩個(gè)楔形副翼4，步驟二所述過程為
根據(jù)當(dāng)前姿態(tài)角和目標(biāo)姿態(tài)角的偏差角并利用帶有氣動(dòng)力輔助板的飛行器姿態(tài)動(dòng)力 學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，計(jì)算并獲得俯仰向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板、偏航向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助 板和楔形副翼4中需要偏轉(zhuǎn)的部件及所述部件需偏轉(zhuǎn)的角度，然后根據(jù)計(jì)算結(jié)果將需要偏 轉(zhuǎn)的部件偏轉(zhuǎn)相應(yīng)的角度。 本實(shí)施方式采用氣動(dòng)力實(shí)現(xiàn)了低軌飛行器的姿態(tài)控制，可依據(jù)具體任務(wù)要求對俯 仰向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板、偏航向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板和楔形副翼4進(jìn)行適應(yīng)性配 置，使得所提出的方法具備了良好的可配置性和擴(kuò)展性。對于200 500km的低軌，本實(shí)施 方式的姿態(tài)控制方法可以有效減少低軌飛行器入軌時(shí)的推進(jìn)劑攜帶量，并在不增加推進(jìn)劑 消耗的情況下提高低軌飛行器在軌服務(wù)的壽命。
具體實(shí)施方式
六本實(shí)施方式是對實(shí)施方式四的進(jìn)一步限定，所述基于氣動(dòng)力姿 態(tài)控制的低軌飛行器還包括第一氣動(dòng)力輔助板副翼、第二氣動(dòng)力輔助板副翼、第五轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī) 械臂和第六轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂，步驟二所述過程為
根據(jù)當(dāng)前姿態(tài)角和目標(biāo)姿態(tài)角的偏差角并利用帶有氣動(dòng)力輔助板的飛行器姿態(tài)動(dòng)力 學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，計(jì)算并獲得俯仰向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板、偏航向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助 板、第一氣動(dòng)力輔助板副翼和第二氣動(dòng)力輔助板副翼中需要偏轉(zhuǎn)的部件及所述部件需偏轉(zhuǎn) 的角度，然后根據(jù)計(jì)算結(jié)果將需要偏轉(zhuǎn)的部件偏轉(zhuǎn)相應(yīng)的角度。
下面應(yīng)用本實(shí)施方式，給出一個(gè)具體實(shí)施例
步驟一、以飛行器姿態(tài)測量敏感器獲取所述低軌飛行器的當(dāng)前姿態(tài)角以及依據(jù)任務(wù)規(guī) 劃確定低軌飛行器的目標(biāo)姿態(tài)角，計(jì)算并獲得當(dāng)前姿態(tài)角和目標(biāo)姿態(tài)角的偏差角； 步驟二所述的帶有氣動(dòng)力輔助板的飛行器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)模型為<formula>formula see original document page 8</formula>上式中，是第五轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂11需要偏轉(zhuǎn)的角度，是第六轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂12需要 偏轉(zhuǎn)的機(jī)動(dòng)角度，3《是第一轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂5需要偏轉(zhuǎn)的角度，^《是第二轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂6需要 偏轉(zhuǎn)的角度，^《是第三轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂7需要偏轉(zhuǎn)的角度，^《是第四轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂8需要偏轉(zhuǎn) 的角度，p為滾轉(zhuǎn)角，g為俯仰角，^為偏航角，^》和^分別為滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度和 偏航角速度，，#、 ^和伊分別為滾轉(zhuǎn)角加速度、俯仰角加速度和偏航角加速度，式中系數(shù)
<formula>formula see original document page 8</formula>其中J為滾轉(zhuǎn)軸主轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，i 為俯仰軸主轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，C為偏航軸主轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，G為第
一轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂5需要偏轉(zhuǎn)角度的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)系數(shù)，C2為第二轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂6需要偏轉(zhuǎn)角度的 姿態(tài)動(dòng)力學(xué)系數(shù)，G為第三轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂7需要偏轉(zhuǎn)角度的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)系數(shù)，為第四轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械 臂8需要偏轉(zhuǎn)角度的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)系數(shù)，^^為第五轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂11需要偏轉(zhuǎn)角度的姿態(tài)動(dòng)力 學(xué)系數(shù)，C2ai7為第六轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂12需要偏轉(zhuǎn)角度的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)系數(shù)，為飛行器軌道角速 度，^V為偏航軸姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)系數(shù)，G為俯仰軸姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)系數(shù)。
所述控制算法選擇比例_微分控制算法，表示如下<formula>formula see original document page 9</formula>
其中，^fiw^為滾轉(zhuǎn)軸控制力矩，？Wto^為俯仰軸控制力矩，了戸一 為偏航軸控 制力矩，t!、t,和t3分別為滾轉(zhuǎn)軸、俯仰軸和偏航軸的微分系數(shù)，rpl、rp2ffr^分別為滾 轉(zhuǎn)軸、俯仰軸和偏航軸的比例系數(shù)。 本例中系統(tǒng)采用了線性化模型，在控制參數(shù)選擇上可選范圍比較大，在一定范圍
內(nèi)選擇不同參數(shù)時(shí)，不影響其最終的穩(wěn)定只是影響其收斂時(shí)間。本例所選控制參數(shù)為
^ =
、r = [59.6 21.4 18.5〗
計(jì)算獲得c裕^ 、、 ^《、cW2 、 ^《以及^《，按照以上結(jié)果偏轉(zhuǎn)相應(yīng)的部件，即可
實(shí)現(xiàn)各個(gè)通道的力矩亦即各通道氣動(dòng)力輔助板的偏轉(zhuǎn)來控制飛行器的姿態(tài)，從而達(dá)到調(diào)整 姿態(tài)的目的。 再計(jì)算此時(shí)低軌飛行器的當(dāng)前姿態(tài)角與目標(biāo)姿態(tài)角的偏差角，此時(shí)偏差角在允許
范圍內(nèi)，因此復(fù)位所有部件后結(jié)束該控制過程。 本實(shí)施方式能夠有效降低低軌飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)的復(fù)雜程度，能夠減小姿態(tài)控 制帶來的燃料消耗量，從而可以延長低軌飛行器在軌壽命。本實(shí)施方式利用大氣阻力進(jìn)行 姿態(tài)控制，將氣動(dòng)阻力對低軌飛行器的干擾作用轉(zhuǎn)化為主動(dòng)作用，簡化低軌飛行器姿態(tài)控 制方法，提高了可靠性并降低了成本，不僅能夠有效減少衛(wèi)星能源消耗，并且對于低軌道衛(wèi) 星利用氣動(dòng)力控制，能夠得到足夠的姿態(tài)穩(wěn)定和軌道精度，為將來的低成本低功耗的低軌 飛行器的控制提供一種新的策略。
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權(quán)利要求
基于氣動(dòng)力姿態(tài)控制的低軌飛行器，其特征在于它包括飛行器本體(1)、俯仰向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板、偏航向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板、第一轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(5)、第二轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(6)、第三轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(7)和第四轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(8)，其中，所述俯仰向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板由第一氣動(dòng)力輔助板(21)和第二氣動(dòng)力輔助板(22)組成，偏航向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板由第三氣動(dòng)力輔助板(31)和第四氣動(dòng)力輔助板(32)組成；所述第一轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(5)的一端、第二轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(6)的一端、第三轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(7)的一端和第四轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(8)的一端分別連接飛行器本體(1)的尾部，第一轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(5)的另一端、第二轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(6)的另一端、第三轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(7)的另一端和第四轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(8)的另一端分別指向飛行器本體(1)的上后方、下后方、左后方和右后方，且第一轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(5)的另一端連接第一氣動(dòng)力輔助板(21)，并使第一氣動(dòng)力輔助板(21)能夠以第一轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(5)的中心軸線為中心軸進(jìn)行受驅(qū)動(dòng)后的旋轉(zhuǎn)，第二轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(6)的另一端連接第二氣動(dòng)力輔助板(22)，并使第二氣動(dòng)力輔助板(22)能夠以第二轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(6)的中心軸線為中心軸進(jìn)行受驅(qū)動(dòng)后的旋轉(zhuǎn)，第三轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(7)的另一端連接第三氣動(dòng)力輔助板(31)，并使第三氣動(dòng)力輔助板(31)能夠以第三轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(7)的中心軸線為中心軸進(jìn)行受驅(qū)動(dòng)后的旋轉(zhuǎn)，第四轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(8)的另一端連接第四氣動(dòng)力輔助板(32)，并使第四氣動(dòng)力輔助板(32)能夠以第四轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(8)的中心軸線為中心軸進(jìn)行受驅(qū)動(dòng)后的旋轉(zhuǎn)；所述飛行器本體(1)為軸對稱柱體，且所述第一轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(5)、第二轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(6)、第三轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(7)和第四轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(8)關(guān)于飛行器本體(1)的中心軸線對稱設(shè)置。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于氣動(dòng)力姿態(tài)控制的低軌飛行器，其特征在于所述飛行器本體(l)的橫截面為中心對稱多邊形或圓形。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的基于氣動(dòng)力姿態(tài)控制的低軌飛行器，其特征在于它還包括兩個(gè)楔形副翼(4)，且所述楔形副翼(4)的橫截面為楔形，其中一個(gè)楔形副翼(4)位于飛行器本體(1)的左側(cè)并與飛行器本體(1)左側(cè)表面連接，另一個(gè)楔形副翼(4)位于飛行器本體(l)的右側(cè)并與飛行器本體(l)的右側(cè)表面連接。
4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的基于氣動(dòng)力姿態(tài)控制的低軌飛行器，其特征在于每個(gè)楔形副翼(4)為由五塊板組成的密封體，其中，所述五塊板包括三塊規(guī)格相同的矩形板和兩塊三角板，所述三塊矩形板依次首尾相連組成一個(gè)中空的三角形柱體，所述兩塊三角板分別置于該三角形柱體的上底面處和下底面處，且該五塊板的連接處均為密封連接。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于氣動(dòng)力姿態(tài)控制的低軌飛行器，其特征在于它還包括第一氣動(dòng)力輔助板副翼(9)、第二氣動(dòng)力輔助板副翼(10)、第五轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(11)和第六轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(12)，其中第五轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(11)的一端連接飛行器本體(l)的左側(cè)，第六轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(12)的一端連接飛行器本體(1)的右側(cè)，第五轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(11)的另一端連接第一氣動(dòng)力輔助板副翼(9)，并使第一氣動(dòng)力輔助板副翼(9)能夠以第五轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(11)的中心軸線為中心軸進(jìn)行受驅(qū)動(dòng)后的旋轉(zhuǎn)，第六轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(12)的另一端連接第二氣動(dòng)力輔助板副翼(10)，并使第二氣動(dòng)力輔助板副翼(10)能夠以第六轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(12)的中心軸線為中心軸進(jìn)行受驅(qū)動(dòng)后的旋轉(zhuǎn)。
6. 權(quán)利要求1所述的基于氣動(dòng)力姿態(tài)控制的低軌飛行器的姿態(tài)控制方法，其特征在于它的過程如下步驟一、以飛行器姿態(tài)測量敏感器獲取所述低軌飛行器的當(dāng)前姿態(tài)角以及依據(jù)任務(wù)規(guī)劃確定低軌飛行器的目標(biāo)姿態(tài)角，計(jì)算并獲得當(dāng)前姿態(tài)角和目標(biāo)姿態(tài)角的偏差角；步驟二、根據(jù)當(dāng)前姿態(tài)角和目標(biāo)姿態(tài)角的偏差角并利用帶有氣動(dòng)力輔助板的飛行器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，計(jì)算并獲得俯仰向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板和偏航向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板中需要偏轉(zhuǎn)的部件及所述部件需偏轉(zhuǎn)的角度，然后根據(jù)計(jì)算結(jié)果將需要偏轉(zhuǎn)的部件偏轉(zhuǎn)相應(yīng)的角度；步驟三、獲取低軌飛行器的當(dāng)前姿態(tài)角，并計(jì)算當(dāng)前姿態(tài)角與目標(biāo)姿態(tài)角的偏差角，判斷此偏差角是否在允許的誤差范圍內(nèi)若是，則執(zhí)行步驟四；否則，返回執(zhí)行步驟二 ；步驟四、令步驟二中被轉(zhuǎn)動(dòng)的部件回復(fù)初始狀態(tài)，結(jié)束控制過程。
7. 根據(jù)權(quán)利要求6所述的低軌飛行器的姿態(tài)控制方法，其特征在于所述基于氣動(dòng)力姿態(tài)控制的低軌飛行器還包括兩個(gè)楔形副翼(4)，步驟二所述過程為根據(jù)當(dāng)前姿態(tài)角和目標(biāo)姿態(tài)角的偏差角并利用帶有氣動(dòng)力輔助板的飛行器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，計(jì)算并獲得俯仰向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板、偏航向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板和楔形副翼(4)中需要偏轉(zhuǎn)的部件及所述部件需偏轉(zhuǎn)的角度，然后根據(jù)計(jì)算結(jié)果將需要偏轉(zhuǎn)的部件偏轉(zhuǎn)相應(yīng)的角度。
8. 根據(jù)權(quán)利要求6所述的低軌飛行器的姿態(tài)控制方法，其特征在于所述基于氣動(dòng)力姿態(tài)控制的低軌飛行器還包括第一氣動(dòng)力輔助板副翼(9)、第二氣動(dòng)力輔助板副翼(10)、第五轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(11)和第六轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂(12)，步驟二所述過程為根據(jù)當(dāng)前姿態(tài)角和目標(biāo)姿態(tài)角的偏差角并利用帶有氣動(dòng)力輔助板的飛行器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，計(jì)算并獲得俯仰向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板、偏航向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板、第一氣動(dòng)力輔助板副翼(9)和第二氣動(dòng)力輔助板副翼(10)中需要偏轉(zhuǎn)的部件及所述部
全文摘要
基于氣動(dòng)力姿態(tài)控制的低軌飛行器及其姿態(tài)控制方法，它涉及一種低軌飛行器及其姿態(tài)控制方法，它解決了目前低軌飛行器及其姿態(tài)控制方法的燃料消耗量大及飛行器在軌壽命短的問題。低軌飛行器包括飛行器本體、一對俯仰向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板、一對偏航向姿態(tài)控制氣動(dòng)力輔助板、第一轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂、第二轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂、第三轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂和第四轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)械臂；低軌飛行器的姿態(tài)控制方法獲取所述低軌飛行器的當(dāng)前姿態(tài)角以及目標(biāo)姿態(tài)角，結(jié)合飛行器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，求取需偏轉(zhuǎn)的部件及角度，并轉(zhuǎn)動(dòng)所述部件，再計(jì)算此時(shí)的偏差角，當(dāng)偏差角在允許范圍內(nèi)時(shí)結(jié)束控制過程。本發(fā)明適用于200～500km高度低軌飛行器的姿態(tài)控制領(lǐng)域。
文檔編號B64G1/24GK101786505SQ20101011485
公開日2010年7月28日 申請日期2010年2月26日 優(yōu)先權(quán)日2010年2月26日
發(fā)明者蘭盛昌, 孫兆偉, 張志剛, 張錦繡, 曹喜濱, 楊明, 林曉輝, 邢雷 申請人:哈爾濱工業(yè)大學(xué)