飞行器轨道控制方法及尾裙与流程

本发明涉及飞行器轨道控制领域，尤其涉及一种飞行器轨道控制方法及尾裙。

背景技术：

返回式卫星是可将物品从太空轨道带回地面的运载器。目前，飞行器大气层返回时，主要采用弹道式和半弹道式再入方式。其中，采用弹道式再入方式的返回式卫星在制动脱离轨道后不再进行控制；而采用半弹道式再入方式的返回式卫星在制动脱离轨道后只是简单的通过自旋来控制再入轨道，其控制能力极为有限。以上对于飞行器轨道控制能力的不足，造成返回式卫星落点偏差很大，扩大了落区范围，为返回式卫星的搜索回收增加了困难。使得返回式卫星在遇到紧急情况时，搜寻人员发现的时间大大增加，其内物品发生危险的可能性也大大增加。由此可见，在飞行器的过程中，对其轨道进行有效控制，可以有效缩短地面人员搜索时间，提高安全性。

由于再入过程中返回式卫星表面的动压和热载荷极为严酷，为了降低动压和热载荷对舱体内部物品的影响，目前的返回式卫星基本为旋成体构型。在该构型中加入传统的用于姿态轨道控制的气动舵面较为困难。而对于部分采用半弹道式再入的返回式卫星，有一些也利用控制能力更好的轨控发动机来控制轨道修正，这种方式虽然也能够实现轨道修正，但却大量消耗燃料，并且发动机通过启停控制变轨不能够实现平滑且连续的调节。当然其也会在星体尾部侧缘加入尾裙结构，但是该种尾裙通常不可调节，其作用只是用以稳定尾部气流，并不能用于轨道控制。而目前的一些底面半径较小的飞行器(例如导弹)，会在尾部设置可调尾裙。例如专利cn110230958a公开了一种可扩展式尾裙机构，该尾裙利用长、短杆件与内、外裙片配合形成类似三连杆机构，即通过直线导轨运动。而由该专利可知，按照这种方式设计时需要将尾裙片的尺寸设置较大，因此这种方式并不适用于底面半径较大的飞行器，例如返回式卫星。若强行将其应用到返回式卫星上时会使得尾裙尺寸和重量都将大大增加，超过可接受的范围。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种可以连续而平滑的调节轨道的飞行器轨道控制方法及尾裙。

为实现上述发明目的，本发明提供一种飞行器轨道控制方法及尾裙，方法包括以下步骤：

a.在具备可调尾裙的飞行器舱体的飞行期间确定其飞行参数，并判断飞行器舱体是否偏离既定轨道；

b.若飞行器舱体偏离既定轨道则调节尾裙张角和偏角来进行轨道修正，否则保持目前飞行状态；

c.在飞行器舱体飞行期间重复步骤(a)和(b)直至其飞行阶段结束。

根据本发明的一个方面，在所述步骤(a)中，所述飞行参数包括位置、姿态和飞行方向，均通过惯性测量单元测量，所述位置包括高度和经纬度。

根据本发明的一个方面，利用导航系统判断飞行器舱体是否偏离既定轨道，当速度偏差达到0.5m/s或位置偏差达到1m时判定为偏离既定轨道。

根据本发明的一个方面，在所述步骤(b)中，若飞行器舱体偏离既定轨道则进而获取飞行器舱体当前高度以及速度偏差和/或位置偏差。

根据本发明的一个方面，根据飞行器舱体的当前速度偏差或位置偏差分析出飞行器舱体所需受的力的方向及大小，利用速度偏差计算力的公式为：

f＝mδv/t；

其中，f为力，δv为速度偏差，t为尾裙作用时间，m为返回式卫星的质量；

利用位置偏差计算力的公式为：

f＝mx/t2；

其中，f为力，x为位置偏差，计算公式为t为尾裙作用时间，m为返回式卫星的质量；

根据当前飞行器舱体的高度和速度计算得到该时刻动压，其计算公式为：

dp＝1/2·ρv2；

其中，ρ为空气密度，根据当前高度以及大气数据库得到，v为卫星速度，dp为动压；

利用以下计算公式计算得出力的系数：

cf＝f/(s·dp)；

其中，s为返回式卫星的参考面积；

根据力的系数与尾裙张角和偏角的拟合关系得出当前尾裙所需调整的角度。

尾裙，包括调节板和驱动件，所述调节板沿圆周方向间隔排列，所述驱动件位于所述调节板所围形状内侧，还包括调节圆环，位于所述调节板所围形状内侧，所述调节圆环与每块所述调节板均连接，所述驱动件沿圆周方向间隔排列且与其面对的所述调节板连接。

根据本发明的一个方面，所述调节板的板面上设有用于对所述调节圆环导向和限位的通槽，所述通槽的导向方向与所述调节板的长度方向平行；

所述调节圆环外侧设有可在所述调节板上的通槽中移动的卡接结构。

根据本发明的一个方面，所述卡接结构由固定连接在所述调节圆环外侧的柱体和位于所述柱体远离所述调节圆环一端的挡板组成。

根据本发明的一个方面，所述卡接结构为从调节圆环外侧拧在其上的螺栓。

根据本发明的一个方面，所述驱动件为液压作动筒；

所述调节板的一端连接有球铰链。

根据本发明的一个方面，还包括用于控制所述驱动件的控制器以及与所述控制器连接的惯性测量单元和导航单元。

根据本发明的一个方面，所述驱动件与所述调节板的连接点位于所述调节板长度方向10％-30％的位置，且该连接点低于所述调节圆环的可移动范围的最下端。

根据本发明的一个方面，所述调节板的数量在30至60个之间；

相邻所述驱动件之间间隔3块所述调节板；

所述调节圆环的材质为铝合金或钛合金。

根据本发明的一个方案，利用调节尾裙张角和偏角的方式来修正飞行器的飞行轨道，从而相对于轨控发动机而言，更加节约燃料，并能实现平滑而连续的轨道调节。

根据本发明的一个方案，尾裙中利用液压作动筒作为驱动调节板转动的驱动件。这样对于调节板的尺寸要求得以降低。而其中设置调节圆环，调节圆环位于调节板所围形状内侧，并于所有调节板均连接。调节板上还设有通槽，从而与调节圆环上的卡接结构配合完成对调节圆环的限位和导向。这样，当一个驱动件驱动与其连接的调节板作动时，调节圆环会带动其余调节板随动，从而减少了驱动件的数量需求。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示意性表示本发明的一种实施方式的飞行器轨道控制方法的流程图；

图2示意性表示本发明的一种实施方式的飞行器轨道控制方法中利用拟合做出的轴向力系数与尾裙张角的关系图；

图3示意性表示本发明的一种实施方式的飞行器轨道控制方法中利用拟合做出的侧向力系数与尾裙偏角的关系图；

图4示意性表示不同尾裙张角下返回式卫星表面压力云图及对称面马赫数云图；

图5示意性表示利用本发明的一种实施方式的尾裙的返回式卫星轴测图；

图6示意性表示利用本发明的一种实施方式的尾裙的返回式卫星的底部结构图；

图7示意性表示本发明的一种实施方式的尾裙的内侧连接关系图；

图8示意性表示本发明的一种实施方式的尾裙的外侧连接关系图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。

参见图1，本发明的飞行器轨道控制方法利用调节尾裙角度的方式实现。本方法主要用于返回式卫星再入轨道修正，但也可用于其它飞行器的轨道控制。由于本方法利用了尾裙控制飞行器的飞行姿态，因此其所针对的飞行器须具备一个飞行主体和一个尾裙。本发明中，该飞行主体即为飞行器舱体，本实施方式中为卫星舱体。调节尾裙的张角可以提高返回式卫星飞行的稳定性。而调节尾裙的偏角可使卫星轨道变化。实际上，张角和偏角调节会导致整个返回式卫星气动力发生变化，通过气动力的改变可以实现对返回式卫星再入轨道的控制，从而提高返回式卫星落点的精度，缩短其回收时间，提高再入返回的安全性。

本方法中，在飞行器舱体的整个飞行期间实时测定其飞行参数。该飞行参数包括位置、姿态和飞行方向。这三者均利用惯性测量单元(imu)确定。本发明中利用飞行舱体的高度和经纬度表征其位置信息。在测定飞行参数的同时，利用导航单元(可以为gps等)判断卫星舱体是否偏离既定轨道。若某一时刻判断出卫星舱体确实偏离其既定轨道，则进而判断此时刻的高度以及位置偏差和/或速度偏差。而高度在上述位置信息中已经包括，两种偏差由导航单元测出，因此只需获取此时刻这三个参数即可。由于通过公式即可有速度偏差获得位置偏差，因此也可只测定速度偏差。由于尾裙作用时间很短，因此上述公式也可以为x＝δvt。在本发明中，当返回式卫星控制系统监测(即总控制系统)到舱体的速度偏差达到0.5m/s或位置偏差达到1m时，判定为偏离轨道，启动后续调节程序。在此之前，卫星舱体内部处理系统会进行计算，将所获取的高度及两种偏差转换为需要调节的尾裙角度。具体的，首先根据卫星舱体的当前速度偏差或位置偏差分析出卫星舱体所需受的力的方向及大小(即调节轨道应受的力)，其所需受的力分为轴向力和侧向力，二者的计算公式相同，区别仅在于参数不同，因此以下仅以轴向力的计算为例进行说明。

利用速度偏差计算轴向力大小的公式为：

f＝mδv/t；

其中，f为轴向力，δv为速度偏差，t为尾裙作用时间，m为返回式卫星的质量；

利用位置偏差计算轴向力大小的公式为：

f＝mx/t²；

其中，f为轴向力，x为位置偏差，t为尾裙作用时间，m为返回式卫星的质量；(此公式为匀速情况)

根据当前卫星舱体的高度和速度计算得到该时刻动压，计算公式为：

dp＝1/2·ρv²；

其中，ρ为空气密度，根据当前高度以及大气数据库得到，v为卫星速度(在上述测定δv时可一并测出)，dp为动压；

根据轴向力计算得出轴向力系数，计算公式为：

cf＝f/(s·dp)；

其中，s为返回式卫星的参考面积。

上述计算中的速度以及各偏差均为在轴向上的分量。经过上述计算，得到了轴向力系数，随后根据轴向力系数得出当前尾裙所需调整的角度。本发明中利用此轴向力系数与尾裙张角进行了拟合，得出了如图2所示的关系图。图2中，对不同尾裙张角构型的返回式卫星再入状态进行了精细化cfd仿真，仿真工况为再入角2°，飞行速度为1.6马赫，高度10km。仿真得到了轴向力系数与尾裙张角的关系，随着尾裙张角的增加，轴向力系数近似线性增加，这种单调线性的关系可以增加摆动尾裙的可控性。造成这种变化的原因参见图4，随着尾裙张角的增加，卫星舱体表面压力分布变化不大，但是尾裙裙片外表面压力随着尾裙张角的增加而增加，由该部分表面压力积分在轴向投影产生的轴向力也随之增加。上述计算过程和关系图可得出所需调节的张角，而调节偏角则需要计算侧向力系数。侧向力系数的计算过程与上述计算轴向力系数相同，仅将速度和各偏差轴向上的分量变为侧向上的分量，最终得出侧向力与偏角的关系如图3所示。据此，可利用上述计算获得的轴向力系数和侧向力系数对应到两个关系图中，得到当前所需的尾裙角度，此角度包括了张角和偏角。而张角的调节起到稳定飞行的目的，对于变轨起主导作用的是偏角。在此步骤中，若卫星舱体未偏离既定轨道，则保持其当前飞行状态，直到其偏离轨道后再进行调节。这样，在卫星舱体未到达目的地前，不断地测量并根据测量结果反复调节修正卫星舱体的飞行轨道，直至其飞行阶段结束到达目的地。

参见图5，本发明的尾裙包括调节板1、驱动件2和调节圆环3，这些部件即形成了卫星舱体的尾裙。如果一些飞行器中没有设置尾裙，则其一般也不具备用于控制尾裙的控制器。因此本发明的尾裙中还可包含一个控制器。如图5所示，本尾裙装置即设置在了卫星舱体a的尾部，本发明未对卫星舱体a的结构进行改进，仅将用于控制本尾裙装置的控制器集成到了卫星舱体a原有的控制系统中。调节板1作为尾裙的主要组成部件，其也可以理解为尾裙的裙片。与传统尾裙不同，本发明中的调节板1沿周向间隔排列，这种方式使得尾裙为单层结构，设计较为简单。本实施方式中，调节板1的形状近乎于平板。由上述方法描述可知，卫星轨道的修正过程同时涉及了尾裙张角和偏角的调节，而调节板1的转动即可使尾裙的张角和偏角产生变化。因此，本发明在调节板1的端部设置了球铰链，从而使其能够铰接在卫星舱体a上。而各个调节板1间隔排列的目的在于避免其在转动时发生干涉。由此结构形式可知，调节板1的数量越多则调节精度越高。但数量过多也会给其他部件造成一定负担，例如驱动件2的驱动力或数量需求也会随之增多。一般的卫星舱体尾缘直径在1-2m之间，因此本发明中，调节板1的数量在30至60个之间，这样就能保证精度的前提下，降低其他部件的负担。

参见图6，本发明中，利用驱动件2驱动这些调节板1转动，从而完成张角和偏角的调节。本实施方式中，驱动件2为液压作动筒，其一端铰接在调节板1上，另一端连接在卫星舱体a底部，这种方式的好处在于，调节板1及驱动件2的尺寸无需过大，使得本尾裙装置能够适用于返回时卫星。本发明中，驱动件2沿周向排列并且均设置在调节板1所围形状内侧。由于驱动件2与调节板1的连接点过高则会导致调节板1的尺寸过大，而过低则会导致对于驱动件2的驱动力矩要求增大，所以本发明中的驱动件2与调节板1的连接点位于调节板1长度方向10％-30％的位置，尤其是20％。另外，由于每个调节板1互相独立，且数量非常多，因此若使每个调节板1均连接一个驱动件2则会使得本尾裙装置的重量增加，且成本较高。为此，本发明中还设置了调节圆环3来辅助调节。

结合图7，调节圆环3的形状为标准的圆形，其材质应为刚性材质，例如铝合金或钛合金等。调节圆环3在调节板1的内侧与每块调节板1连接。由此，在驱动件2驱动一块调节板1作动时，能够带动相近的调节板1一起作动。这样，驱动件2之间就可以间隔开，从而减少其设置数量，实现统一的联动调节。相邻的驱动件2之间间隔的调节板1的数量取决于尾裙偏角的精度需求，与上述相同，间隔的调节片1数量越少则越精确，但间隔数量过少就起不到减少驱动件2数量的作用。因此本实施方式中，相邻的驱动件2之间间隔3块调节板1。由此功能可知，与驱动件2直接相连的调节板1也可称成为主动板，其余为被动板。

为了配合调节圆环3的调节功能，调节板1上设有导向和限位作用的通槽11。该通槽11贯穿调节板1的厚度，形状为长条形。其长度方向即为其导向方向，而该导向方向与调节板1的长度方向平行。同时，在调节圆环3上也设有与通槽11配合的卡接结构31。结合图8，本实施方式中，卡接结构31具有一个柱体31a和位于柱体31a端部的挡板31b。柱体31a的另一端固定在调节圆环3的外侧，而柱体31a可以在通槽11中移动。根据此结构可知，卡接结构31还可以直接为一个螺栓，这样直接穿过通槽11拧入调节圆环3外侧即可。照此设计，本发明的尾裙在调节时，由控制器向驱动件2发出指令从而驱动调节板1作动。在调节张角时，通过驱动件2驱动主动的调节板1运动，使得调节圆环3随之而移动。其移动轨迹为沿着卫星舱体a的轴向做直线运动，从而带动尾裙整体收缩或扩张。而在偏角调节时，驱动件2也通过驱动主动的调节板1，从而带动调节圆环3移动，此时调节圆环3的移动轨迹不仅做上述直线运动，还在卫星舱体a的径向上做平移或倾斜移动，这样能够使一侧的调节板1向外转动，而另一侧的调节板向内侧转动，从而实现偏角的调节，而上述球铰链的存在可以使得调节板1的自由度较高，可以在各个方向上转动，从而避免卡死和断裂。由此，本尾裙装置利用尾裙裙片的调节方式来控制轨道，相比于轨控发动机而言，其调节过程更为平滑而连续。由上述可知，本发明对于驱动件2与调节板1的连接点位置的高度作了限定，而由于有调节圆环3的存在，驱动件2与调节板1的连接点还应低于调节圆环3的可移动范围的最低点，从而避免二者在调节过程中发生碰撞。

综上所述，以上本发明的尾裙安装到卫星舱体a上后可作为修正其再入轨道的尾裙。而由于本发明对应于卫星舱体，一般的卫星舱体具备惯性测量单元和导航单元，因此安装时只需将控制器嵌入到卫星舱体内部与这二者和/或舱体总控制系统连接形成带反馈调节的闭合回路即可，当上述两单元或总控系统测出卫星偏离轨道后，卫星总控会自动向控制器发出指令，令其控制驱动件2作动，实现轨道的精准控制。而若所应用的飞行器不具备这两个测量单元时，则本尾裙还可额外设置惯性测量单元和导航单元与控制器相连，从而实现本发明的轨控方法。根据此构思可知，如果所对应的飞行器本身也具备尾裙结构，例如上述导弹等。则也可直接在其原始结构上改造，从而最大程度的降低其重量和成本。并且，这种调节过程可在短时间内完成，实现返回式卫星再入轨道的快速精确控制，并最终降落在预定地点。

以上所述仅为本发明的一个实施方式而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

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