飞行器轨道控制方法及尾裙技术

本发明专利技术涉及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。本发明专利技术的方法为通过调节尾裙的方式来修正其轨道。这种方式的调节更加平滑而连续，且节省材料。

【技术实现步骤摘要】
飞行器轨道控制方法及尾裙
本专利技术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。
技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术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。为实现上述专利技术目的，本专利技术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。根据本专利技术的一个方面，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。根据本专利技术的一个方面，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。根据本专利技术的一个方面，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。根据本专利技术的一个方面，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。根据本专利技术的一个方面，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。根据本专利技术的一个方面，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。根据本专利技术的一个方面，所述卡接结构为从调节圆环外侧拧在其上的螺栓。根据本专利技术的一个方面，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。根据本专利技术的一个方面，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。根据本专利技术的一个方面，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。根据本专利技术的一个方面，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。根据本专利技术的一个方案，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。根据本专利技术的一个方案，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专利技术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专利技术的一些实施例，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示意性表示本专利技术的一种实施方式的飞行器轨道控制方法的流程图；图2示意性表示本专利技术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示意性表示本专利技术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示意性表示利用本专利技术的一种实施方式的尾裙的返回式卫星轴测图；图6示意性表示利用本专利技术的一种实施方式的尾裙的返回式卫星的底部结构图；图7示意性表示本专利技术的一种实施方式的尾裙的内侧连接关系图；图8示意性表示本专利技术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专利技术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，本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞行器轨道控制方法，包括以下步骤：/na.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；/nb.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；/nc.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。/n

【技术特征摘要】
1.一种飞行器轨道控制方法，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。


2.根据权利要求1所述的轨道控制方法，其特征在于，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。


3.根据权利要求2所述的轨道控制方法，其特征在于，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。


4.根据权利要求3所述的轨道控制方法，其特征在于，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。


5.根据权利要求4所述的轨道控制方法，其特征在于，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。


6.一种用于实施权利要求...

【专利技术属性】
技术研发人员：张宇佳，左光，张柏楠，杜若凡，徐艺哲，赵飞，
申请(专利权)人：北京空间技术研制试验中心，
类型：发明
国别省市：北京;11