一种飞行器轨道控制方法、装置、设备及介质制造方法及图纸

本申请公开了一种飞行器轨道控制方法、装置、设备及介质，涉及飞行器高空轨道控制领域，包括：基于若干来流参数和喷流参数构建喷口位置的第一平衡态分布函数；基于第一平衡态分布函数及第三平衡态分布函数迭代模拟得到第一空间流场分布；基于第二平衡态分布函数及第一空间流场分布迭代模拟获得发动机开启时第一气动力和第一力矩；根据第一气动力、第一力矩和发动机关闭时第二气动力和第二力矩计算若干来流参数分别的喷流干扰力矩和气动力放大因子，将喷流干扰力矩和气动力放大因子存储至控制设备，以便控制设备根据基于喷流干扰力矩和气动力放大因子确定出的目标力矩和目标气动力使飞行器沿目标轨道运行。能够提高轨道控制发动机的控制精度。制发动机的控制精度。制发动机的控制精度。

【技术实现步骤摘要】
一种飞行器轨道控制方法、装置、设备及介质


[0001]本专利技术涉及飞行器高空轨道控制领域，特别涉及一种飞行器轨道控制方法、装置、设备及介质。

技术介绍

[0002]当前，在高空条件下，飞行器轨道控制往往依靠轨控（轨道控制）发动机或称喷流反作用控制系统（RCS）来实现。与用于姿态控制的喷流反作用控制系统不同，轨控喷流反作用控制系统中喷流压力更大且反作用力的作用点一般通过飞行器的质心，因而不会产生反作用力力矩。主要依靠反作用力改变飞行器轨道。
[0003]在周围环境近似真空的条件下，轨控发动机的喷流反作用力可以根据喷流参数直接确定。飞行器在高空大气中飞行时，周围环境尚不能视为真空条件。喷流不可避免地会与飞行器周围的稀薄空气产生干扰效应，使得轨控发动机打开前后飞行器表面的压力、摩阻等变量的分布发生改变。所以轨控发动机打开条件下飞行器所受总的力一般不等于轨控发动机打开前飞行器所受气动力与轨控发动机喷流反作用力之和，所受总的力矩一般也不等于轨控发动机打开前飞行器所受气动力矩。通常把轨控发动机打开后与打开前飞行器所受的气动力/力矩差量称为喷流干扰力/力矩。轨控发动机干扰力如果与其反作用力方向相同，说明干扰效应对喷流反作用力有一个增加的作用，反之是一个减弱的作用。轨控发动机干扰力矩如果不为零，则表明轨控发动机开启后还会对飞行器俯仰姿态产生影响，这种情况下就需要飞行器控制系统及时作出响应，防止飞行器轨道变化过程中姿态产生异常。
[0004]飞行器轨控发动机喷流与高空稀薄空气之间的干扰流动是一种典型的跨流域流动现象。在高压气室和接近喷口吼道的地方是连续流，喷口附近为过渡流，远离喷口位置为高度稀薄流。传统的流场预测手段（地面风洞试验和基于连续性假设的NS方程计算）无法精确捕捉到这种流动特征。统一气体动理学方法通过求解描述分布函数演化规律的玻尔兹曼模型方程来求得物理空间中每一个单元上的分布函数分布，通过求积分得到压力、速度、温度等宏观物理量。该方法在求解过程中将分子运动和碰撞耦合处理，具有物理空间网格不受分子自由程限制、推进时间步长不受分子间平均碰撞时间限制的优点，尤其适用于上述干扰流动现象的模拟。
[0005]但是，轨道控制发动机喷流出口压力往往很大，比稀薄来流压力高3
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6个量级，导致喷流出口的平衡态分布函数与来流平衡态分布函数之间形态差异很大，给统一气体动理学方法数值模拟带来了很大的困难与挑战，采用通常的参数设置进行模拟很容易出现数值模拟异常中断，导致无法得到正确的干扰力/力矩，影响轨控发动机的控制精度，使得飞行器不能沿预定轨道运行。
[0006]综上所述，如何提高轨道控制发动机的控制精度，使得飞行器沿预定轨道运行，具有重要的工程应用价值。

技术实现思路

[0007]有鉴于此，本专利技术的目的在于提供一种飞行器轨道控制方法、装置、设备及介质，能够提高轨道控制发动机的控制精度，使得飞行器沿预定轨道运行。其具体方案如下：第一方面，本申请公开了一种飞行器轨道控制方法，包括：基于若干来流参数和飞行器中轨道控制发动机的喷流参数构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的第一平衡态分布函数；以所述第一平衡态分布函数为初始喷口边界条件，采用统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至所述第一平衡态分布函数变化为基于所述喷流参数的第二平衡态分布函数，以获得围绕所述飞行器的第一空间流场分布；以所述第二平衡态分布函数为目标喷口边界条件，以所述第一空间流场分布为初始流场，并采用所述统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至空间流场收敛，以获得第二空间流场分布；基于所述第二空间流场分布获得所述轨道控制发动机开启时所述飞行器的第一气动力和第一力矩；根据所述第一气动力、所述第一力矩以及所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的第二气动力和第二力矩计算若干所述来流参数分别对应的喷流干扰力矩和气动力放大因子，并将所述喷流干扰力矩和所述气动力放大因子存储至所述飞行器的控制设备，以便所述控制设备根据所述来流参数并基于所述喷流干扰力矩和所述气动力放大因子确定所述飞行器对应的目标力矩和目标气动力，然后根据所述目标力矩和所述目标气动力控制所述飞行器沿目标轨道运行。
[0008]可选的，所述基于若干来流参数和飞行器中轨道控制发动机的喷流参数构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的第一平衡态分布函数之前，还包括：基于所述飞行器的形状和尺寸构建所述飞行器的表面网格，并基于所述来流参数和所述喷流参数确定所述飞行器对应的物理空间网格的外边界；根据所述表面网格和所述外边界生成所述飞行器对应的所述物理空间网格，并基于所述来流参数生成所述飞行器对应的速度空间网格。
[0009]可选的，所述基于若干来流参数和飞行器中轨道控制发动机的喷流参数构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的第一平衡态分布函数，包括：基于所述喷流参数获取喷流出口速度矢量对应的三个预设方向的速度分量；根据所述三个预设方向的速度分量、所述喷流参数中的喷流出口温度和所述来流参数中的来流压力构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的基于所述来流参数和所述喷流参数的第一平衡态分布函数。
[0010]可选的，所述第二平衡态分布函数为基于所述三个预设方向的速度分量、所述喷流参数中的所述喷流出口温度和喷流出口压力构建的分布函数。
[0011]可选的，所述基于若干来流参数和飞行器中轨道控制发动机的喷流参数构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的第一平衡态分布函数之后，还包括：为除所述喷口位置外的所述飞行器对应的所述物理空间网格中每个单元设置基于所述来流参数的第三平衡态分布函数；相应的，所述以所述第一平衡态分布函数为初始喷口边界条件，并采用统一气动
理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至所述第一平衡态分布函数变化为基于所述喷流参数的第二平衡态分布函数，以获得围绕所述飞行器的第一空间流场分布，包括：以所述第一平衡态分布函数为初始喷口边界条件，以所述第三平衡态分布函数为所述物理空间网格中每个所述单元的初始值，并采用统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至所述第一平衡态分布函数变化为基于所述喷流参数的第二平衡态分布函数，以获得围绕所述飞行器的第一空间流场分布。
[0012]可选的，所述根据所述第一气动力、所述第一力矩以及所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的第二气动力和第二力矩计算若干所述来流参数分别对应的喷流干扰力矩和气动力放大因子之前，还包括：基于所述物理空间网格和所述速度空间网格将所述轨道控制发动机的喷口位置设置为固壁边界，并为所述物理空间网格中每个单元设置基于所述来流参数的第三平衡态分布函数；以所述第三平衡态分布函数为所述物理空间网格中每个所述单元的初始值，并采用所述统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至空间流场收敛，以获得第三空间流场分布；基于所述第三空间流场分布得到所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的所述第二气动力和所述第二力矩。
[0013]可选的，所述根据所述第一气动力、所述第一力矩以及所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的第二气动力和第二力矩计算若干所述来流参数分别对应的喷流干扰力本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞行器轨道控制方法，其特征在于，包括：基于若干来流参数和飞行器中轨道控制发动机的喷流参数构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的第一平衡态分布函数；以所述第一平衡态分布函数为初始喷口边界条件，采用统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至所述第一平衡态分布函数变化为基于所述喷流参数的第二平衡态分布函数，以获得围绕所述飞行器的第一空间流场分布；以所述第二平衡态分布函数为目标喷口边界条件，以所述第一空间流场分布为初始流场，并采用所述统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至空间流场收敛，以获得第二空间流场分布；基于所述第二空间流场分布获得所述轨道控制发动机开启时所述飞行器的第一气动力和第一力矩；根据所述第一气动力、所述第一力矩以及所述轨道控制发动机关闭时所述飞行器的第二气动力和第二力矩计算若干所述来流参数分别对应的喷流干扰力矩和气动力放大因子，并将所述喷流干扰力矩和所述气动力放大因子存储至所述飞行器的控制设备，以便所述控制设备根据所述来流参数并基于所述喷流干扰力矩和所述气动力放大因子确定所述飞行器对应的目标力矩和目标气动力，然后根据所述目标力矩和所述目标气动力控制所述飞行器沿目标轨道运行。2.根据权利要求1所述的飞行器轨道控制方法，其特征在于，所述基于若干来流参数和飞行器中轨道控制发动机的喷流参数构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的第一平衡态分布函数之前，还包括：基于所述飞行器的形状和尺寸构建所述飞行器的表面网格，并基于所述来流参数和所述喷流参数确定所述飞行器对应的物理空间网格的外边界；根据所述表面网格和所述外边界生成所述飞行器对应的所述物理空间网格，并基于所述来流参数生成所述飞行器对应的速度空间网格。3.根据权利要求2所述的飞行器轨道控制方法，其特征在于，所述基于若干来流参数和飞行器中轨道控制发动机的喷流参数构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的第一平衡态分布函数，包括：基于所述喷流参数获取喷流出口速度矢量对应的三个预设方向的速度分量；根据所述三个预设方向的速度分量、所述喷流参数中的喷流出口温度和所述来流参数中的来流压力构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的基于所述来流参数和所述喷流参数的第一平衡态分布函数。4.根据权利要求3所述的飞行器轨道控制方法，其特征在于，所述第二平衡态分布函数为基于所述三个预设方向的速度分量、所述喷流参数中的所述喷流出口温度和喷流出口压力构建的分布函数。5.根据权利要求2所述的飞行器轨道控制方法，其特征在于，所述基于若干来流参数和飞行器中轨道控制发动机的喷流参数构建所述轨道控制发动机的喷口位置对应的第一平衡态分布函数之后，还包括：为除所述喷口位置外的所述飞行器对应的所述物理空间网格中每个单元设置基于所述来流参数的第三平衡态分布函数；
相应的，所述以所述第一平衡态分布函数为初始喷口边界条件，并采用统一气动理学隐式迭代方法进行迭代模拟直至所述第一平衡态分布函数变化为基于所述喷流参数的第二平衡态分布函数，以获得围绕所述飞行器的第一空间流场分布，包括：以所述第一平衡态分布函数为初始喷口边界条件，以所述第三平衡态分布函数为所述物理空间网格中每个所述单元的初始值，并采用统一气动...

【专利技术属性】
技术研发人员：江定武，王沛，李锦，王新光，郭勇颜，万钊，黎昊旻，毛枚良，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：