一种适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统的制作方法
【专利摘要】本发明公开了一种再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统，该系统包括有对再入飞行器的气动外形进行建模的子系统（100）、构建姿态控制模型的子系统（200）和飞行器表征模型的子系统（300）。通过构建姿态控制模型子系统（200）实现仿真环境的参数设置、仿真关系解析，从而得到不同任务下的仿真结果演示。本发明的适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统，通过输入输出量与姿态不同状态的表征，能够拾取出设计阶段的控制律设计缺陷，能够验证在不确定因素和外界干扰下的控制策略的安全性，以及飞行器的控制能力，分析飞行器的控制特性，并为总体设计提供优化参数。
【专利说明】—种适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种姿态控制的仿真系统，更特别地说，是指一种适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统。
【背景技术】
[0002]仿真技术应用于国防、民用开辟了应用的新天地。它以风险小，效率高，不受气候条件和空间的限制，大大降低研制成本和验证周期而得到广泛应用。
[0003]《导弹与航天运载技术》在1994年第5期、总第211期，公开了名为“航天器再入轨迹与控制进展”。文中写道:再入飞行器可分为航天(空天)飞机、(载人)飞船、卫星、弹头等，亦可分为载人与不载人再入飞行器，还可分为可重复使用与不可重复使用再入飞行器等。
[0004]再入飞行器需要在具有极大初始再入动能和势能条件下，平稳安全地导引到既定的着陆区域，同时又使过载、动压和气动加热处于允许范围内，这对飞行器姿态控制系统的设计提出了极高的要求。姿态控制系统控制飞行器的执行机构，进而操纵飞行器飞行，在工程应用上，必须保证一定的控制冗余才能完成在不确定因素和外界干扰下飞行器的安全飞行。
[0005]“世界导弹与航天”在1989年第7期中公开了林来兴著的《使神号航天飞机的飞行控制系统》。在该文献的图1中详细介绍了使神号轨道和姿态控制结构原理。
[0006]利用计算机及仿真软件(如Matlab R2008a — Simulink)仿真是一个重要的环节，不仅能够缩短工程研制周期，而且大大节约验证飞行成本。
【发明内容】
[0007]为了实现对再入飞行器姿态的仿真控制，本发明一方面采用三维软件对再入飞行器的气动外形进行建模，另一方面构建了姿态控制律模型和飞行器表征模型。
[0008]本发明的一种适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统，该系统包括有对再入飞行器的气动外形进行建模的子系统(100)、构建姿态控制模型的子系统(200)和飞行器表征模型的子系统(300);所述构建姿态控制模型子系统(200)包括有大气环境模型单元(201)、姿态指令生成单元(202)、飞行器气动估算单元(203)、慢回路控制律单元(204)、快回路控制律单元(205)、复合控制分配单元(206)、气动舵面控制分配单元(207)、RCS控制分配单元(208)、飞行器气动数据库(209)和控制融合单元(210)；
[0009]所述再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统进行的仿真流程为:
[0010](A)仿真系统初始化；全局变量为N = 0，设置仿真步长h，再入初始时刻h = O,初始姿态状态yQ= [τ。λ。H。V。X0 Y。α。β。μ。P。qQ rQ]T ;且飞行器的所有舵面偏转角度为零(δ e, δ a, δ g, δ f)，RCS (16个推力器状态指令为O)不工作；初始化飞行器模型单元301的十二个状态，初始化RCS控制分配单元208的RCS控制分配为零；初始化气动舵面控制分配单元207的气动舵控制分配为零；初始化控制融合单元210的气动舵面偏转为零；将飞行器模型单元301的初始化十二个状态信息输入大气模型单元201，姿态指令单元202，气动估计单元203，慢回路控制律单元204，快回路控制律单元205，复合控制分配单元206，气动舵面控制分配单元207，气动数据库单元209 ；
[0011](B)根据来自飞行器模型单元301的高度信息输入大气环境模型单元201中；大气环境模型单元201将的输出信息输入给姿态指令单元202，气动估计单元203，复合控制分配单元206，气动舵面控制分配单元207，气动数据库单元209，控制融合单元210 ；
[0012](C)气动数据库单元209根据当前的输入的大气环境模型单元201的大气环境信息、飞行器模型单元301姿态信息和控制融合单元210舵偏偏转信息计算输出气动数据信息给控制融合单元210 ；
[0013](D)气动估计单元203根据当前的输入的大气环境模型单元201的大气环境信息、飞行器模型单元301姿态信息和控制融合单元210舵面偏转信息将计算输出气动力信息给慢回路控制律单元204和气动力矩系数估计给气动舵面控制分配单元207和控制融合单元210 ；
[0014](E)姿态指令单元202根据输入的大气模型单元201信息和飞行器模型单元301信息计算输出给慢回路控制律单元204 ；
[0015](F)慢回路控制律单元204根据输入的姿态指令单元202信息、气动估计单元203信息和飞行器模型单元301信息计算输出给快回路控制律单元205 ；
[0016](G)快回路控制律单元205根据输入的慢回路控制律单元204信息和飞行器模型单元301信息计算输出给复合控制分配单元206 ；
[0017](H)复合控制分配单元206根据输入的大气模型单元201信息、快回路控制律单元205信息和飞行器模型单元301信息计算输出给气动舵面控制分配单元207和RCS控制分配单元208 ；
[0018](I)气动舵面控制分配单元207根据输入的大气模型单元201信息、飞行器模型单元301部分信息和控制融合单元210舵面偏转信息、综合来自复合控制分配单元206的气动力矩指令信息和气动估计单元203的气动力矩系数估计信息计算输出给控制融合单元210 ；
[0019](J) RCS控制分配单元208根据输入的复合控制分配单元206信息和控制融合单元210部分信息计算输出给控制融合单元210 ；
[0020](K)控制融合单元210根据输入的大气模型单元201信息、气动估计单元203气动力矩估计信息、飞行器模型单元301部分信息和气动舵面控制分配单元207、RCS控制分配单元208信息，气动数据库单元209信息计算输出信息给飞行器模型单元301 ;并将实时测量的舵面偏转信息输出给气动估计单元203、气动舵面控制分配单元207和气动数据库单元209，将RCS控制补偿力矩信息传给RCS控制分配单元208 ；
[0021](L)飞行器模型单元301根据输入的控制融合单元210信息更新飞行状态，并输出高度信息给大气模型单元201，输出速度状态信息给姿态指令单元202和复合控制分配单元206，输出姿态角信息给慢回路控制律单元204和快回路控制律单元205，输出部分信息给气动估计单元203，气动舵面控制分配单元207和气动数据库单元209 ;输出高度和速度信息给仿真是否结束单元302 ；
[0022](M)根据输入的来自仿真是否结束单元302的高度和速度信息判断仿真是否结束。若仿真结束，显示仿真结果，并结束系统仿真；若仿真未结束，则转入步骤(B)中重复进行仿真，直至达到仿真结束条件。
[0023]本发明适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统的优点在于:
[0024]①本发明姿态控制建模系统建立了再入飞行器的再入飞行姿态控制器验证平台和飞行验证平台，能够用于弹头、飞船或者航天飞机等的再入飞行过程仿真，具有通用性；
[0025]②本发明仿真系统可以根据需要在定义好的各个单元信号输入输出关系，由具体的飞行器生成所需的相应功能，各个子模块具有可扩展性；
[0026]③本发明仿真系统中的各个子模块可以直接转换成相应的算法，子模块可以用于其他控制系统，具有可移植性。
【专利附图】
【附图说明】
[0027]图1是本发明的再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统的结构框图；图2八是气动外形的正视图；图2B是气动外形的俯视图；图2C是气动外形的仰视图；图2D是气动外形的右视图；图2E是气动外形的左视图；图2H是再入飞彳丁器与地理坐标系的坐标不意图；图21是再入飞行器状态变量与相应的坐标系定义示意图；图3是本发明的再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统的控制流程图；图3A是本发明控制融合部分的控制流程图；图4是再入飞行器的16个推力器的分配示意图；图4A是推力器的分轴控制的控制方式示意图；图4B是推力器的分档控制的控制方式示意图。
【具体实施方式】
[0028]下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明。参见图1所示，本发明的一种适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统，该系统包括有对再入飞行器的气动外形进行建模的子系统100 (简称为气动外形构建子系统)、构建姿态控制模型的子系统200和飞行器表征模型的子系统300。
[0029](一)气动外形构建子系统100
[0030]在本发明中，依据三维软件(如Solidworks2006)绘制出飞行器的气动外形，如图2A?图2G所示。为了方便对再入飞行器进行姿态说明，引用多个坐标系(如图2H、图21所示)进行详细说明。
[0031]为了实现对飞行器的姿态表征，引用机体坐标系0-Xbybzb、速度坐标系0-Xayaza、航迹坐标系0-xkykzk、当地铅垂坐标系0-xgygzg、地心赤道惯性坐标系S1-ExiYiZi和地心赤道旋转坐标系Se-EXeyeze。通过所述的四个坐标系来定义飞行器的姿态角和航迹角。
[0032]在本发明中，坐标系的定义为:
[0033](I)地心赤道惯性坐标系S1-ExjiZ1:地心赤道惯性坐标系S1-ExjiZi作为惯性基准，E在地球中心点(地心)。EzJi垂直于地球赤道平面，指向北极；Xi轴和yi轴在赤道平面内，其中Xi轴沿着指向春分点的方向，该点是地球赤道面与黄道面的相交线上无穷远点，即春分时刻地球一太阳连线的方向。地心赤道惯性坐标系S1-ExiyiZi形成右手直角坐标系。
[0034](2)地心赤道旋转坐标系S6-ExeJeZe:地心赤道旋转坐标系S6-ExeJeZe与地球固联，E在地球中心点(地心)。％轴垂直于地球赤道平面，指向北极轴和轴在赤道平面内，其中Xe轴沿着赤道平面与Greenwich子午面的相交线。地心赤道旋转坐标系Se_Exeyeze形成右手直角坐标系。[0035](3)当地铅垂坐标系0-xgygzg:当地铅垂坐标系0_xgygzg与机体固连,O在飞行器的质心处(质心)；平面OxgZg是当地铅垂平面，Xg轴指向正北方向；zg轴垂直于当地水平面铅垂向下指向地心；yg轴在水平面内指向东方。当地铅垂坐标系0-xgygzg形成右手直角坐标系O
[0036](4)机体坐标系0-Xbybzb:机体坐标系0-Xbybzb与机体固连，O在飞行器的质心处(质心);xb轴在飞行器对称平面内并平行于飞行器的设计轴线指向机头；yb轴垂直于飞行器对称平面指向机体右方；zb轴在飞行器对称平面内，与Xb轴垂直并指向机体下方。机体坐标系0-Xbybzb形成右手直角坐标系。
[0037](5)速度坐标系0-xayaza:速度坐标系0_xayaza与机体固连，O在飞行器的质心处(质心);xa轴与飞行速度V重合一致；za轴在飞行器对称平面内，与Xa轴垂直并指向机体下方；ya轴垂直于OxaZa平面并指向机体右方。速度坐标系0-XayazaB成右手直角坐标系。
[0038](6)航迹坐标系0-xkykzk:航迹坐标系0_xkykzk与机体固连，O在飞行器的质心处(质心);xk轴与飞行速度V重合一致；zk轴位于包含飞行速度V在内的铅垂面内，与Xk轴垂直并指向下方；yk轴垂直于OxkZk平面,其指向按照右手定则确定。航迹坐标系0-xkykzk形成右手直角坐标系。
[0039]在图2中地心E与飞行器质心O在地表交点的地理经度τ和纬度λ、地心距R可以确定飞行器所在的位置，定义如下:
[0040]地心距R:飞行器质心O距离地心E的距离。
[0041]方位角τ:从春分点向东到矢径EO在赤道平面上的投影EO'所转过的角度，简称为方位角，该方位角的赋值为经度。
[0042]高低角λ:地心距R在赤道平面上的投影EO'从赤道平面向北转到矢径EO的角度，简称为高低角，该高低角的赋值为纬度。
[0043]交点O':地心距R在地球赤道平面的投影与地球表面的交点。
[0044]在图2Α中所述姿态角是由机体坐标系0-xbybzb与速度坐标系0_xayaza之间的角度转换关系得到的。姿态角包括有攻角α和侧滑角β。
[0045]攻角α是指飞行器的速度V在飞行器的纵向对称面AB⑶上的投影X' a与机体坐标系0-Xbybzb的&轴之间的夹角。当该投影X' 3在&轴的下侧时，攻角α记为正角度；当该投影X' ￡1在Xb轴的上侧时，攻角α记为负角度。
[0046]侧滑角β是指飞行器的速度V与飞行器的纵向对称面AB⑶之间的角度。当速度V的方向在飞行器的纵向对称平面ABCD的右侧时，β侧滑角记为正角度；当速度V的方向在飞行器的纵向对称平面AB⑶的左侧时，β侧滑角记为负角度。
[0047]在图2Α中所述航迹角是航迹坐标系0-xkykzk与当地铅垂坐标系0-xgygzg之间的角度转换关系得到的。航迹角包括有航迹倾斜角Y、航迹方位角X和倾侧角μ。
[0048]航迹倾斜角Y是指飞行器的速度V与三角平面0xgyg之间的夹角。当速度V在三角平面上方时，航迹倾斜角Y记为正角度；当速度V在三角平面下方时，航迹倾斜角Y记为负角度。所述三角平面0xgyg是指当地铅垂坐标系0-xgygzg中连接Oxg, Oyg, xgyg形成的平面。
[0049]航迹方位角X是指飞行器的速度V在三角平面0xgyg上的投影X' k与当地铅垂坐标系0-xgygzg的Xg轴之间的夹角。当投影X' k在Xg轴的右侧时，航迹方位角X记为正角度；当投影V k在Xg轴的左侧时，航迹方位角X记为负角度。
[0050]倾侧角μ是指飞行器绕航迹坐标系0-Xkykzk的Xk轴所旋转的角度。当飞行器的机翼发生左翼向上、右翼向下的滚转时，倾侧角μ记为正角度；当飞行器的机翼发生左翼向下、右翼向上的滚转时，倾侧角μ记为负角度。
[0051]在本发明中，应用气动外形构建子系统100来对再入飞行器进行构形，是为了说明不同姿态(即输入输出指令)下实时演示出再入飞行器的场景仿真。
[0052](二)构建姿态控制模型的子系统
[0053]参见图3所示，在本发明中，构建姿态控制模型子系统200包括有大气环境模型单元201、姿态指令生成单元202、飞行器气动估算单元203、慢回路控制律单元204、快回路控制律单元205、复合控制分配单元206、气动舵面控制分配单元207、RCS控制分配单元208、飞行器气动数据库209和控制融合单元210。在本发明中，通过构建姿态控制器模型子系统200实现仿真环境的参数设置、仿真关系解析，从而得到不同任务下的仿真结果演示。
[0054](I)大气模型单元201
[0055
【权利要求】
1.一种适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统，该系统包括有对再入飞行器的气动外形进行建模的子系统(100)、构建姿态控制律模型的子系统(200)和飞行器表征模型的子系统(300);其特征在于:所述构建姿态控制器模型子系统(200)包括有大气环境模型单元(201)、姿态指令生成单元(202)、飞行器气动估算单元(203)、慢回路控制律单元(204)、快回路控制律单元(205)、复合控制分配单元(206)、气动舵面控制分配单元(207)、RCS控制分配单元(208)、飞行器气动数据库(209)和控制融合单元(210)； 所述再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统进行的仿真流程为: (A)仿真系统初始化；全局变量为N= O,设置仿真步长h,再入初始时刻& = O,初始姿态状态yt!= [τ。λ。Htl Vtl X。Y。α。β。μ。Ptl rJT ;且飞行器的所有舵面偏转角度为零(\，δ a, δ g, 5f), RCS (16个推力器状态指令为0)不工作；初始化飞行器模型单元301的十二个状态，初始化RCS控制分配单元208的RCS控制分配为零；初始化气动舵面控制分配单元207的气动舵控制分配为零；初始化控制融合单元210的气动舵面偏转为零；将飞行器模型单元301的初始化十二个状态信息输入大气模型单元201，姿态指令单元202，气动估计单203，慢回路控制律单元204，快回路控制律单元205，复合控制分配单元206，气动舵面控制分配单元207，气动数据库单元209 ； (B)根据来自飞行器模型单元301的高度信息输入大气环境模型单元201中；大气环境模型单元201将的输出信息输入给姿态指令单元202，气动估计单元203，复合控制分配单元206，气动舵面控制分配单元207，气动数据库单元209，控制融合单元210 ； (C)气动数据库单元209根据当前的输入的大气环境模型单元201的大气环境信息、飞行器模型单元301姿态信息和控制融合单元210舵偏偏转信息计算输出气动数据信息给控制融合单元210 ； (D)气动估计单元203根据当前的输入的大气环境模型单元201的大气环境信息、飞行器模型单元301姿态信息和控制融合单元210舵面偏转信息将计算输出气动力信息给慢回路控制律单元204和气动力矩系数估计给气动舵面控制分配单元207和控制融合单元210 ； (E)姿态指令单元202根据输入的大气模型单元201信息和飞行器模型单元301信息计算输出给慢回路控制律单元204 ； (F)慢回路控制律单元204根据输入的姿态指令单元202信息、气动估计单元203信息和飞行器模型单元301信息计算输出给快回路控制律单元205 ； (G)快回路控制律单元205根据输入的慢回路控制律单元204信息和飞行器模型单元301信息计算输出给复合控制分配单元206 ； (H)复合控制分配单元206根据输入的大气模型单元201信息、快回路控制律单元205信息和飞行器模型单元301信息计算输出给气动舵面控制分配单元207和RCS控制分配单元 208 ； (I)气动舵面控制分配单元207根据输入的大气模型单元201信息、飞行器模型单元301部分信息和控制融合单元210舵面偏转信息、综合来自复合控制分配单元206的气动力矩指令信息和气动估计单元203的气动力矩系数估计信息计算输出给控制融合单元210 ； (J)RCS控制分配单元208根据输入的复合控制分配单元206信息和控制融合单元210部分信息计算输出给控制融合单元210 ；(K)控制融合单元210根据输入的大气模型单元201信息、气动估计单元203气动力矩估计信息、飞行器模型单元301部分信息和气动舵面控制分配单元207、RCS控制分配单元208信息，气动数据库单元209信息计算输出信息给飞行器模型单元`301 ;并将真实的舵面偏转信息输出给气动估计单元203、气动舵面控制分配单元207和气动数据库单元209，将RCS控制补偿力矩信息传给RCS控制分配单元208 ； (L)飞行器模型单元301根据输入的控制融合单元210信息更新飞行状态，并输出高度信息给大气模型单元201，输出速度状态信息给姿态指令单元202和复合控制分配单元`206，输出姿态角信息给慢回路控制律单元204和快回路控制律单元`205，输出部分信息给气动估计单元203，气动舵面控制分配单元207和气动数据库单元209 ;输出高度和速度信息给仿真是否结束单元302 ； (M)根据输入的来自仿真是否结束单元302的高度和速度信息判断仿真是否结束。若仿真结束，显示仿真结果，并结束系统仿真；若仿真未结束，则转入步骤(B)中重复进行仿真，直至达到仿真结束条件。
2.根据权利要求1所述的适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统，其特征在于:所述复合分配控制单元(206)接收来自301的飞行器高度信息、速度信息和攻角信息。根据205输入的滚转力矩指令信息，俯仰力矩指令信息和偏航力矩指令信息，综合来自201的大气环境信息，设计RCS/气动舵面的复合控制分配解算，得到分配给气动舵面控制分配单元207的气动舵控制力矩信息和RCS控制分配单元208的RCS控制力矩指令信息； 根据动压边界，按动压线性过渡，实现RCS与气动操纵系统的控制分配策略
3.根据权利要求1所述的适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统，其特征在于:气动舵面控制分配单元(207)将气动舵系统的控制力矩指令映射成舵偏角指令δ。， 即完成了气动操纵系统的控制分配；其中，
4.根据权利要求1所述的适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统，其特征在于:所述飞行器模型单元(301)根据4阶Rung-Kutta方法，由当前时刻tN的飞行状态yN与控制量U，得到下一时刻tN+1的飞行状态yN+1 ;在此，飞行器动力学/运动学六自由度十二状态方程为:.V cosf sin j -.V cosy cos j
5.根据权利要求1所述的适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统，其特征在于:大气模型单元201根据飞行器飞行所处的高度，能够得到飞行器所处高度下的温度、声速、压强和密度；用于飞行器动压、气动力、气动力矩的解算；姿态指令单元202依据飞行器的
速度和所在高度下的的声速，得到马赫数Ma=V/a ?根据马赫数Ma和飞行速度V，由逻辑判
断给出攻角α。、侧滑角β。= O和倾侧角μ。的指令；
6.根据权利要求1所述的适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统，其特征在于:气动估计单元203用于估算飞行器所受到的气动力系数、气动力矩系数，将解算的气动力提供给姿态控制律模块204用于解算补偿控制的非线性项，进行慢回路控制律解算；将估计的气动力矩系数提供给气动舵面控制分配单元207和控制融合单元210。在207单元中用于解算气动舵面的控制分配矩阵；在210单元中用于RCS力矩控制补偿向量的解算；在慢回路控制律204解算中，需要根据估算的飞行器气动力来计算非线性补偿项，在气动舵面控制分配207的设计中，需要根据估算的飞行器气动力矩系数估计来计算气动舵面偏转指令；在控制融合210的RCS气动力矩补偿向量的计算中需要根据气动力矩系数来解算RCS力矩补偿向量。
7.根据权利要求1所述的适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统，其特征在于:慢回路控制律单元204接收来自301的飞行器高度信息、速度信息，航迹倾角信息和攻角信息，侧滑角信息，倾侧角信息、滚转角速率信息，俯仰角速率信息，滚转角速率信息；根据202的攻角指令信息，侧滑角指令信息和倾侧角指令信息，综合来自203估计飞行器所受的升力，阻力，侧力信息解算慢回路控制律，将所得到的姿态角速率指令输出给205单元。慢回路控制律单元204接收来自301的飞行器高度信息、速度信息，航迹倾角信息和攻角信息，侧滑角信息，倾侧角信息、滚转角速率信息，俯仰角速率信息，滚转角速率信息。根据202的攻角指令信息，侧滑角指令信息和倾侧角指令信息，综合来自203估计飞行器所受的升力，阻力，侧力信息解算慢回路控制律，将所得到的姿态角速率指令输出给205单元； 慢回路控制律ω。为:
8.根据权利要求1所述的适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统，其特征在于:RCS控制分配单元208接收来自207的RCS控制力矩指令和来自210的RCS补偿力矩向量信息，根据RCS布局设计，完成RCS滚转通道、俯仰通道和偏航通道的推力器开关指令生成，给出16个推力器的开关指令。并将各个推力器的开关指令输出给210单元，直接控制16个推力器的工作状态； 其中，分轴控制分配为:再入飞行器沿Xb轴滚转，且飞行器左边发生向上运动、右边发生向下运动为正滚转；再入飞行器沿Xb轴滚转，且飞行器左边发生向下运动、右边发生向上运动为负滚转。再入飞行器沿yb轴俯仰，且飞行器头部向上为正俯；再入飞行器沿yb轴俯仰，且飞行器头部向下为负俯。再入飞行器沿zb轴摆动，且飞行器头部向左边为负偏航；再入飞行器沿Zb轴摆动，且飞行器头部向右边为正偏航； 其中，分档控制分配为:三个轴控制的档次级别为5档，对应档次字为-2、-UOU和2档。
9.根据权利要求1所述的适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统，其特征在于:仿真判断单元302第一方面对接收到的高度信息H与设定阈值#进行大小判断；第二方面对接收到的速度信息V与设定阈值P进行大小判断;若孖</7或者K S ?7,则结束仿真;若H >互且 > V ,则继续进行仿真,直至满足// < H或者 < r后结束仿真;仿真结果进行实时演示。
10.根据权利要求1所述的适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统，其特征在于:控制融合单元210用于协调RCS与气动舵的复合控制。根据气动舵面控制分配207子单元给出的舵面偏转指令和RCS控制分配子单元208给出的RCS推力器开关指令，在控制融合这个单元210中实现RCS与气动舵的控制协调，并且考虑了 RCS推力器的动态与舵回路的动态，结合203的气动估计(17项)、301的部分信息将RCS控制力矩补偿量传递给RCS控制分配208，将真实的舵面偏转反馈给203、207和209。控制融合中，需要接收来自201的信息、301的部分信息与209子单元的气动数据，估算飞行器所受到的气动力、气动力矩，综合得到气动力，总的力矩和RCS推力器的轴向力传递给301单元；气动舵面的偏转由舵回路来完成，其动态由二阶传递函数来模拟。对于左升降副翼舵
2回路动态为必=.......?—-FxC其中，阻尼比ζ = 0.7,自然角频率ωη = 90rad/
【文档编号】G06F17/50GK103488814SQ201310359916
【公开日】2014年1月1日 申请日期:2013年8月16日 优先权日:2013年8月16日
【发明者】李惠峰, 余光学, 李昭莹 申请人:北京航空航天大学