一种飞行器质心的偏移控制方法及飞行器与流程

本技术涉及飞行器，具体而言，涉及一种飞行器质心的偏移控制方法及飞行器。

背景技术：

1、多星发射上面级用于实现快速卫星部署，通过多次启动5000n发动机，实现快速机动变轨，进入预定轨道后释放卫星载荷。上面级采用纯蓄电池供电，最大可连续工作时间约48小时，即上面级留轨时长不超过48h。另外，上面级还配置了摇摆伺服机构，通过摇摆伺服机构控制5000n发动机的摆动角度，由于电机伺服控制反馈较慢，通常只能采用开环控制，即按载荷卫星分离顺序提前计算好质心偏移方位，并在释放卫星过程中，按阶段控制发动机摇摆方向，保证在发动机点火时，推力方向过质心，最大限度减小推力与质心的力臂，进而解决发动机的质心偏移问题。

2、但是多星发射上面级主要具有以下缺点，第一：未配置可重复使用的能源系统，发射后必须在48h内完成卫星部署，导致部署可操作灵活性不足，若超最大工作时长，则上面级将蓄电池能源耗尽关机，后续部署任务将失败。第二：采用摇摆伺服机构控制5000n发动机摇摆解决质心偏移，实时根据姿态偏移方向控制发动机摆动方位，以防止质心偏移，由于发动机控制实时性不足，导致控制难度大；只能采用开环控制方式，即根据预先设置的质心偏移方向，进行发动机方向控制，实际由于载荷的不确定性，存在偏差导致难以保证质心偏移控制的准确性。

技术实现思路

1、有鉴于此，本技术的目的在于提供一种飞行器质心的偏移控制方法及飞行器，以克服上述至少一种缺陷。

2、第一方面，本技术实施例提供了一种飞行器质心的偏移控制方法，应用于飞行器的推进系统，所述推进系统包括安装在飞行器本体底面的四台490n发动机，所述偏移控制方法包括：

3、在所述飞行器质心存在偏移的情况下，获取所述四台490n发动机在目标工作时长内对所述飞行器产生的目标干扰力矩；

4、根据所述飞行器质心的偏移方向，从所述四台490n发动机中确定出目标490n发动机；其中，所述目标490n发动机用于调节所述飞行器质心向与所述偏移方向相反的方向移动；

5、根据所述目标干扰力矩，调整所述目标490n发动机的目标工作时长，以使所述目标干扰力矩降至预设力矩干扰范围内。

6、在本技术的一种可选实施例中，获取所述四台490n发动机在目标工作时长内对所述飞行器产生的目标干扰力矩的步骤包括：

7、获取每台490n发动机在工作周期内对所述飞行器产生的目标推力，每台490n发动机分别在启动和关闭时在飞行器上的目标位置，以及飞行器的滚转角速度；其中，所述目标位置包括490n发动机在飞行器坐标系x轴上的坐标以及490n发动机分别在启动和关闭时的角位置；

8、建立490n发动机在任意工作时长内对所述飞行器产生的干扰力矩的力矩方程；

9、利用所述目标推力、所述目标位置和所述滚转角速度，并结合所述力矩方程，计算所述四台490n发动机在目标工作时长内对所述飞行器产生的目标干扰力矩。

10、在本技术的一种可选实施例中，所述力矩方程包括：

11、

12、

13、其中，m表示四台490n发动机在目标工作时长内对所述飞行器产生的目标干扰力矩，表示第j个490n发动机在目标工作时长内对所述飞行器产生的干扰力矩，下标b表示飞行器坐标系，f表示490n发动机在工作周期内的目标推力，l表示490n发动机在轴上的坐标，w表示飞行器的滚转角速度，表示第j个490n发动机的目标工作时长，表示第j个490n发动机启动时的角位置，表示第j个490n发动机关闭时的角位置。

14、在本技术的一种可选实施例中，当所述偏移方向与其中一个490n发动机所在方向重合时，根据所述飞行器质心的偏移方向，从所述四台490n发动机中确定出目标490n发动机的步骤，包括：

15、根据所述飞行器质心的偏移方向，确定与所述偏移方向相反的方向为目标方向；

16、选取所述目标方向上的490n发动机为目标490n发动机。

17、在本技术的一种可选实施例中，当所述偏移方向与任意一个490n发动机所在方向均不重合时，根据所述飞行器质心的偏移方向，从所述四台490n发动机中确定出目标490n发动机的步骤，包括：

18、根据所述飞行器质心的偏移方向，以所述飞行器质心为原点，确定每个490n发动机与所述偏移方向之间的偏移角度；

19、选取大于预设角度阈值的偏移角度所对应的490n发动机为目标490n发动机。

20、在本技术的一种可选实施例中，根据所述目标干扰力矩，调整所述目标490n发动机的目标工作时长，以使所述目标干扰力矩降至预设力矩干扰范围内的步骤，包括：

21、根据预先建立的490n发动机在任意工作时长内对所述飞行器产生的干扰力矩的力矩方程，提高所述目标490n发动机的目标工作时长，直至根据所述力矩方程计算出的目标干扰力矩在所述预设力矩干扰范围内。

22、在本技术的一种可选实施例中，根据所述目标干扰力矩，调整所述目标490n发动机的目标工作时长，以使所述目标干扰力矩降至预设力矩干扰范围内的步骤，包括：

23、根据所述偏移角度与所述预设角度阈值之间的差值，确定各个目标490n发动机对应的权值系数；其中，所述权值系数与所述差值呈正比例关系；

24、根据各个目标490n发动机对应的权值系数，分别提高各个目标490n发动机的目标工作时长，以使所述目标干扰力矩降至预设力矩干扰范围内。

25、第二方面，本技术实施例还提供了一种飞行器，包括飞行器本体、电气系统和推进系统，所述电气系统和所述推进系统设置在所述飞行器本体上，所述推进系统包括安装在飞行器本体底面的四台490n发动机；所述电气系统用于实现飞行器的信息交互和供电分配，所述推进系统用于执行如上所述的偏移控制方法。

26、在本技术的一种可选实施例中，所述飞行器还包括太阳电池阵，所述太阳电池阵设置在所述飞行器本体上，所述太阳电池阵分别与所述电气系统和所述推进系统连接。在本技术的一种可选实施例中，所述太阳电池阵采用体装式太阳能帆板。

27、本技术实施例提供了一种飞行器质心的偏移控制方法及飞行器，其中，偏移控制方法包括：在飞行器质心存在偏移的情况下，获取四台490n发动机在目标工作时长内对飞行器产生的目标干扰力矩；根据飞行器质心的偏移方向，从四台490n发动机中确定出目标490n发动机；其中，目标490n发动机用于调节飞行器质心向与偏移方向相反的方向移动；根据目标干扰力矩，调整目标490n发动机的目标工作时长，以使目标干扰力矩降至预设力矩干扰范围内。与现有技术中通过采用摇摆伺服机构控制5000n发动机摇摆来解决质心偏移问题会由于电机控制实时性不足，导致控制难度大的情况相比，本技术能够在飞行器质心出现偏移时通过调整其他方向的发动机的工作时长来降低发动机对飞行器产生的干扰力矩，进而解决飞行器质心偏移的问题，操作便捷精准，有利于提高质心偏移控制的准确性。

28、为使本技术的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。