【技術實現步驟摘要】
本專利技術涉及一種用于落點控制的大尺度堵蓋，屬于飛行器控制。
技術介紹
1、近年來，隨著我國航天事業的快速發展，各類航天器呈現高密度發射態勢，其分離體的落區安全問題也受到空前關注。吸氣式航天飛行器堵蓋用于保護飛行器有效載荷，并維持飛行器良好的氣動外形，是吸氣式飛行器重要組成部分，也是吸氣式航天飛行器關鍵分離部件之一。對于大尺度堵蓋，分離過程中面臨復雜氣動干擾，同時，由于本身特殊的非軸對稱的殼結構形式決定了堵蓋為靜不穩定，在分離結束后，在氣動力、慣性力及重力等作用下，堵蓋會發生復雜的滾轉運動，這給大尺度堵蓋落去準確預測帶來較大的困難，而傳統的質點彈道殘骸計算方法計算精度低，使得落點預報范圍大，給落點環境安全控制帶來較大壓力，無法滿足當前殘骸落區精確控制問題。
技術實現思路
1、本專利技術解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提供了一種用于落點控制的大尺度堵蓋，通過在堵蓋后緣增加兩片可伸縮翼面，實現堵蓋壓心控制，進而實現堵蓋靜穩定度控制，有效提高堵蓋殘骸精準控制。
2、本專利技術的技術解決方案是：一種用于落點控制的大尺度堵蓋，位于飛行器尾部，包括：
3、堵蓋本體；
4、伸縮翼控制器，位于堵蓋本體上，用于通過控制調節伸縮翼的伸出翼面大小控制堵蓋壓心，實現靜穩定，同時，通過調節兩側的伸縮翼的伸出翼面大小抑制堵蓋本體側向干擾產生的滾轉；
5、伸縮翼，設有至少兩個，位于堵蓋本體后緣兩側，呈對稱分布。
6、進一步地，所述伸縮翼為等厚矩形
7、進一步地，所述的堵蓋本體長度為3000～4000mm，寬度為800mm～1500mm。
8、進一步地，所述的伸縮翼控制器通過電機驅動，實現伸縮翼的調節控制。
9、進一步地，所述伸縮翼控制器控制伸縮翼的調節范圍與伸縮翼長度相同。
10、進一步地，所述的伸縮翼厚度小于堵蓋本體厚度4～8mm，便于伸縮翼伸縮調節。
11、進一步地，所述的伸縮翼長度為200～400mm，寬度為150mm～250mm。
12、進一步地，通過控制兩側伸縮翼不對稱的長度，實現大尺度堵蓋滾轉控制。
13、進一步地，根據所述堵蓋的氣動特性，結合落點預示模型，計算堵蓋的運動軌跡及落點。
14、進一步地，所述落點預示模型包括：
15、
16、其中，vx為發射慣性坐標系x軸上的速度分量；vy為發射慣性坐標系y軸上的速度分量；vz為發射慣性坐標系z軸上的速度分量；為堵蓋體坐標系到發射慣性坐標系的轉換矩陣；cx為堵蓋軸向力系數；cy為堵蓋法向力系數；cz為堵蓋側向力系數；q為飛行動壓；s為氣動參考面積；gx為發射慣性坐標系x軸上的地球引力分量；gy為發射慣性坐標系y軸上的地球引力分量；gz為發射慣性坐標系z軸上的地球引力分量；ix1為繞體坐標系x軸上的轉動慣量；iy1為繞體坐標系y軸上的轉動慣量；iz1為繞體坐標系z軸上的轉動慣量；ωtx1為發慣系下轉動角速度在體坐標系x軸上的分量；ωty1為發慣系下轉動角速度在體坐標系y軸上的分量；ωtz1為發慣系下轉動角速度在體坐標系z軸上的分量；mx為氣動干擾力矩在體坐標系x軸上的分量；my為氣動干擾力矩在體坐標系y軸上的分量；mz為氣動干擾力矩在體坐標系z軸上的分量；mx1d為阻尼力矩在體坐標系x軸上的分量；my1d為阻尼力矩在體坐標系y軸上的分量；mz1d為阻尼力矩在體坐標系z軸上的分量；mx1c為控制力矩在體坐標系x軸上的分量；my1c為控制力矩在體坐標系y軸上的分量；mz1c為控制力矩在體坐標系z軸上的分量。
17、本專利技術與現有技術相比的優點在于：
18、(1)通過在堵蓋后緣增加兩片可伸縮翼面，根據堵蓋飛行狀態進行調節伸縮翼面大小，實現堵蓋壓心控制，進而實現堵蓋靜穩定度控制，避免堵蓋應靜不穩出現翻轉問題；
19、(2)通過堵蓋后緣可伸縮翼面，可實現對堵蓋的姿態調節，進一步實現對堵蓋的姿態控制
20、(3)通過建立精細化的六自由化仿真模型，充分考慮運動與繞質心運動的氣動耦合因素，在阻尼力矩的影響條件下，實現對堵蓋落點的精細化預示。
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1.一種用于落點控制的大尺度堵蓋，位于飛行器尾部，其特征在于，包括：
2.根據權利要求1所述的一種用于落點控制的大尺度堵蓋，其特征在于，所述伸縮翼(3)為等厚矩形結構。
3.根據權利要求1所述的一種用于落點控制的大尺度堵蓋，其特征在于，所述的堵蓋本體(1)長度為3000～4000mm，寬度為800mm～1500mm。
4.根據權利要求1所述的一種用于落點控制的大尺度堵蓋，其特征在于，所述的伸縮翼控制器(2)通過電機驅動，實現伸縮翼(3)的調節控制。
5.根據權利要求1所述的一種用于落點控制的大尺度堵蓋，其特征在于，所述伸縮翼控制器(2)控制伸縮翼的調節范圍與伸縮翼(3)長度相同。
6.根據權利要求1所述的一種用于落點控制的大尺度堵蓋，其特征在于，所述的伸縮翼(3)厚度小于堵蓋本體(1)厚度4～8mm，便于伸縮翼(3)伸縮調節。
7.根據權利要求1所述的一種用于落點控制的大尺度堵蓋，其特征在于，所述的伸縮翼(3)長度為200～400mm，寬度為150mm～250mm。
8.根據權利要求1所述的一種用
9.根據權利要求1所述的一種用于落點控制的大尺度堵蓋，其特征在于，根據所述堵蓋的氣動特性，結合落點預示模型，計算堵蓋的運動軌跡及落點。
10.根據權利要求9所述的一種用于落點控制的大尺度堵蓋，其特征在于，所述落點預示模型包括：
...【技術特征摘要】
1.一種用于落點控制的大尺度堵蓋，位于飛行器尾部，其特征在于，包括：
2.根據權利要求1所述的一種用于落點控制的大尺度堵蓋，其特征在于，所述伸縮翼(3)為等厚矩形結構。
3.根據權利要求1所述的一種用于落點控制的大尺度堵蓋，其特征在于，所述的堵蓋本體(1)長度為3000～4000mm，寬度為800mm～1500mm。
4.根據權利要求1所述的一種用于落點控制的大尺度堵蓋，其特征在于，所述的伸縮翼控制器(2)通過電機驅動，實現伸縮翼(3)的調節控制。
5.根據權利要求1所述的一種用于落點控制的大尺度堵蓋，其特征在于，所述伸縮翼控制器(2)控制伸縮翼的調節范圍與伸縮翼(3)長度相同。
6.根據權利要求1所述的...
【專利技術屬性】
技術研發人員：陳海鵬，楊奔，喻海川，雷建長，裴胤，費王華，馬夢穎，張旋，郝穎，馬少捷，高偉凱，仇公望，賈曉璇，鐘杰華，王鑫蔚，
申請(專利權)人：中國運載火箭技術研究院，
類型：發明
國別省市：
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