一种适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统

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。

说明书

技术领域

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

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。

《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。

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。

“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。

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

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。

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）；

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＝0，设置仿真步长h，再入初始时刻t₀＝0，初始姿态状态 y₀＝[τ₀ λ₀ H₀ V₀ χ₀ γ₀ α₀ β₀ μ₀ p₀ q₀ r₀]^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；

（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；

（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。

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：

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；

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；

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。

附图说明

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2A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是再入飞行器与地理坐标系的坐标示意图；图2I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

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。

（一）气动外形构建子系统100

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2I所示）进行详细说明。

为了实现对飞行器的姿态表征，引用机体坐标系O-x_by_bz_b、速度坐标系O-x_ay_az_a、航迹坐标系 O-x_ky_kz_k、当地铅垂坐标系O-x_gy_gz_g、地心赤道惯性坐标系S_i-Ex_iy_iz_i和地心赤道旋转坐标系 S_e-Ex_ey_ez_e。通过所述的四个坐标系来定义飞行器的姿态角和航迹角。

在本发明中，坐标系的定义为：

(1)地心赤道惯性坐标系S_i-Ex_iy_iz_i：地心赤道惯性坐标系S_i-Ex_iy_iz_i作为惯性基准，E在地球中 心点（地心）。Ez_i轴垂直于地球赤道平面，指向北极；x_i轴和y_i轴在赤道平面内，其中x_i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－太阳连线的方向。地心赤 道惯性坐标系S_i-Ex_iy_iz_i形成右手直角坐标系。

(2)地心赤道旋转坐标系S_e-Ex_ey_ez_e：地心赤道旋转坐标系S_e-Ex_ey_ez_e与地球固联，E在地球中心 点（地心）。z_e轴垂直于地球赤道平面，指向北极；x_e轴和y_e轴在赤道平面内，其中x_e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S_e-Ex_ey_ez_e形成右手直角坐标系。

(3)当地铅垂坐标系O-x_gy_gz_g：当地铅垂坐标系O-x_gy_gz_g与机体固连，O在飞行器的质心处（质心）； 平面Ox_gz_g是当地铅垂平面，x_g轴指向正北方向；z_g轴垂直于当地水平面铅垂向下指向地心；y_g轴在水 平面内指向东方。当地铅垂坐标系O-x_gy_gz_g形成右手直角坐标系。

(4)机体坐标系O-x_by_bz_b：机体坐标系O-x_by_bz_b与机体固连，O在飞行器的质心处（质心）；x_b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；y_b轴垂直于飞行器对称平面指向机体右方；z_b轴在飞行器对称平面内，与x_b轴垂直并指向机体下方。机体坐标系O-x_by_bz_b形成右手直角坐标系。

(5)速度坐标系O-x_ay_az_a：速度坐标系O-x_ay_az_a与机体固连，O在飞行器的质心处（质心）；x_a轴与飞行速度V重合一致；z_a轴在飞行器对称平面内，与x_a轴垂直并指向机体下方；y_a轴垂直于Ox_az_a平面并指向机体右方。速度坐标系O-x_ay_az_a形成右手直角坐标系。

(6)航迹坐标系O-x_ky_kz_k：航迹坐标系O-x_ky_kz_k与机体固连，O在飞行器的质心处（质心）；x_k轴 与飞行速度V重合一致；z_k轴位于包含飞行速度V在内的铅垂面内，与x_k轴垂直并指向下方；y_k轴垂直 于Ox_kz_k平面，其指向按照右手定则确定。航迹坐标系O-x_ky_kz_k形成右手直角坐标系。

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：

地心距R：飞行器质心O距离地心E的距离。

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。

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。

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。

在图2A中所述姿态角是由机体坐标系O-x_by_bz_b与速度坐标系O-x_ay_az_a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。

攻角α是指飞行器的速度V在飞行器的纵向对称面ABCD上的投影x′_a与机体坐标系O-x_by_bz_b的x_b轴之间的夹角。当该投影x′_a在x_b轴的下侧时，攻角α记为正角度；当该投影x′_a在x_b轴的上侧时，攻角α 记为负角度。

侧滑角β是指飞行器的速度V与飞行器的纵向对称面ABCD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ABCD的 左侧时，β侧滑角记为负角度。

在图2A中所述航迹角是航迹坐标系O-x_ky_kz_k与当地铅垂坐标系O-x_gy_gz_g之间的角度转换关系 得到的。航迹角包括有航迹倾斜角γ、航迹方位角χ和倾侧角μ。

航迹倾斜角γ是指飞行器的速度V与三角平面Ox_gy_g之间的夹角。当速度V在三角平面上方时，航 迹倾斜角γ记为正角度；当速度V在三角平面下方时，航迹倾斜角γ记为负角度。所述三角平面Ox_gy_g是 指当地铅垂坐标系O-x_gy_gz_g中连接Ox_g,Oy_g,x_gy_g形成的平面。

航迹方位角χ是指飞行器的速度V在三角平面Ox_gy_g上的投影x′_k与当地铅垂坐标系O-x_gy_gz_g的 x_g轴之间的夹角。当投影x′_k在x_g轴的右侧时，航迹方位角χ记为正角度；当投影x′_k在x_g轴的左侧时， 航迹方位角χ记为负角度。

倾侧角μ是指飞行器绕航迹坐标系O-x_ky_kz_k的x_k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。

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。

（二）构建姿态控制模型的子系统

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。

（1）大气模型单元201

在本发明中，大气模型单元201根据飞行器飞行所处的飞行高度，能够得到飞行器所在高度下的温度、 声速、压强和密度。用于飞行器动压、气动力、气动力矩的解算。

对于大气模型单元201中的输出变量数是参考美国标准大气（1976）而得的。美国标准大气（1976） 是由美国国家海洋大气管理局、国家航空航天局、空军在美国标准大气1962年版本和美国标准大气1966 年版本的基础上制定的。美国标准大气（1976）利用图表提供了以下参数随高度的廓线：温度、压强、密度、 声速、动态和运动粘度、热传导率等。该大气模型没有对风场进行建模，给出的温度、密度、压强数据代表 的是平均值。在此，是根据高度在美国标准大气（1976）表中进行插值，得到所处高度位置的温度、压强、 密度和声速。

（2）姿态指令单元202

在本发明中，姿态指令单元202根据飞行任务，再入飞行器返回受到严厉的过载、热流率、动压的限制， 姿态指令的给出要结合飞行任务、飞行器的特性和控制能力来综合给出姿态指令，最后由姿态控制系统完成 对姿态指令的跟踪，这样，飞行器才能安全返回。在此，由姿态指令单元202综合飞行器速度和所在高度下 的的声速，来给出姿态角指令。

姿态指令单元202一方面接收来自飞行器模型单元301输出的速度信息V和大气模型单元201输出的 声速信息a_声速；另一方面，对接收的V和a_声速计算出马赫数Ma，从而输出3个姿态指令信息。

在本发明中，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，得到马赫数根 据马赫数Ma和飞行速度V，由逻辑判断给出攻角α_c、侧滑角β_c＝0和倾侧角μ_c的指令。

飞行器在再入过程中，对攻角指令α_c的跟踪用于控制再入的气动热和能量管理。同时，为了限制机体表 面的热通量，需要镇定侧滑角，因此侧滑角指令β_c为零，保证飞行安全。对倾侧角指令μ_c的跟踪用于调整 飞行纵程、横程，使得飞行器进入到预定的能量管理窗口。姿态角指令是由制导律在线给出的，制导律不属 于姿态控制系统，在此不予设计。在此给出的姿态指令逻辑是为了验证控制器的设计能不能跟踪上姿态指令， 同时姿态指令要保证飞行器按照姿态指令飞行时，在动压、过载和热流率容许的再入走廊内。对于不同的再 入飞行器，姿态指令的数值会有所不同，在此给出的姿态指令能够满足所设计的高升阻比再入飞行器姿态控 制系统的需求，姿态指令中的具体的数值要根据再入飞行器的气动与过程约束以及再入轨迹来调整。

（3）气动估计单元203

气动估计单元203用于估算飞行器所受到的气动力、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力矩补偿量。

在本发明中，气动估计单元203一方面接收来自201的所在高度下的声速信息，所在高度下的大气温度 信息，所在高度下的大气压强信息，所在高度下的大气密度信息，301的飞行器高度信息、速度信息，攻角 信息，侧滑角信息，滚转角速率信息，俯仰角速率信息，滚转角速率信息。210的飞行器左升降副翼舵偏信 息，右升降副翼舵偏信息，方向舵信息，体襟翼舵偏信息；另一方面，进行解算后估计飞行器所受的升力， 阻力，侧力信息输出给204单元；并将估计的气动滚转力矩系数(6项)，气动俯仰力矩系数(5项)，气动偏航 力矩系数(6项)共计17项输出给207单元和210单元。

稠密的空气动力学是从连续介质假定出发的，尽管气体是由个别的分子组成的，但在一般情况下，分子 的平均自由程和所研究的问题的特征长度Le相比要小得多，因此，把气体假定为连续介质是很好的近似。 但是，随着大气变得稀薄，当分子的平均自由程与所研究的问题的特征长度Le之比接近和大于单位值时， 气体由个别分子组成的特征就会显现出来，连续介质的假设就不再适用，此时就需用稀薄气体动力学来求解 了。流动领域的划分是根据Kn数来的。

定义气动特征参数克努森（Knudsen）数Kn为来流分子平均自由程与所研究问题的特征长度Le之 比为大气的分子平均自由程，特征长度Le取为飞行器的总长度。

由克努森数Kn，将流动区域划分为连续流区、过渡流区及自由分子流区。当Kn≥10时，流动区域为自 由分子流区；当Kn≤0.001时，流动区域为连续流区；当0.001＜Kn＜10时，流动区域为过渡流区，在此 区域空气连续介质模型和自由分子流的假设均不适用。随着克努森数Kn变化的幅度，为了充分考虑大气稀薄 程度对飞行器气动的影响信息，拟合气动系数时选取为特征参数之一，对于各种高度的气动数 据，根据马赫数，攻角，侧滑角，气动舵面的偏角来进行拟合成关于攻角、侧滑角，马赫数，气动舵偏和的函数。因此得到在克努森数Kn取对数的升力环境下的攻角C_L,α、左舵偏右舵偏方向舵偏 体襟舵偏在克努森数Kn取对数的阻力环境下的攻角C_D,α、左舵偏右舵偏方 向舵偏体襟舵偏在克努森数Kn取对数的马赫数环境下的攻角左舵偏右舵偏 方向舵偏体襟舵偏俯仰角速率C_m，q在克努森数Kn取对数的侧力环境下的侧滑角C_Y,β、 左舵偏右舵偏方向舵拟合估计的升力环境下的侧滑角C_l,β、左舵偏右舵偏方向舵偏滚转角速率C_l,p、偏航角速度C_l,r；拟合估计的马赫数环境下的侧滑角C_n,β、左舵偏右舵偏方向舵偏滚转角速率C_n,p、偏航角速度C_n,r。

由于慢回路控制律单元204需要接收估计的升力估计的阻力估计的侧力因此在气动估计 单元203中需要解算估计的升力系数估计的阻力系数估计的侧力系数气动估计单元203 需要将估计的相关量输出给207单元和208单元。

根据分子运动论，气体的粘性系数密度ρ、热运动平均速度以及分子平均自由程之间存在的 关系为$\bar{\mu }=\frac{1}{2}\rho \bar{c}\bar{\lambda },$其中$\bar{c}=\sqrt{\frac{8\bar{R}T}{\pi }},$为空气常数，其值取$\bar{R}=287.05m^2/(s^2·K);$T为所在 高度下的温度；其中粘性系数采用萨瑟兰（Sutherland）公式计算：即 其中，初始时的温度T₀＝288.15K，初始时的气体粘性系数 ${\bar{\mu }}_0=1.7894\times {10}^{-5}\mathrm{Pa}·s,$C_温度为温度常数，取值为110.4K。则有克努森数$\mathrm{Kn}=\frac{\bar{\mu }}{13.275\rho \sqrt{T}\mathrm{Le}}.$

根据飞行器的气动数据库（由气动数据库单元209所建立）的数据，将所得的气动数据进行高阶多项式 进行拟合，得到线性表达形式，用于进行控制分配的设计与气动的快速解算。将飞行器拟合的气动系数C_L,α， C_D,α，C_Y,β，C_l,p，C_l,r；C_m,α，C_m,q；C_n,β， C_n，p，C_n，r装载于飞控计算机上，根据接受到飞行器攻角信息，侧滑角信息，飞 行器的速度与所在高度下的声速转换而得的马赫数，气动特征参数以及飞行器左升降副翼舵偏信息，右 升降副翼舵偏信息，方向舵信息，体襟翼舵偏信息来解算气动力－升力、阻力、侧力，与气动力矩系数。

$C_{\bar{L}}=C_{L,\alpha }+C_{L,{\delta }_e}{\delta }_e+C_{L,{\delta }_a}{\delta }_a+C_{L,{\delta }_r}{\delta }_r+C_{L,{\delta }_f}{\delta }_f$

$C_{\bar{D}}=C_{D,\alpha }+C_{D,{\delta }_e}{\delta }_e+C_{D,{\delta }_a}{\delta }_a+C_{D,{\delta }_r}{\delta }_r+C_{D,{\delta }_f}{\delta }_f$

$C_{\bar{Y}}=C_{Y,\beta }\beta +C_{Y,{\delta }_e}{\delta }_e+C_{Y,{\delta }_a}{\delta }_a+C_{Y,{\delta }_r}{\delta }_r$

$C_{\bar{l}}=C_{l,\beta }\beta +C_{l,{\delta }_e}{\delta }_e+C_{l,{\delta }_a}{\delta }_a+C_{l,{\delta }_r}{\delta }_r+C_{l,p}\frac{\mathrm{pb}}{2V}+C_{l,r}\frac{\mathrm{rb}}{2V}$

$C_{\bar{m}}=C_{m,\alpha }+C_{m,{\delta }_e}{\delta }_e+C_{m,{\delta }_a}{\delta }_a+C_{m,{\delta }_f}{\delta }_f+C_{m,q}\frac{\mathrm{qc}}{2V}$

$C_{\bar{n}}=C_{n,\beta }\beta +C_{n,{\delta }_e}{\delta }_e+C_{n,{\delta }_a}{\delta }_a+C_{n,{\delta }_r}{\delta }_r+C_{n,p}\frac{\mathrm{pb}}{2V}+C_{n,r}\frac{\mathrm{rb}}{2V}$

b为飞行器的机翼的翼展长，c为飞行器的机翼的平均气动弦长。

在本发明中，计算此时的动压即

在本发明中，将气动与大气环境进行综合，解算快回路控制器的控制律。由大气环境输入的大气数据， 根据当前的飞行器速度，得到动压。然后有气动估算模块给出的飞行器气动估计以及飞行器自身的参数，得 到飞行器所受的气动力估计，输出到204单元。根据当前的飞行器所处的动压和飞行器参数，估计飞行器所 受的气动力，最后，将所得到的升力估计信息阻力估计信息和 侧力估计信息输出给204单元，将C_l,β，C_l,p，C_l,r；C_m,α，C_m,q；C_n,p，C_n,r输出给207单元和210单元。

（4）慢回路控制律单元204

在本发明中，慢回路控制律单元204根据当前的大气环境和气动力估算值，以及当前反馈的姿态角，生 成姿态角速率指令输出。

在本发明中，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。对于，飞行器的高度信息、滚转角速率信息、俯 仰角速率信息和偏航角速率信息不作处理。

慢回路控制律单元204将来自301的姿态角信息与速度信息，代入来自203的气动升力、侧力估计信 息到控制律中的非线性补偿项中。

${\bar{F}}_s=\left(\begin{array}{c}\frac{1}{M\times V\times \cos \beta }(-\bar{L}+M\times g\times \cos \gamma \cos \mu )\\ \frac{1}{M\times V}(\bar{Y}+M\times g\times \cos \gamma \sin \mu )\\ \frac{1}{M\times V}(\bar{L}\tan \beta +\bar{L}\tan \gamma \sin \mu +\\ \bar{Y}\tan \gamma \cos \mu -M\times g\times \tan \beta \cos \gamma \cos \mu )\end{array}\right);$

其中M为飞行器的质量，g为重力加速度。

慢状态的控制矩阵$G_s=\left(\begin{array}{ccc}-\cos \alpha \tan \beta & 1& -\sin \alpha \tan \beta \\ \sin \alpha & 0& -\cos \alpha \\ \cos \alpha \sec \beta & 0& \sin \alpha \sec \beta \end{array}\right).$

为了实现姿态指令Ω_c的跟踪，根据时标分离原理，先对姿态角Ω动态设计所需要的姿态角速率指令 ω_c，称为慢回路控制律；再由姿态角速率动态设计所需要的控制力矩指令M_c，称为快回路控制律。快回 路是慢回路的内环，当二者频带相差3至5倍，在设计与分析慢回路时可将快回路动态特性近似忽略。

从而得到慢回路控制律ω_c为：

${\omega }_c=G_s^{-1}[-{\bar{F}}_s+{\stackrel{·}{\Omega }}_c+k_{p,s}({\Omega }_c-\Omega )+k_{i,s}\int ({\Omega }_c-\Omega )\mathrm{dt}$

$+k_{d,s}\frac{d({\Omega }_c-\Omega )}{\mathrm{dt}}]$

其中，姿态角$\Omega =\left(\begin{array}{c}\alpha \\ \beta \\ \mu \end{array}\right),$姿态角指令${\Omega }_c=\left(\begin{array}{c}{\alpha }_c\\ {\beta }_c\\ {\mu }_c\end{array}\right),$姿态角的倒数指令${\stackrel{·}{\Omega }}_c=\left(\begin{array}{c}\frac{{\mathrm{d\alpha }}_c}{\mathrm{dt}}\\ \frac{{\mathrm{d\beta }}_c}{\mathrm{dt}}\\ \frac{{\mathrm{d\mu }}_c}{\mathrm{dt}}\end{array}\right);$

Ω_c-Ω为姿态角误差，为姿态角误差的倒数，为攻角的倒数，为侧滑角的 倒数，为倾侧角的倒数，k_p,s为姿态误差比例对角矩阵，k_i,s为姿态误差积分对角矩阵，k_d,s为姿态 误差微分对角矩阵，即三维的方阵，每个对角线上的元均大于零，非对角线上的元均等于零。

（5）快回路控制律单元205

在本发明中，快回路控制律205根据慢回路给出的姿态角速率指令ω_c和飞行器的惯性参数ω，以及反 馈的姿态角速率状态，生成控制力矩指令$M_c=K\left(\begin{array}{c}{\omega }_c-\omega \\ {\int }_0^t({\omega }_c-\omega )\mathrm{dt}\end{array}\right),$其中，$\omega =\left(\begin{array}{c}p\\ q\\ r\end{array}\right),{\omega }_c=\left(\begin{array}{c}{p}_c\\ q_c\\ r_c\end{array}\right),$ω_c-ω为姿态角速率误差，为从初始时间到当前时间t的姿态角速 率误差的积分。快回路控制律205采用LQR方法，进行快路控制器的控制律解算。

在本发明中，快回路控制律205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204的滚转角速率指 令信息，俯仰角速率指令信息和偏航角速率指令信息，综合来自301的飞行器滚转角速率信息，俯仰角速率 信息，滚转角速率信息解算快回路控制律，将所得到的控制力矩指令输出给206单元。对于飞行器的高度信 息、速度信息、航迹倾角信息、攻角信息、侧滑角信息和倾侧角信息不作处理。

快回路控制律205根据来自301的姿态角速率信息与飞行器的转动惯量信息，构造快回路系统矩阵A和 快回路控制矩阵B：

$A=\left(\begin{array}{ccc}\frac{I_{z_b{x}_b}(I_{x_b}-I_{y_b}+I_{z_b})}{2(I_{x_b}{I}_{z_b}-I_{z_b{x}_b}^2)}q& \left(\begin{array}{c}\left(\begin{array}{c}\frac{I_{z_b{x}_b}(I_{x_b}-I_{y_b}+I_{z_b})}{2(I_{x_b}{I}_{z_b}-I_{z_b{x}_b}^2)}p\\ +\frac{I_{y_b}{I}_{z_b}-I_{z_b}^2-I_{z_b{x}_b}^2}{2(I_{x_b}{I}_{z_b}-I_{z_b{x}_b}^2)}r\end{array}\right)\end{array}\right)& \frac{I_{y_b}{I}_{z_b}-I_{z_b}^2-I_{z_b{x}_b}^2}{2(I_{x_b}{I}_{z_b}-I_{z_b{x}_b}^2)}q\\ -\frac{I_{z_b{x}_b}}{I_{y_b}}p+\frac{(I_{z_b}-I_{x_b})}{{2I}_{y_b}}r& 0& \frac{I_{z_b{x}_b}}{I_{y_b}}r+\frac{(I_{z_b}-I_{x_b})}{{2I}_{y_b}}p\\ \frac{I_{x_b}^2-I_{z_b}{I}_{y_b}+I_{z_b{x}_b}^2}{2(I_{x_b}{I}_{z_b}-I_{z_b{x}_b}^2)}q& \left(\begin{array}{c}\frac{I_{x_b}^2-I_{x_b}{I}_{y_b}+I_{z_b{x}_b}^2}{2(I_{x_b}{I}_{z_b}-I_{z_b{x}_b}^2)}p\\ +\frac{I_{z_b{x}_b}(I_{y_n}-I_{z_b}-I_{x_b})}{2(I_{x_b}{I}_{z_b}-I_{z_b{x}_b}^2)}r\end{array}\right)& \frac{I_{z_b{x}_b}(I_{y_b}-I_{z_b}-I_{x_b})}{2(I_{x_b}{I}_{z_b}-I_{z_b{x}_b}^2)}q\end{array}\right)$$B=\left(\begin{array}{ccc}\frac{I_{z_b}}{I_{x_b}{I}_{z_b}-I_{z_b{x}_b}^2}& 0& \frac{I_{z_b{x}_b}}{I_{x_b}{I}_{z_b}-I_{z_b{x}_b}^2}\\ 0& \frac{1}{I_{y_b}}& 0\\ \frac{I_{z_b{x}_b}}{I_{x_b}{I}_{z_b}-I_{z_b{x}_b}^2}& 0& \frac{I_{x_b}}{I_{x_b}{I}_{z_b}-I_{z_b{x}_b}^2}\end{array}\right)$

为绕x_b轴的转动惯量，为绕y_b轴的转动惯量，为绕z_b轴的转动惯量，为x_b轴与z_b轴的 惯性积。

在本发明中，快回路控制律205根据慢回路控制律单元204输出的姿态角速率指令ω_c和快状态动态 表示控制力矩，并基于最优控制方法得到控制力矩指令M_c。

最优控制是一个非常活跃的科学研究领域，具有坚实的理论基础和广泛的应用背景，在航空航天领域也 取得了非常好成果。对于线性二次调节器（LQR，Linear Quadratic Regulator）问题，最优状态反馈控制 器是状态调节器，要完成指令的跟踪需要将快状态动态进行增广，并对快状态动态 $\stackrel{·}{\omega }=\mathrm{A\omega }+B\bar{M}$引入误差的积分状态$e_I={\int }_0^t({\omega }_c-\omega )\mathrm{dt}.$

在本发明中，增广后的快回路系统矩阵为$\bar{A}=\left(\begin{array}{cc}A& 0\\ -I_3& 0\end{array}\right),$I₃为3×3的单位矩阵，增广后的快回路控制 矩阵为$\bar{B}=\left(\begin{array}{c}B\\ 0\end{array}\right),$增广后的快状态为$\eta =\left(\begin{array}{c}\omega \\ e_I\end{array}\right).$

在本发明中，依据黎卡提矩阵方程求解快回路正定对称矩阵G。

$-G\bar{A}-{\bar{A}}^{T}G+{G\bar{B}R}^{-1}{\bar{B}}^{T}G-Q=0$

对于再入飞行器，快状态动态在不同的飞行条件下具有不同的快回路系统矩阵A。 在飞行包线内的A动态连续变化，其相应的反馈增益矩阵K也是动态连续变化的，根据实时的姿态角速率 p,q,r设计不同的反馈增益矩阵K。根据M_c＝-Kη得到控制力矩指令信息，输出给206单元

LQR控制器设计的关键在于选取合适的快回路指标的非负定对称矩阵Q和快回路指标的正定对称矩阵 R的参数，要提高控制的快速响应特性，则可增大Q中相应元素的权值；要有效地抑制控制量的幅值及其 引起的能量消耗，则可提高R中相应元素的权值；Q和R的选择是相互制约的，需要折中考虑。最优控制 能够得到线性状态反馈控制律，构成闭环最优反馈控制，易于工程实现，因而被广泛应用于工程实际。

（6）复合控制分配单元206

再入飞行器从轨道返回，动压逐渐增大。当动压较小时，气动舵面的执行效率低，控制能力不足，必须 采用RCS来完成姿态控制。随着动压的增大，气动舵依次介入控制，RCS逐步退出，由RCS与气动舵共同 完成姿态控制任务。当飞行高度降低，动压进一步增大后，气动舵完全介入，最后RCS退出控制，仅由气动 舵完成姿态控制。在RCS与气动舵同时参与控制时，根据动压边界，控制权限按动压从RCS线性过渡到气 动舵。设计RCS与气动舵的控制分配策略，从而实现控制力矩指令M_c分配给气动舵面和RCS。

复合控制分配单元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。对于来自201的温度信息、声速信息、大气压强信息和来自301的飞行 器的高度信息、攻角信息不作处理。

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其中，k_权数为权系数，为气动舵面开始介入姿态控制时的动压， 为RCS退出姿态控制时的动压，RCS与气动舵面的控制权限根据动压进行分配与协调。且分别为分配给RCS和气动操纵系统的控制力矩。设分别是分配给RCS滚转、俯仰和偏航通 道的控制力矩指令，分别是分配给气动舵滚转、俯仰和偏航通道的控制力矩指令，M_R、M_A分别为RCS推力器和气动舵面产生的实际操纵力矩。

在本发明中，分配给RCS的控制力矩指令为$M_R^c=\left(\begin{array}{c}{l}_R^c\\ m_R^c\\ n_R^c\end{array}\right);$实时产生的RCS控制力矩指令为 $M_R=\left(\begin{array}{c}{l}_R\\ m_R\\ n_R\end{array}\right);$分配给气动舵面的控制力矩指令为$M_A^c=\left(\begin{array}{c}{l}_A^c\\ m_A^c\\ n_A^c\end{array}\right);$实时产生的气动舵面的控制力矩指令为 $M_A=\left(\begin{array}{c}{l}_A\\ m_A\\ n_A\end{array}\right).$

（7）气动舵面控制分配单元207

在本发明中，将气动舵系统的控制力矩指令映射成舵偏角指令δ_c，即完成了气动操纵系统的控制 分配。其中，$M_A^c=\left(\begin{array}{c}{l}_A^c\\ m_A^c\\ n_A^c\end{array}\right),$${\delta }_c=\left(\begin{array}{c}{\delta }_e^c\\ {\delta }_a^c\\ {\delta }_r^c\\ {\delta }_f^c\end{array}\right)=M_{A,\delta }^{-1}(M_A^c-M_A^b);$为基本控制力矩向量，M_A,δ为控 制分配矩阵。

$M_A^b=\left(\begin{array}{c}\bar{q}\mathrm{Sb}{C}_{l,\beta }\beta +{\bar{q}\mathrm{Sb}}^2{C}_{l,p}\frac{p}{2V}+{\bar{q}\mathrm{Sb}}^2{C}_{l,r}\frac{r}{2V}\\ \bar{q}\mathrm{Sc}{C}_{m,\alpha }+{\bar{q}\mathrm{Sc}}^2{C}_{m,q}\frac{q}{2V}\\ \bar{q}\mathrm{Sb}{C}_{n,\beta }\beta +{\bar{q}\mathrm{Sb}}^2{C}_{n,p}\frac{p}{2V}+{\bar{q}\mathrm{Sb}}^2{C}_{n,r}\frac{r}{2V}\end{array}\right);$

$M_{A,\delta }=\left(\begin{array}{cccc}\bar{q}\mathrm{Sb}{C}_{l,{\delta }_e}& \bar{q}\mathrm{Sb}{C}_{l,{\delta }_a}& \bar{q}\mathrm{Sb}{C}_{l,{\delta }_r}& 0\\ \bar{q}\mathrm{Sc}{C}_{m,{\delta }_e}& \bar{q}\mathrm{Sc}{C}_{m,{\delta }_a}& 0& \\ \bar{q}\mathrm{Sb}{C}_{n,{\delta }_e}& \bar{q}\mathrm{Sb}{C}_{n,{\delta }_a}& \bar{q}\mathrm{Sb}{C}_{n,{\delta }_r}& 0\end{array}\bar{q}\mathrm{Sc}{C}_{m,{\delta }_f}\right);$

其中，S为飞行器机翼的参考面积，单位为m²；b为飞行器的机翼的翼展长，单位为m；c 为飞行器的机翼的平均气动弦长，单位为m。

在本发明中，气动舵面控制分配单元207接收来自201的所在高度下的声速信息，所在高度下的大气温 度信息，所在高度下的大气压强信息，所在高度下的大气密度信息。在此，输入所在高度下的温度、声速和 所在高度下的压强不作处理；210的飞行器左升降副翼舵偏信息，右升降副翼舵偏信息，方向舵信息，体襟 翼舵偏信息；301的飞行器高度信息、速度信息，攻角信息，侧滑角信息，滚转角速率信息，俯仰角速率信 息，滚转角速率信息，接受来自203的气动系数与206的气动控制力矩指令，进行解算后给出飞行器的左升 降副翼舵面偏转指令，右升降副翼舵面偏转指令，方向舵偏转指令和机体襟翼舵面偏转指令，输出信息全部 给210单元。

左右升降副翼用于飞行器的俯仰和滚转控制，当升降副翼差动时提供副翼控制功能，当升降副翼同时向 上或向下运动时提供升降舵功能。

机体襟翼配置在机身的后下方，一方面用于保护机身尾部配置的轨道机动发动机，另一方面用于飞行器 俯仰通道的配平与操纵。

再入飞行器采用大攻角再入飞行，方向舵处于机身的背风面，其有效的控制在末端能量管理段。因此， 再入过程中，航向通道需要RCS参与控制。

（8）RCS控制分配单元208

在本发明中，16个推力器是指图4中的带有圆圈的数字编号，即①、②、③、④、⑤、⑥、⑦、⑧、⑨、 ⑩、1和分别代表的推力器。

如图2A～图2G、图4所示，为了完成轨道机动、精确定向和交汇对接等任务，再入飞行器前部和尾部 都会安装RCS。对于飞行器返回过程中需使用尾部RCS完成再入初期的姿态控制。在安装面S1、安装面 S2上各自配置了8个推力器，箭头标出了各个推力器开启时的喷流方向，安装面S1的几何中心为，重 心为线与安装面S1、安装面S2垂直。推力器安装位置左右对称，在安装面S1中，①号推力器与 ②号推力器的水平距离记为L₁，①号推力器和⑥号推力器的垂直距离记为L₂，安装面S1离重心的距离 记为L₃，安装面S1与安装面S2的轴向距离记为d。额定推力T_推力＝(F₀-p_大气静压A_横截面积)。

推力器的配置决定了RCS相应推力器开启时产生的力矩大小和方向，控制系统要综合使用所有或部分推 力器来完成姿态控制。协调多个推力器的工作，需要根据RCS布局设计控制分配，可以采用分轴控制和分档 控制。在所设计的RCS配置方案中，安装面S1和安装面S2上的推力器均能完成俯仰、滚转和偏航的姿态 控制任务，配置方案的冗余度为2。表1给出了再入飞行器尾部各个推力器开启时产生的控制效果，通过推 力器的组合可以实现多种控制力矩，并为系统余度提供硬件保障。

表1RCS推力器产生的控制力矩

在本发明中，RCS控制分配单元208将来自207的分配给RCS的控制力矩指令与来自210的RCS控 制力矩补偿向量，采用脉冲宽度－脉冲频率（Pulse-Width Pulse-Frequency，PWPF)调制器，来实现RCS 的控制力矩指令转换到RCS推力器的开关指令（1开、0关)。将来自207的RCS的控制力矩指令与 来自210的$ϵ=\left(\begin{array}{c}{ϵ}_l\\ {ϵ}_m\\ {ϵ}_n\end{array}\right)$之和记为并将映射成16个推力器的开关指令，即完成RCS的控制分配。 通过推力器的组合可以实现多种控制力矩，并为系统余度提供硬件保证。RCS的控制需要协调多个推力器的 工作，需要研究控制分配，以及出现一个推力器故障的情形下的控制重构方案。

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。

通过推力器的组合可以实现多种控制力矩，并为系统余度提供硬件保证。RCS的控制需要协调多个推力 器的工作，需要研究控制分配，以及出现一个推力器故障的情形下的控制重构方案。RCS推力器的组合可以 实现多种控制力矩，并为系统余度提供硬件保证，控制分配则需要协调多个推力器的工作。

208－1、分轴控制

在本发明中将16个推力器分配给机体坐标系O-x_by_bz_b的三个轴，使它们没有耦合，每个轴只有一 个推力级别且只有一种组合。虽然没有充分利用最大控制力矩，但可以同时控制三个轴，避免耦合所产生的 选择逻辑困难。这样每个轴的力矩大小是固定的。此时⑨、⑩、和号推力器对滚转轴进行控制，采用①、 ②、⑤和⑥号推力器对俯仰轴进行控制，③、④、和号推力器对偏航轴进行控制， 根据要求力矩大小和方向确定各自的开启状态和时间。具体推力器组合使用方法如图4A所示。

在图4A中，再入飞行器沿x_b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x_b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y_b轴俯仰， 且飞行器头部向上为正俯；再入飞行器沿y_b轴俯仰，且飞行器头部向下为负俯。再入飞行器沿z_b轴摆动， 且飞行器头部向左边为负偏航；再入飞行器沿z_b轴摆动，且飞行器头部向右边为正偏航。

这种方法的优点是逻辑方式简单，三个轴的控制是分开的，相互之间没有影响，控制效果可以很好地接 近于控制律给出的效果；缺点是每个轴只有一个档次，所能利用的力矩太小，而且当存在推力器失效时，RCS 将丧失推力器对应轴的控制能力，系统余度无法实现。

208－2、分档控制

分档控制在分轴控制的基础上进行改进，以提高各轴的可用力矩档次。三个轴控制的档次级别为5档， 对应档次字为-2档（最大负力矩）、-1档（负力矩）、0档（不工作）、1档（正力矩）和2档（最大正力矩）。 具体推力器组合使用方法如图4B所示。

由于在分轴控制中，无论三个轴是否需要控制都对其分配固定的推力器，这样当某个轴不需要力矩而其 他轴需要较大力矩时，不能合理的分配。因此对其进行改进，即首先判断各个轴所需要的力矩大小。当三个 轴的力矩都超过特定值时，认为三个轴都需要进行控制，此时则按照“分轴控制”分别对三个轴进行控制； 当某一个或两个轴不需要控制力矩时，则可以对另外的轴提供两档控制。当任意推力器失效时，各轴控制力 矩只是部分推力级别不能实现，RCS依然保持三个轴控制的完备性。从图4B中可以看到，除侧向推力器外， 其余推力器都可以配合使用，这样可以充分利用推力器得到较大的控制力矩。

RCS是直接力控制，为了使控制效果尽量接近于控制律给出的效果，以验证飞行特性，在此，RCS的控 制分配采用分轴控制方式。设计此布局下的RCS分轴控制方案，并基于PWPF调制器进行实现。控制分配 单元由加法器1和PWPF调制器串联组成。加法器实现来自207的RCS的控制力矩指令与来自210 的$ϵ=\left(\begin{array}{c}{ϵ}_l\\ {ϵ}_m\\ {ϵ}_n\end{array}\right)$相加，记为调制器将映射成16个推力器的开关指令(0-1)上。

如图4A所示，将16个推力器固定地分配给滚转、俯仰和偏航通道。这样，推力器的调用不存在耦合， 各个轴只有一个推力级别且只有一种组合。尽管每个轴的力矩大小是固定的，没有充分利用最大控制力矩， 但可以同时控制3个轴，避免耦合所产生的选择逻辑困难。此时⑨、⑩、和号推力器对滚转轴进行控制， 采用①、②、⑤和⑥号推力器对俯仰轴进行控制，③、④、⑦、⑧、和号推力器对偏航通道 进行控制，根据RCS控制力矩的大小和方向由调制器确定各个推力器的开启状态。

为了实现RCS的控制力矩指令转换到RCS推力器的开关指令，可以基于施密特触发器，采用脉冲宽度 －脉冲频率调制（PWPF）来实现。模拟电路能够实现PWPF的调制，在此将PWPF调制器作为一个独立的 环节来实现，PWPFM控制回路的输入和输出之间不是线性关系，而是处于开关模式，用于俯仰、偏航和滚 转通道的推力器开启指令生成。

（9）气动数据库单元209

气动数据库单元209用于提供模拟飞行器所受到的气动力、气动力矩所需参数。能够起到计算飞行器飞 行中实时测量的气动力系数、气动力矩系数的作用，通过输入的气动舵面偏转角度，根据马赫数、攻角和侧 滑角在气动数据表中进行插值，得到气动力、气动力矩系数。飞行器实际飞行过程中所受到的气动是存在干 扰和不确定的，都可以在本单元中引入。

气动数据库单元209接收来自301的飞行器高度信息、速度信息，攻角信息，侧滑角信息，滚转角速率 信息，俯仰角速率信息，偏航角速率信息，201的所在高度下的声速信息，所在高度下的大气温度信息，所 在高度下的大气压强信息，所在高度下的大气密度信息。210的飞行器左升降副翼舵偏信息，右升降副翼舵 偏信息，方向舵信息，体襟翼舵偏信息。进行解算后给出飞行器所受的升力系数，阻力系数，侧力系数和气 动滚转力矩系数，气动俯仰力矩系数，气动偏航力矩系数信息，输出信息全部给210单元。

再入飞行器要实现可重复使用，必须满足再入返回过程的动压、过载和热流率等限制，这就要求飞行器 具有较高的升阻比，通过升力控制，使得飞行器再入大气后能够水平着陆。同时，要完成再入姿态与轨迹的 控制，需配置操纵控制系统。

作为典型的升力再入，再入飞行器要满足低速、跨声速小攻角和高超声速大攻角的气动力、气动热要求， 满足在轨道上和大气层内飞行所需的热防护要求，以及无动力再入飞行和着陆的气动性能、稳定性和操作性 要求。参考航天飞机与X-37B的气动布局，设计的再入飞行器气动外形如图2A～图2G所示，采用了翼身 组合体布局，机翼是S形下单翼，在机翼的后缘配置了左、右升降副翼；机身后下方配置了体襟翼，机身尾 部配置了垂尾，飞行器是左右面对称的。

高超声速飞行器的气动特性与气动外形、飞行轨迹和飞行性能密切相关，也是确定高超声速飞行器载荷 条件（压力分布）和热环境（表面摩擦应力分布）的重要依据。由于高超声速飞行器的外形取决于任务使命 和气动、推进系统、结构以及材料等多因素。

定义S为飞行器参考面积，b为机翼展长，c为机翼平均气动弦长，为动压，作用在飞行器上的气动 升力$L=C_L\bar{q}S,$阻力$D=C_D\bar{q}S,$侧力$Y=C_Y\bar{q}S,$气动滚转力矩$l_A=C_l\bar{q}\mathrm{Sb},$俯仰力矩 和偏航力矩其中，C_L是升力系数，C_D是阻力系数，C_Y是侧力系数，C_l是滚转力矩系数，C_m是俯仰力矩系数，C_n是偏航力矩系数。

再入飞行器是航天飞行器与航空飞行器技术有机融合的产物，现有的很多技术可以直接参考与沿用，尤 其是高超声速空气动力学作为再入飞行器的重难点技术之一，是当今空气动力学研究的一个热点与前沿。高 超声速空气动力学研究的三种主要手段是理论研究、地面实验研究和飞行试验研究，这三种手段是相辅相成 的。其中，在理论研究又包括工程计算、数值计算、计算流体力学（CFD）。工程计算方法设计周期短，计算 效率高，成本较低；在再入飞行器概念研究和初步设计阶段，采用工程计算方法来预测飞行器的气动是很重 要的设计工具。CFD方法则需要进行大量的计算，花费较多的计算时间，但是却能够模拟飞行器的流场，得 到更多的气动力与气动热的信息，随着空气动力学和计算机技术的发展，CFD越来越多地获得广泛地应用， 成为气动设计与研究的重要手段。

通过理论研究、地面实验研究和飞行试验研究得到飞行器的气动数据表，C_L，C_D，C_Y，C_l，C_m， C_n，根据当前的飞行器所处的动压和飞行器参数，得到飞行器实际所受的气动力，气动力矩系数，这个模 块是用于模拟飞行器实时测量的气动，飞行器实际飞行中是与大气相对运动的物理过程，实时测量的气动与 飞行具体环境有关，还有各种外界的风干扰等。

（10）控制融合单元210

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，将实时测量的舵面偏转反馈给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。

参见图3A所示，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 回路动态为其中，s为飞行器参考面积，阻尼比ζ＝0.7，自然角频率 ω_n＝90rad/s；速率-位置限制器1中，舵面偏转范围限制为±30°。对于右升降副翼舵回路动态为 其中，阻尼比ζ＝0.7，自然角频率ω_n＝90rad/s；速率-位置限制 器2中，舵面偏转范围限制为±30°。

对于方向舵舵回路动态为其中，阻尼比ζ＝0.7，自然角频率 ω_n＝70rad/s；速率-位置限制器3中，舵面偏转范围限制为±20°。

对于机体襟翼舵回路动态为其中，阻尼比ζ＝0.7，自然角频率 ω_n＝90rad/s；速率-位置限制器4中，舵面偏转范围限制为[-20°,+30°]。

在本发明中，4个气动舵的偏转指令经过各自的舵回路动态和速率-位置限制器后得到舵面的实时测量偏 转角度，一方面传递给RCS控制力矩补偿子单元，一方面将舵偏偏转角度反馈给203、207和209。控制 融合中，在此用来设计RCS/气动舵的控制协调，保证控制律的有效实现。

控制融合单元210根据203输入的气动系数、结合301输入的β、p、q和r，速度信息V，飞行 器参考面积s，计算动压并定义气动控制力矩向量函数

$\bar{h}\left(x\right)=\left(\begin{array}{c}\bar{q}\mathrm{sb}{C}_{l,\beta }\beta +\bar{q}\mathrm{sb}{C}_{l,{\delta }_e}{x}_1+\bar{q}\mathrm{sb}{C}_{l,{\delta }_a}{x}_2+\bar{q}\mathrm{sb}{C}_{l,{\delta }_r}{x}_3\\ +{\bar{q}\mathrm{sb}}^2{C}_{l,p}\frac{p}{2V}+{\bar{q}\mathrm{sb}}^2{C}_{l,r}\frac{r}{2V}\\ \bar{q}\mathrm{sc}{C}_{m,\alpha }+\bar{q}\mathrm{sc}{C}_{m,{\delta }_e}{x}_1+\bar{q}\mathrm{sc}{C}_{m,{\delta }_a}{x}_2+\bar{q}\mathrm{sc}{C}_{m,{\delta }_f}{x}_4\\ +{\bar{q}\mathrm{sc}}^2{C}_{m,q}\frac{q}{2V}\\ \bar{q}\mathrm{sb}{C}_{n,\beta }\beta +\bar{q}\mathrm{sb}{C}_{n,{\delta }_e}{x}_1+\bar{q}\mathrm{sb}{C}_{n,{\delta }_a}{x}_2+\bar{q}\mathrm{sb}{C}_{n,{\delta }_r}{x}_3\\ +{\bar{q}\mathrm{sb}}^2{C}_{n,p}\frac{p}{2V}+{\bar{q}\mathrm{sb}}^2{C}_{n,r}\frac{r}{2V}\end{array}\right),$$x=\left(\begin{array}{c}{x}_1\\ x_2\\ x_3\\ x_4\end{array}\right),$则有RCS补偿力矩向 量$ϵ=\bar{h}\left({\delta }_c\right)-\bar{h}\left(\delta \right),$气动舵面偏转指令向量${\delta }_c=\left(\begin{array}{c}{\delta }_e^c\\ {\delta }_a^c\\ {\delta }_r^c\\ {\delta }_f^c\end{array}\right),$气动舵面偏转向量$\delta =\left(\begin{array}{c}{\delta }_e\\ {\delta }_a\\ {\delta }_r\\ {\delta }_f\end{array}\right),$RCS补 偿力矩向量$ϵ=\left(\begin{array}{c}{ϵ}_l\\ {ϵ}_m\\ {ϵ}_n\end{array}\right).$

当气动舵回路信号处于速率限制和位置限制之内，则误差信号ε为零，RCS不工作。仅当气动舵回路超 出速率限制和位置限制范围，ε不为零，此时RCS工作，用以补偿气动舵面操纵力矩的不足。采用控制融 合，是为了协调RCS/气动舵复合控制，通过控制融合，能够减小燃料消耗，避免RCS长时间工作，延长其 使用寿命。

再入初始阶段，再入飞行器仅靠RCS来完成姿态控制。而当RCS与气动舵协调控制时，以气动舵为主 要执行机构，主要执行机构全时间工作，按链式顺序排列，逐次递增；RCS为辅助执行机构，辅助执行机构 在需要时才工作。这样，才能最大限度地使用常规气动舵面，减少RCS的工作时间，进而减少再入飞行器所 需携带的RCS燃料。

RCS由一组推力器以及点火装置、燃料储箱和供给管线等组成。推力器采用常值推力，只能控制推力器 的开启或关闭。RCS推力器动态中，额定推力T_推力＝(F₀-p_大气静压A_横截面积)，其中，F₀为推力器真空 的额定推力，p_大气静压为外界大气静压，p_大气静压＝p(H)是高度的函数，A_横截面积为推力器出口横截面 积。RCS推力器开启和关闭的动态过程为其中，时间常数

图4所示的16个推力器的0关指令、1开指令经过RCS推力器动态，得到了总的RCS轴向推力（机 体轴向机体侧向RCS推力机体法向RCS推力RCS推力器产生的力矩（l_R，m_R，n_R）。 气动力、气动力矩计算子单元根据本单元中计算的动压信息和209输入的飞行器实时测量的升力系数 C_L，飞行器实时测量的阻力系数C_D，飞行器实时测量的侧力系数C_Y，飞行器实时测量的气动滚转力矩 系数C_l，飞行器实时测量的气动俯仰力矩系数C_m，飞行器实时测量的气动偏航力矩系数C_n，以及飞行器 的参数，来计算飞行器所受到的气动力、气动力矩作用。得到飞行器实际所受的气动力，气动力矩：

$L=C_L\bar{q}S,D=C_D\bar{q}S,Y=C_Y\bar{q}S,l_A=C_l=C_l\bar{q}\mathrm{Sb},m_A=C_m\bar{q}\mathrm{Sc},n_A{=C}_A\bar{q}\mathrm{Sb};$

将气动力矩l_A，m_A，n_A与RCS推力器产生的力矩l_R，m_R，n_R分别经过加法处理，得到飞行器 所受到的总的力矩为：总的滚转力矩l＝l_R+l_A；总的俯仰力矩m＝m_R+m_A；总的偏航力矩n＝n_R+n_A；最 后，将得到的飞行器实际所受的气动力L、D、Y和总的力矩l、m、n，总的RCS轴向推力（机体轴向 机体侧向RCS推力机体法向RCS推力输出给301单元。

（三）飞行器表征模型300

飞行器表征模型300包括有飞行器模型单元301和仿真结束判断单元302；

在本发明中，六自由度分别记为第一自由度、第二自由度、第三自由度、第四自由度、第五自由度和第 六自由度；第一自由度：是指沿Ox_g方向的平动。第二自由度：是指沿Oy_g方向的平动。第三自由度：是 指沿Oz_g方向的平动。第四自由度：是指绕Ox_b轴的转动。第五自由度：是指绕Oy_b轴的转动。第六自由 度：是指绕Oz_b轴的转动。

在本发明中，十二状态分别记为第一状态、第二状态、第三状态、第四状态、第五状态、第六状态、第 七状态、第八状态、第九状态、第十状态、第十一状态、第十二状态；

第一状态：是指再入飞行器所处位置的经度信息；第二状态：是指再入飞行器所处位置的纬度信息；第 三状态：是指再入飞行器所处位置的高度信息；第四状态：是指再入飞行器的飞行速度信息；第五状态：是 指再入飞行器的行迹偏角信息；第六状态：是指再入飞行器的行迹倾角信息；第七状态：是指再入飞行器的 攻角姿态信息；第八状态：是指再入飞行器的侧滑角姿态信息；第九状态：是指再入飞行器的倾侧角姿态信 息；第十状态：是指再入飞行器的滚转角速率信息；第十一状态：是指再入飞行器的俯仰角速率信息；第十 二状态：是指再入飞行器的偏航角速率信息。

飞行器模型单元301

在本发明中，飞行器模型单元301根据当前的状态得到下一时刻的状态，完成飞行器六自由度12状态 的更新。飞行器动力学/运动学模型301单元接受来自控制融合210子单元的输出信息之飞行器所受到的阻 力，飞行器所受到的升力，飞行器所受到的侧力，飞行器所受的总滚转力矩，飞行器所受的总俯仰力矩，飞 行器所受的总偏航力矩，机体轴向RCS推力，机体侧向RCS推力，机体法向RCS推力。301单元输出的 信息是更新后的飞行器六自由度十二状态，即再入飞行器所处位置的经度信息；所处位置的纬度信息；所处 位置的高度信息；再入飞行器的飞行速度信息；航迹偏角信息；航迹倾角信息；攻角姿态信息；侧滑角姿态 信息；倾侧角姿态信息；滚转角速率信息；俯仰角速率信息；偏航角速率信息。

所述飞行器模型单元301第一方面用于将更新后的高度信息H反馈给201；第二方面用于将更新后的 速度信息V反馈给202和206；第三方面用于将更新后的十二个状态信息分别给203、204、205、209； 第四方面输出高度信息H和速度信息V给仿真判断单元302。

在本发明中，飞行器模型单元301采用标准的4阶Runge-Kutta算法实现状态的更新。令当前飞行状 态向量y_N＝[τ λ H V χ γ α β μ p q r]^T，t_N为当前时刻。控制输入向量 $u={\left(\begin{array}{ccccccccc}L& D& Y& l& m& n& T_x^R& T_y^R& T_z^R\end{array}\right)}^T.$

由飞行器动力学/运动学方程，根据4阶Rung-Kutta方法，由当前时刻t_N的飞行状态y_N与控制输入 向量u，得到下一时刻t_N+1的飞行状态y_N+1。在此，飞行器动力学/运动学六自由度十二状态方程为：

经度的导数$\stackrel{·}{\tau }=\frac{V\cos \gamma \sin \chi }{R\cos \lambda },$R为地心距，

纬度的导数$\stackrel{·}{\lambda }=\frac{V\cos \gamma \cos \chi }{R},$

高度的导数$\stackrel{·}{H}=V\sin \gamma ;$

$\stackrel{·}{V}=-\frac{1}{M}(D+\mathrm{Mg}\sin \gamma )+{\omega }_n^{2}R\cos \lambda (\cos \lambda \sin \gamma -\sin \lambda \cos \gamma \cos \chi )$

速度的导数$+\frac{1}{M}(T_x^R\cos \alpha \cos \beta +T_y^R\sin \beta +T_z^R\sin \alpha \cos \beta )$

$\stackrel{·}{\gamma }=\frac{1}{\mathrm{MV}}(L\cos \mu -Y\sin \mu )-\frac{1}{V}(g-\frac{V^2}{R})\cos \gamma$

航迹倾角的导数$+2{\omega }_n\sin \chi \cos \lambda +\frac{R{\omega }_n^2}{V}\cos \lambda (\sin \lambda \sin \gamma \cos \chi +\cos \lambda \cos \gamma )$

$-\frac{1}{\mathrm{MV}}({-T}_x^R(\sin \alpha \cos \mu +\cos \alpha \sin \beta \sin \mu )$

$+T_y^R\cos \beta \sin \mu +T_z^R(\cos \alpha \cos \mu -\sin \alpha \sin \beta \sin \mu ))$

$\stackrel{·}{\chi }=\frac{1}{\mathrm{MV}\cos \gamma }(Y\cos \mu +L\sin \mu )+\frac{V}{R\cos \gamma }\tan \lambda {\cos }^2\gamma \sin \chi +$

航迹偏角的导数$+\frac{{2\omega }_n}{\cos \gamma }(-\cos \lambda \sin \gamma \cos \chi +\sin \lambda \cos \gamma )+\frac{{\mathrm{R\omega }}_n^2}{V\cos \gamma }\sin \lambda \cos \lambda \sin \chi$

$+\frac{1}{\mathrm{MV}\cos \gamma }(T_x^R(\sin \alpha \sin \mu -\cos \alpha \sin \beta \cos \mu )$

$+T_y^R\cos \beta \cos \mu +T_z^R(\cos \alpha \sin \mu +\sin \alpha \sin \beta \cos \mu ))$

$\stackrel{·}{\alpha }=\frac{1}{\mathrm{MV}\cos \beta }(-L+\mathrm{Mg}\cos \gamma \cos \mu )$

攻角的导数$+q-p\cos \alpha \tan \beta -r\sin \alpha \tan \beta$

$+\frac{1}{\mathrm{MV}\cos \beta }({-T}_x^R\sin \alpha +T_z^R\cos \alpha )$

$\stackrel{·}{\beta }=\frac{1}{\mathrm{MV}}(Y+\mathrm{Mg}\cos \gamma \sin \mu )+p\sin \alpha -r\cos \alpha$

侧滑角的导数$+\frac{1}{\mathrm{MV}}({-T}_x^R\cos \alpha \sin \beta +T_y^R\cos \beta -T_z^R\sin \alpha \sin \beta )$

$\stackrel{·}{\mu }=\frac{1}{\mathrm{MV}}(L\tan \beta +L\tan \gamma \sin \mu +Y\tan \gamma \cos \mu$

$-\mathrm{Mg}\tan \beta \cos \gamma \cos \mu )+p\cos \alpha \sec \beta +r\sin \alpha \sec \beta$

倾侧角的导数$+\frac{1}{\mathrm{MV}}(T_x^R(\sin \alpha \sin \mu \tan \gamma -\cos \alpha \sin \beta \cos \mu \tan \gamma$

$+\sin \alpha \tan \beta )+T_y^R\cos \beta \cos \mu \tan \gamma$

$-T_z^R(\cos \alpha \sin \mu \tan \gamma +\sin \alpha \sin \beta \cos \mu \tan \gamma +\cos \alpha \tan \beta ))$

滚转角速率的导数$\stackrel{·}{p}=\frac{I_{z_b}l+I_{z_b{x}_b}n}{I_{x_b}{I}_{z_b}-I_{z_b{x}_b}^2}+\frac{I_{y_b}{I}_{z_b}-I_{z_b}^2-I_{z_b{x}_b}^2}{I_{x_b}{I}_{z_b}-I_{z_b{x}_b}^2}\mathrm{qr}+\frac{I_{z_b{x}_b}(I_{x_b}-I_{y_b}+I_{z_b})}{I_{x_b}{I}_{z_b}-I_{z_b{x}_b}^2}\mathrm{pq}$

俯仰角速率的导数$\stackrel{·}{q}=\frac{m}{I_{y_b}}+\frac{(I_{z_b}-I_{x_b})}{I_{y_b}}\mathrm{rp}+\frac{I_{z_b{x}_b}}{I_{y_b}}(r^2-p^2)$

偏航角速率的导数$\stackrel{·}{r}=\frac{I_{z_b{x}_b}l+I_{x_b}n}{I_{x_b}{I}_{z_b}-I_{z_b{x}_b}^2}+\frac{I_{x_b}^2-I_{x_b}{I}_{y_b}+I_{z_b{x}_b}^2}{I_{x_b}{I}_{z_b}-I_{z_b{x}_b}^2}\mathrm{pq}+\frac{I_{z_b{x}_b}(I_{y_b}-I_{z_b}-I_{x_b})}{I_{x_b}{I}_{z_b}-I_{z_b{x}_b}^2}\mathrm{qr}$

4阶Runge-Kutta算法实现如下：

飞行状态向量的导数$f={\left(\begin{array}{cccccccccccc}\stackrel{·}{\tau }& \stackrel{·}{\lambda }& \stackrel{·}{H}& \stackrel{·}{V}& \stackrel{·}{\chi }& \stackrel{·}{\gamma }& \stackrel{·}{\alpha }& \stackrel{·}{\beta }& \stackrel{·}{\mu }& \stackrel{·}{p}& \stackrel{·}{q}& \stackrel{·}{r}\end{array}\right)}^T;$

$y_{N+1}=y_N+\frac{h}{6}(k_1+k_2+k_3+k_4);$时间间隔h＝t_N+1-t_N；

当前时刻的状态变化率第一估计量k₁＝f(t_N,y_N,u)；

当前时刻的状态变化率第二估计量$k_2=f(t_N+\frac{h}{2},y_N+\frac{h}{2}{k}_1,u);$

当前时刻的状态变化率第三估计量$k_3=f(t_N+\frac{h}{2},y_N+\frac{h}{2}{k}_2,u);$

当前时刻的状态变化率第四估计量$k_4=f(t_N+h,y_N+{\mathrm{hk}}_3,u).$

判断仿真是否结束单元302

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与设定阈值进行大小判断；若或者则结束仿真；若则继续进行仿真，直至满足或者后结束仿真。仿真结果进行实时演示。

需要应用本发明的闭环仿真系统继续进行仿真的，执行全局变量N累加1（程序编码形式为 N＝N+1），然后转入到姿态指令生成单元202按照控制系统的闭环流程再次运行，得到新的仿真时间与 飞行器12个状态信息，直至满足仿真结束的条件。在仿真结束时，系统闭环即完成了再入飞行器的再入飞行 仿真，姿态控制律的控制效果与各个模块的设计方法均在仿真结束后的输入-输出信息中体现，并实现各自的 功能，整个闭环仿真结果能够验证各个模块的功能，并且可以升级各个模块，或者在各个模块中写入新的方 法。姿态控制系统闭环仿真平台具有通用性，可扩展新与移植性。

应用本发明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＝0，设置仿真步长h，再入飞行器的初始时刻t₀＝0，初始姿态 状态y₀＝[τ₀ λ₀ H₀ V₀ χ₀ γ₀ α₀ β₀ μ₀ p₀ q₀ r₀]^T；τ₀为初始方位角、 λ₀为初始高低角、H₀初始高度、V₀初始速度、χ₀初始航迹方位角、γ₀初始弹道倾角、α₀初始攻 角、β₀初始侧滑角、μ₀初始倾侧角、p₀初始滚转角、q₀初始俯仰角、r₀初始偏航角；初始值归为 零，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；

（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；

（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、姿态角 速率信息给慢回路控制律单元204和快回路控制律单元205，输出高度、速度、攻角、侧滑角、姿 态角速率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。

针对从轨道返回的飞行任务和姿态控制系统，本发明提出了一种再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统， 将飞行功能与组件进行模块化设计，建立了通用的模块和系统仿真框架。闭环仿真系统可以作为一个仿真平 台，详细设计了各个模块的标准，具有扩展性和规范性。本发明的闭环仿真系统模块化结构，包括初始化程 序，多个功能相对独立的子模块，以及数据存储文件。在此，提出了整体的控制系统闭环仿真构架，各模块 和信号流进行了详细的设计，并对模块的功能和流程给出了具体的描述。所设计的控制系统闭环仿真，对于 尽早发现控制律设计的缺陷，验证不确定因素和外界干扰下控制策略的安全性、飞行器的控制能力，分析飞 行器的控制特性，并为总体设计提供参考具有重要意义，不仅能够缩短研发周期，而且大大节约研制成本和 飞行试验成本。能够应用于执行再入飞行任务的空天飞机、空间站乘员返回器、可重复使用运载器的姿态控 制系统设计。

本发明的闭环仿真系统，具体实现了各个模块通用的建模，是姿态控制系统的一种实现方式，能够有效 减少仿真程序编排的设计周期和工作量，此外还便于仿真管理软件按不同速率调度不同的模块，减少计算负 荷，满足实时仿真的要求。仿真系统中各个模块之间进行信号的传递，每个模块实现相应的功能和算法，整 体仿真平台是对姿态控制系统的模拟和算法的仿真建模。

验证控制策略和控制律的设计，综合分析飞行器的控制能力和特性，设计再入飞行器的飞行任务，这是 控制系统闭环仿真的最终目的。本发明专利所设计的闭环仿真系统在SIMULINK环境中搭建，能够快速简便 地转换成C程序或直接在MATLAB环境中调用，用于验证姿态控制器的设计、控制策略和控制分配算法。 验证此类新的飞行器控制性能与能力、控制方案的合理性，分析控制方法的适用范围和需要的改进方向，进 行控制律的评估与测试，只需将相应的算法载入对应的功能模块，能够快速地验证与姿态控制系统相关的飞 行器性能指标和特性。