CN116540785A - 一种飞行器质心的偏移控制方法及飞行器 - Google Patents

Abstract

本申请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。本申请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解决飞行器质心偏移的问题，有利于提高质心偏移控制的准确性。

Description

一种飞行器质心的偏移控制方法及飞行器

技术领域

本申请涉及飞行器技术领域，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

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。

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。

发明内容

有鉴于此，本申请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。

第一方面，本申请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：

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；

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；

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。

在本申请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：

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；

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；

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。

在本申请的一种可选实施例中，所述力矩方程包括：

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。

在本申请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：

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；

选取所述目标方向上的490N发动机为目标490N发动机。

在本申请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：

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；

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。

在本申请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：

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。

在本申请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：

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；

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。

第二方面，本申请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。

在本申请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。在本申请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。

本申请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，本申请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。

为使本申请的上述目的、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。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本申请的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1为本申请实施例所提供的一种飞行器质心的偏移控制方法的流程图；

图2为本申请实施例所提供的另一种飞行器质心的偏移控制方法的流程图。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。基于本申请的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的每个其他实施例，都属于本申请保护的范围。

首先，对本申请可适用的应用场景进行介绍。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。

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。

为了解决上述第一个问题，本申请实施例提供的飞行器除了包括飞行器本体、电气系统和推进系统外，还包括太阳电池阵。这里，飞行器主要用于异轨多星(或星座)轨道部署，实现多星的快速入轨组网。飞行器在完成轨道部署后，可以携带服务载荷机动至试验轨道，开展在轨服务试验。

这里，考虑到飞行器能够持续稳定运行，为飞行器配置可重复使用的能源系统，如飞行器还包括太阳电池阵，太阳电池阵设置在飞行器本体上，太阳电池阵分别与电气系统和推进系统连接。太阳电池阵接收太阳光照射，将太阳能转换成电能，给整个飞行器供电。

具体地，太阳电池阵采用体装式太阳能帆板。体装式太阳能帆板安装在飞行器本体表面，它是由碳纤维复合材料面板与铝蜂窝芯复合的夹层结构，太阳能帆板阵列的形式随飞行器本体的结构形状不同而异，有多面体或圆柱体。优选地，太阳电池阵的配置面积为3平米，可满足部署飞行器在轨运行过程中的能源需求。

本申请实施例中，为飞行器配置可重复使用的能源系统，如体装式太阳能帆板，发射后无需必须在48小时内完成卫星部署，卫星部署操作性灵活，即使超最大工作时长，能源系统也可以持续供电，以使后续部署任务继续进行，进而提高飞行器在轨工作时长。

这样一来，当载荷部署过程出现故障或变动时，飞行器可留轨，待地面发出遥控指令后，再开展后续部署任务，提升部署过程的可操作性和灵活性，不受限于48小时工作时长，有效解决部署过程不可逆问题；同时，可以通过在部署过程进行轨道相位、倾角调整来减小单圈轨控时长，进而提高燃料利用效率，减小实际部署过程中的燃料需求。

进一步地，飞行器包括飞行器本体、电气系统和推进系统，电气系统和推进系统设置在飞行器本体上。这里，飞行器本体为飞行器主体结构，用于支撑飞行器各载荷和单机安装；电气系统为飞行器信息、供电等调度系统，实现飞行器各单机和设置的信息交互和设备供电分配；推进系统是利用反作用原理为飞行器提供推力的装置，用于给飞行器在轨的姿态和轨道变动提供推力。

具体地，飞行器本体、电气系统和推进系统集成于飞行器的动力舱，动力舱作为飞行器平台舱段，另外，飞行器还包括适配器和卫星（载荷）等。其中，适配器的主要作用是连接普通插头耳机和飞行器上的音源设备。示例性的，适配器一头是两个插头，两个插头都是两极的，这头是插在飞机音源设备上的，另一头是插入耳机的3.5mm耳机插孔。卫星（载荷）指的是直接执行特定卫星任务的仪器、设备或分系统，其中，有效载荷是指飞行器上装载的为直接实现飞行器在轨运行要完成的特定任务的仪器、设备、人员、试验生物及试件等。

为了解决上述第二个问题，推进系统包括安装在飞行器本体底面的四台490N发动机，发动机作为飞行器推进系统的组件，用于提供飞行器轨道变动的推力。推进系统用于执行如图1所述的偏移控制方法。

基于此，本申请实施例提供一种飞行器质心的偏移控制方法，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解决飞行器质心偏移的问题，有利于提高质心偏移控制的准确性。

请参阅图1，图1为本申请实施例所提供的一种飞行器质心的偏移控制方法的流程图。如图1中所示，本申请实施例提供的偏移控制方法，包括：

S101、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；

S102、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；

S103、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。

本申请实施例提供的飞行器质心的偏移控制方法，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，本申请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。

下面通过具体的实施例分别对步骤S101至S103进行解释说明：

在步骤S101中，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。其中，飞行器质心偏移指的是载荷分离后，飞行器质心会向飞行器重量分布较大的方向偏移。当飞行器质心存在偏移问题时，若不考虑质心偏移问题，发动机的推力仍保持原有方向，侧推力与飞行器质心存在一定的力臂，相当于发动机工作时给飞行器施加了一个干扰力矩，使飞行器存在会绕质心转动的力。而当干扰力矩过大时，飞行器将无法正常控制。

本申请实施例中，飞行器上的推力器选用490N发动机。使用490N发动机能够提供足够的推力，同时也可以更好地控制飞行器的加速度和速度变化量，从而更精确地完成所需的轨道转移任务。举例说明，若飞行器总重量在1500kg左右，假设飞行器需要在10天内完成200km到700km的轨道转移，经过计算得到飞行器所需的推力远小于490N，因此，飞行器上的推力器选用490N发动机可以为飞行器提供足够的推力。

进而，本申请实施例中配置了4台490N发动机，用于提供轨道机动过程的推力。当质心在正中心轴时，4台490N发动机同时工作，可提供最大4490N的推力。

这样一来，本申请实施例采用4台490N发动机取代1台5000N发动机，有效解决了5000N发动机遥摆控制难度大的问题。通过调整4个490N发动机各自的占空比，保证4台490N发动机的合力方向与质心保持一致。采用4台490N发动机，可取消较为繁琐的伺服电机控制设备，简化系统设计方案，进一步通过软件控制的方式有效解决质心偏移问题。

进一步地，如图2所示，本申请实施例中，在获取四台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时，主要通过以下步骤获得：

S1011、获取每台490N发动机在工作周期内对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，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。

这里，每台490N发动机在工作周期内对飞行器产生的推力可以看做一个常值，即每台490N发动机在工作周期内对飞行器产生的目标推力是固定数值。每台490N发动机在启动时在飞行器上的目标位置包括490N发动机在飞行器坐标系x轴上的坐标以及490N发动机在启动时的角位置，此时的目标位置可以使用（l，）表示，其中，l表示490N发动机在飞行器坐标系x轴上的坐标，/>表示490N发动机在启动时的角位置；每台490N发动机在关闭时在飞行器上的目标位置包括490N发动机在飞行器坐标系x轴上的坐标以及490N发动机在关闭时的角位置，此时的目标位置可以使用（l，/>）表示，/>表示490N发动机在关闭时的角位置。本申请实施例中，为了简化490N发动机的控制系统对滚转角速度加以控制，飞行器的滚转角速度设为常值。

S1012、建立490N发动机在任意工作时长内对飞行器产生的干扰力矩的力矩方程。

这里，力矩方程包括：

其中，M表示四台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，表示第j个490N发动机在目标工作时长内对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。

S1013、利用目标推力、目标位置和滚转角速度，并结合力矩方程，计算四台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。

这里，将目标推力、目标位置和滚转角速度带入力矩方程中进行求解，可以得到四台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。进而，可以知晓在飞行器质心发生偏移时，四台490N发动机对飞行器产生的目标干扰力矩，也就是说，要尽可能的降低这四台490N发动机对飞行器产生的目标干扰力矩，以避免飞行器绕质心转动。

在步骤S102中，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。

该步骤中，当飞行器质心向飞行器重量分布较大的方向偏移时，需要提供一个与质心偏移方向相反的推力来控制飞行器质心不沿着该偏移方向继续偏移，即从四台490N发动机中确定出的目标490N发动机是为了调节飞行器质心向与偏移方向相反的方向移动，以降低对飞行器产生的目标干扰力矩。

一种实施例中，当偏移方向与其中一个490N发动机所在方向重合时，步骤S102具体包括：

步骤S1021、根据飞行器质心的偏移方向，确定与偏移方向相反的方向为目标方向；

步骤S1022、选取目标方向上的490N发动机为目标490N发动机。

这里，当飞行器重量分布较大的方向与其中一个490N发动机所在的方向重合时，这样，当飞行器质心向飞行器重量分布较大的方向偏移时，即可认为飞行器质心的偏移方向与其中一个490N发动机所在方向重合，这时，为了节省燃料，可以只选用目标方向上的490N发动机为目标490N发动机，其中，目标方向与偏移方向相反。进而，通过调整目标490N发动机的占空比实现4台490N发动机的合力方向与飞行器质心保持一致。

在此基础上，步骤S103中，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，具体包括：

步骤S1031、根据预先建立的490N发动机在任意工作时长内对飞行器产生的干扰力矩的力矩方程，提高目标490N发动机的目标工作时长，直至根据力矩方程计算出的目标干扰力矩在预设力矩干扰范围内。

这里，由于目标490N发动机只有一个，且目标490N发动机的目标工作时长与目标干扰力矩呈负相关关系，这样一来，提高目标490N发动机的目标工作时长便可以降低目标干扰力矩，直至目标干扰力矩降至预设力矩干扰范围内。

具体地，可以预先建立490N发动机的工作时长的参考范围与干扰力矩之间的关联关系，这样可以根据该关联关系，确定出将目标干扰力矩降至预设力矩干扰范围内时，目标490N发动机对应的目标工作时长的参考范围，然后根据该参考范围来提高目标490N发动机的目标工作时长，直至提高后的目标工作时长使得目标干扰力矩降至预设力矩干扰范围内，才停止提高。

这种方式操作简单，且可以实现精准调整，进而可以实现快速降低目标干扰力矩的目的。

另一种实施例中，当偏移方向与任意一个490N发动机所在方向均不重合时，步骤S102具体包括：

步骤S1023、根据飞行器质心的偏移方向，以飞行器质心为原点，确定每个490N发动机与偏移方向之间的偏移角度；

这里，以飞行器质心为原点，将从飞行器质心指向各个490N发动机的方向与飞行器质心的偏移方向之间的夹角确定为各个490N发动机与偏移方向之间的偏移角度，这样，可以得到四台490N发动机分别对应的偏移角度。

步骤S1024、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。

这里，预设角度阈值可以设定为90度。当偏移角度大于90度，可以认为490N发动机与飞行器质心的偏移方向处于近似相反的方向，进而可以将大于预设角度阈值的偏移角度所对应的490N发动机确定为目标490N发动机。其中，目标490N发动机包括多台。

当确定出多台目标490N发动机时，需要根据多台目标490N发动机与飞行器质心的偏移方向之间的关系，确定每台目标490N发动机应该提高的目标工作时长，以使目标干扰力矩降至预设力矩干扰范围内。

在此基础上，在步骤S103中，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，具体包括：

步骤S1032、根据偏移角度与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，权值系数与差值呈正比例关系。

这里，权值系数在0至1之间。其中，偏移角度与预设角度阈值之间的差值包括正值和负值，当偏移角度与预设角度阈值之间的差值为负值时，可以认为该偏移角度对应的目标490N发动机与质心偏移方向处于同一方向；当偏移角度与预设角度阈值之间的差值为正值时，可以认为该偏移角度对应的目标490N发动机与质心偏移方向处于相反方向；这样，偏移角度与预设角度阈值之间的差值越大，其对应的目标490N发动机与质心偏移方向越接近完全相反方向，此时，可以使该目标490N发动机的目标工作时长提高的多一些。

进而，建立目标490N发动机对应的权值系数与差值之间的正比例关系，差值越大，权值系数越大，该目标490N发动机的工作时间越久。

其中，权值系数用于表示目标490N发动机在降低目标干扰力矩过程中的参与程度，权值系数越大，该目标490N发动机参与越多，也就是对应的目标工作时长越久。

步骤S1033、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，以使目标干扰力矩降至预设力矩干扰范围内。

一种实施例中，根据各个目标490N发动机对应的权值系数，确定针对每个目标490N发动机的目标工作时长的调整幅度；根据针对每个目标490N发动机的目标工作时长的调整幅度，分别提高各个目标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。

这里，目标工作时长的调整幅度与权值系数呈正比例关系。权值系数越大，目标工作时长的调整幅度越大。示例性的，预先建立权值系数与调整幅度之间的关联关系，当权值系数为0.2时，调整幅度为20%，当权值系数为0.4时，调整幅度为40%。可以根据该调整幅度对目标490N发动机的目标工作时长进行调整，以尽快使目标干扰力矩降至预设力矩干扰范围内。

通过上述方式，可以实现精准提高每个目标490N发动机的目标工作时长的目的。

本申请实施例提供了一种飞行器质心的偏移控制方法，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，本申请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。另外，通过判断飞行器质心的偏移方向与490N发动机所在方向是否重合，来根据判断结果有针对性的选择不同的目标490N发动机的目标工作时长对应的调整方式，在提高质心偏移控制的准确性的基础上提高调整效率。

所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统、装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的系统、装置和方法，可以通过其它的方式实现。以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，又例如，多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些通信接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。

所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本申请各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。

所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个处理器可执行的非易失的计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备（可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等）执行本申请各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器（Read-OnlyMemory，ROM）、随机存取存储器（Random Access Memory，RAM）、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本申请的具体实施方式，用以说明本申请的技术方案，而非对其限制，本申请的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种飞行器质心的偏移控制方法，应用于飞行器的推进系统，其特征在于，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：

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；

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；

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。

2.根据权利要求1所述的偏移控制方法，其特征在于，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：

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；

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；

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。

3.根据权利要求2所述的偏移控制方法，其特征在于，所述力矩方程包括：

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。

4.根据权利要求1所述的偏移控制方法，其特征在于，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：

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；

选取所述目标方向上的490N发动机为目标490N发动机。

5.根据权利要求1所述的偏移控制方法，其特征在于，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：

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；

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。

6.根据权利要求4所述的偏移控制方法，其特征在于，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：

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。

7.根据权利要求5所述的偏移控制方法，其特征在于，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：

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；

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。

8.一种飞行器，其特征在于，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权利要求1至7任一项所述的偏移控制方法。

9.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于，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。

10.根据权利要求9所述的飞行器，其特征在于，所述太阳电池阵采用体装式太阳能帆板。