[发明专利]一种运载火箭伺服机构线性平滑归零方法有效
申请号: | 201711100041.8 | 申请日: | 2017-11-09 |
公开(公告)号: | CN107933965B | 公开(公告)日: | 2019-09-06 |
发明(设计)人: | 张宇;王辉;冯昊;李学峰;苏磊;尚腾;徐帆 | 申请(专利权)人: | 北京航天自动控制研究所;中国运载火箭技术研究院 |
主分类号: | B64G1/24 | 分类号: | B64G1/24;B64G1/40 |
代理公司: | 中国航天科技专利中心 11009 | 代理人: | 武莹 |
地址: | 100854 北京*** | 国省代码: | 北京;11 |
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摘要: | |||
搜索关键词: | 一种 运载火箭 伺服 机构 线性 平滑 方法 | ||
一种运载火箭伺服机构线性平滑归零方法,首先确定各个伺服机构的开始线性归零时刻,然后确定各个伺服机构的线性归零时刻、线性归零时间,最后计算得到各个伺服机构伺服归零系数,进而得到修正后伺服机构发动机摆动的角度,完成伺服机构线性平滑归零。本发明实现方式简单,易于推广,通过伺服机构线性归零,可以有效减少级间分离时段(如助推器分离、一级分离)的火箭姿态偏差,为下一飞行段的姿态控制提供较好的初始姿态条件,可广泛用于各种飞行器的转级、转段控制,具有很好的使用价值。
技术领域
本发明提出一种运载火箭伺服机构线性平滑归零方法,涉及归零开始和结束时间点的确定,以及归零段伺服机构指令的计算公式。
背景技术
传统捆绑助推器的火箭,助推器发动机不能够摇摆,只提供推力,不参与火箭姿态控制,不提供控制力,因此在助推器分离时无需进行助推器伺服机构归零处理。而新一代火箭,助推器发动机能够摇摆,并参与火箭姿态控制,提供推力的同时还提供控制力。为保证火箭飞行过程中助推器安全分离,需要在分离前将助推器发动机摆回到零位,即对推动发动机摆动的助推器伺服机构执行归零处理。
另外,传统火箭在一级分离、二级分离等转级转段过程中,不进行发动机归零处理,或者采用直接归零的方式,即在转级、转段时直接给伺服机构发送零指令。这种方式有两个缺点,一是直接归零属于阶跃信号,会对火箭姿态产生干扰,二是对于发动机引流的伺服机构,在分离前由于发动机流量太小而不能摆动,无法完成伺服归零。因此需要提出一种新的伺服机构归零方法,在发动机关机之后、助推器分离或一、二级分离之前,完成伺服机构归零动作,并有效减少伺服归零带来的飞行器姿态干扰。
发明内容
本发明解决的技术问题是:克服现有技术的不足,改进伺服机构归零的方式,以减小伺服归零引起的飞行器姿态抖动,提出一种运载火箭伺服机构线性平滑归零方法,当本飞行段发动机关机之后、转级之前,对伺服机构发出归零指令,通过采用线性归零方式,将伺服机构从当前位置归到零位,使发动机不再产生控制力矩,以消除伺服机构摆角对分离产生的影响。
本发明的技术解决方案是:一种运载火箭伺服机构线性平滑归零方法,包括如下步骤:
(1)确定第i个伺服机构的开始线性归零时刻tgi_b;其中,i为正整数;所述的伺服机构开始线性归零的时刻tgi_b为当发动机的推力下降到额定推力的30%对应的时刻;
(2)确定第i个伺服机构的线性归零时刻tgi_end、线性归零时间ti;所述的线性归零时刻tgi_end为发动机推力下降到额定推力10%对应的时刻,ti=tgi_end-tgi_b;
(3)计算得到第i个伺服机构伺服归零系数,进而得到修正后第i个伺服机构发动机摆动的角度;
所述的计算得到第i个伺服机构伺服归零系数kgi的方法为:
其中,t为当前时间。
所述的第i个伺服机构的开始线性归零时刻tgi_b为通过发动机试车试验确定。
所述的得到修正后第i个伺服机构发动机摆动的角度的方法为:
计算控制第i台伺服机构发动机摆动角度的修正角度δi_gl=kgi·δi;其中,δi为第i台伺服机构发动机的摆动角度。
本发明与现有技术相比的优点在于:
(1)本发明通过线性归零技术,解决了助推器分离过程中的由助推伺服机构摆角带来的干扰问题,提高了助推分离的安全性;
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