[发明专利]一种运载火箭伺服机构线性平滑归零方法

说明书

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t_{gi_b}；其中，i为正整数；所述的伺服机构开始线性归零的时刻t_{gi_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t_{gi_end}、线性归零时间t_i；所述的线性归零时刻t_{gi_end}为发动机推力下降到额定推力10％对应的时刻，t_i＝t_{gi_end}-t_{gi_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k_gi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t_{gi_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δ_{i_gl}＝k_gi·δ_i；其中，δ_i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；