[發明專利]一種運載火箭伺服機構非線性平滑歸零方法

有效

• 申請號: 201711099168.2
• 申請日: 2017-11-09
• 公開（公告）號: CN107797455B
• 公開（公告）日: 2020-09-18
• 發明（設計）人: 張宇;王輝;馮昊;李學峰;徐帆;尚騰
• 申請（專利權）人: 北京航天自動控制研究所;中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 武瑩

一種運載火箭伺服機構非線性平滑歸零方法，首先確定各個伺服機構的開始非線性歸零時刻、非線性歸零時刻，然后得到各個伺服機構的非線性歸零時間以及對應的時間參數，最后根據各個伺服機構的時間參數計算得到對應的歸零系數，進而得到修正后伺服機構發動機擺動的角度，完成伺服機構非線性平滑歸零。

技術領域

本發明提出一種運載火箭伺服機構非線性平滑歸零方法，涉及歸零開始、結束時間點的確定，以及歸零段伺服機構指令的計算公式。

背景技術

傳統捆綁助推器的火箭，助推器發動機不能夠搖擺，只提供推力，不參與火箭姿態控制，不提供控制力，因此在助推器分離時無需進行助推器伺服機構歸零處理。而新一代火箭，助推器發動機能夠搖擺，并參與火箭姿態控制，提供推力的同時還提供控制力。為保證火箭飛行過程中助推器安全分離，需要在分離前將助推器發動機擺回到零位，即對推動發動機擺動的助推器伺服機構執行歸零處理。

另外，傳統火箭在一級分離、二級分離等轉級轉段過程中，不進行發動機歸零處理，或者采用直接歸零的方式，即在轉級、轉段時直接給伺服機構發送零指令。這種方式有兩個缺點，一是直接歸零屬于階躍信號，會對火箭姿態產生干擾，二是對于發動機引流的伺服機構，在分離前由于發動機流量太小而不能擺動，無法完成伺服歸零。因此需要提出一種新的伺服機構歸零方法，在發動機關機之后、助推器分離或一、二級分離之前，完成伺服機構歸零動作，并有效減少伺服歸零帶來的飛行器姿態干擾。

發明內容

本發明解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提供了一種運載火箭伺服機構非線性平滑歸零方法，當本飛行段發動機關機之后、轉級之前，對伺服機構發出歸零指令，通過采用非線性平滑歸零方式，將伺服機構從當前位置歸置到零位，即令發動機噴管回到零位，不再產生控制力矩，以消除伺服機構擺角對分離產生的影響，與現有技術相比，本發明通過改進伺服機構歸零的方式，以減小伺服歸零引起的飛行器姿態抖動，簡單清晰，易于實現，通過伺服機構非線性歸零，可以有效減少級間分離時段的火箭姿態偏差，確保分離安全，并為下一飛行段的姿態控制提供較好的初始姿態條件。

本發明的技術解決方案是：一種運載火箭伺服機構非線性平滑歸零方法，包括如下步驟：

(1)確定第i個伺服機構的開始非線性歸零時刻t_{gi_b}；其中，i為正整數；

(2)確定第i個伺服機構的非線性歸零時刻t_{gi_end}、非線性歸零時間t_i；

(3)根據第i個伺服機構的非線性歸零時間t_i計算得到第i個伺服機構對應的時間參數；

(4)根據第i個伺服機構對應的時間參數計算得到第i個伺服機構伺服歸零系數，進而得到修正后第i個伺服機構發動機擺動的角度。

所述的伺服機構開始非線性歸零的時刻t_{gi_b}為當發動機的推力下降到額定推力的30％對應的時刻。

所述的得到伺服機構開始非線性歸零的時刻t_{gi_b}為通過發動機試車試驗確定。

所述的非線性歸零時刻t_{gi_end}為發動機推力下降到額定推力10％對應的時刻，t_i＝t_{gi_end}-t_{gi_b}。

所述的時間參數為

所述的時間參數為

所述的根據根據時間參數計算得到第i個伺服機構伺服歸零系數k_gi的方法為：

其中，t為當前時間。

所述的得到修正后第i個伺服機構發動機擺動的角度的方法為：