CN105022861A - 一种运载火箭用挤压式伺服系统蓄油量的确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种运载火箭用挤压式伺服系统蓄油量的确定方法，在考虑静耗量对油箱蓄油量影响的前提下，给出了挤压式伺服系统蓄油量的确定方法。创造性地定义了“在规定的飞行任务时间t内，任意一台伺服作动器相邻控制周期dt摆动角度变化量绝对值的累加和为完成该飞行任务该作动器的任务摆角S_k”，利用任务摆角S_k计算伺服系统蓄油量。该蓄油量确定方法成功应用于固体运载火箭上，有效、准确地控制了火箭飞行重量。

Description

一种运载火箭用挤压式伺服系统蓄油量的确定方法

技术领域

本发明涉及一种用于大型固体火箭推力矢量控制系统中的航天伺服系统参数设计领域。

背景技术

挤压式伺服系统具有能源介质一次性做功的“开放式”特点，固体运载火箭上研发的大功率冷气挤压式伺服系统尚属国内首次应用。

现有的箭上伺服系统均采用泵式能源，能源介质可以循环使用，能源蓄油量主要考虑温度影响，对飞行成败不具有成败影响。而挤压式伺服系统油箱为高压开式油箱，油液不能循环使用；另外，受到航天运载器对重量的控制需求，火箭飞行过程中并不能携带过多的油液，因此，挤压式伺服系统油箱蓄油量的确定是伺服系统设计中至关重要的参数，而传统的泵式能源伺服系统并没有相关解决方案。因此需要寻求较为精确的油箱蓄油量的确定方法。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种运载火箭用挤压式伺服系统蓄油量的确定方法，包括以下步骤：

(1)获取规定的飞行任务时间段T内，m台伺服作动器的摆动角度θ_n随时间t变化的曲线；

(2)计算在规定的飞行任务时间段T内，第k台伺服作动器控制周期dt内摆动角度变化量绝对值的累加和，即完成飞行任务时该作动器的任务摆角S_k：

$S_k=\underset{n=0}{\overset{i}{\mathrm{\Σ}}}|{\mathrm{\θ}}_{n+1}-{\mathrm{\θ}}_n|---\left(1\right)$

其中θ_n为伺服作动器某一时刻的摆动角度，θ_n+1为所述某一时刻经控制周期dt后的摆动角度；

(3)计算伺服系统蓄油量，伺服系统蓄油量V表示为：

$V=\underset{k=1}{\overset{m}{\mathrm{\Σ}}}\frac{A_k\·l_k\·S_k}{2{\mathrm{\δ}}_k}+\mathrm{qt}---\left(2\right)$

l_k——第k台伺服作动器正负向总行程；

A_k——第k台伺服作动器面积；

δ_k——第k台伺服作动器等效单向最大摆角；

q——伺服系统静耗量之和；

t——伺服系统工作时间；

m——为伺服系统中配置的伺服作动器的个数。

其中，步骤(1)中摆动角度θ_n的获取方式具体为：在考虑推力偏差、外界干扰影响的情况下，通过飞行弹道仿真获得每台伺服作动器推动其发动机喷管摆动的角度，获得飞行摆角曲线，通过该曲线获得伺服作动器某一时刻的摆动角度θ_n。

同时一种运载火箭用挤压式伺服系统蓄油量的确定方法，包括以下步骤：

(1)在发动机推力处于上偏差且外界干扰处于上偏差、发动机推力处于上偏差且外界干扰处于下偏差、发动机推力处于下偏差且外界干扰处于上偏差、发动机推力处于下偏差且外界干扰处于下偏差，四种情况下，分别通过飞行弹道仿真获得m台伺服作动器推动其发动机喷管摆动的角度，分别获得四组飞行摆角曲线，通过四组飞行摆角曲线分别获得四组伺服作动器的摆动角度θ_n；

(2)针对四组伺服作动器的摆动角度θ_n，分别计算在规定的飞行任务时间段T内，第k台伺服作动器控制周期dt内摆动角度变化量绝对值的累加和，即完成飞行任务时该作动器的任务摆角S_k：

$S_k=\underset{n=0}{\overset{i}{\mathrm{\Σ}}}|{\mathrm{\θ}}_{n+1}-{\mathrm{\θ}}_n|---\left(1\right)$

其中θ_n为伺服作动器某一时刻的摆动角度，θ_n+1为所述某一时刻经控制周期dt后的摆动角度；

通过公式(1)计算获得四组任务摆角，选取最大的一组任务摆角S_k max计算获得伺服系统蓄油量V；

(3)伺服系统蓄油量V表示为：

$V=\underset{k=1}{\overset{m}{\mathrm{\Σ}}}\frac{A_k\·l_k\·S_{k\max }}{2{\mathrm{\δ}}_k}+\mathrm{qt}---\left(2\right)$

l_k——第k台伺服作动器正负向总行程；

A_k——第k台伺服作动器面积；

δ_k——第k台伺服作动器等效单向最大摆角；

S_k max——第k台作动器飞行剖面内的任务摆角；

q——伺服系统静耗量之和；

t——伺服系统工作时间；

m——为伺服系统中配置的伺服作动器的个数。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)在考虑各种偏差因素下，通过仿真获得各伺服作动器的摆角曲线，计算作动器的任务摆角S_k，获得蓄油量V，计算精确。

(2)综合考虑各种偏差因素，计算四组作动器的任务摆角，从中选出最大值保证了全箭所需的用油量计算值的偏差最小。

(3)有效控制了火箭飞行重量，在满足飞行重量要求的前提下保证飞行任务中全箭所需的油量。

附图说明

图1是本发明挤压式伺服系统的结构图；

图2是本发明伺服作动器摆动角度θ_n的仿真曲线；

图3是本发明伺服作动器任务摆角S_k的曲线。

具体实施方式

参见附图1，挤压式伺服系统主要由2台伺服作动器1、2台滚控伺服作动器2、1台伺服高压氦气源3、挤压式油箱4、伺服阀控制器5及2只角位移传感器测量装置6构成1套挤压式伺服伺服系统。

伺服作动器是集液压、机械、电子、电磁及反馈控制技术于一身，将控制指令在伺服作动器内部经指令电流-电磁力矩-液压功率放大-机械位移等输出转换，通过摆动发动机喷管，主发动机喷管7和滚控发动机8喷管，改变发动机的推力矢量方向，从而改变运载火箭的飞行姿态。

由于液压系统伺服阀无法实现绝对密封，因此挤压式伺服系统工作过程中存在内泄漏量，使伺服系统的高压液压油未进行做功输出而通过伺服阀泄漏至低压回路，该内泄漏量即为伺服阀静耗量。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步的详细描述：

在电液伺服作动器技术参数确定的前提下，伺服系统耗油量主要受到作动器往复运动行程和伺服阀静耗量两个因素影响，其中作动器往复行程又正比于该作动器驱动方向喷管的摆动角度，因此用作动器摆动角度表征。

其中，往复运动行程占主要因素，静耗量占次要因素；且静耗量近似为一个已知的定量，在产品指标确定的前提下，由于静耗量导致的油液消耗与工作时间成正比。因此在考虑静耗量对油箱蓄油量影响的前提下，给出了挤压式伺服系统蓄油量的确定方法。

伺服作动器消耗掉的油液与活塞面积和往复运动的总行程成正比，且无论正负向摆动均消耗一定的油液。同时，伺服作动器的往复运动行程又与火箭发动机的摆动总角度近似成正比关系，因此定义“在规定的飞行任务时间t内，任意一台伺服作动器相邻控制周期dt摆动角度变化量绝对值的累加和为完成该飞行任务该作动器的任务摆角S_k”：

$S_k=\underset{n=0}{\overset{i}{\mathrm{\Σ}}}|{\mathrm{\θ}}_{n+1}-{\mathrm{\θ}}_n|---\left(1\right)$

其中考虑推力偏差、外界干扰，采用常规仿真软件模拟火箭飞行弹道，模拟火箭飞行过程中所受力及力矩，获得预定飞行弹道下的火箭飞行状态，包含火箭的速度、高度、姿态角、角速度等，同时记录保证火箭在预定的飞行弹道飞行时，每台伺服作动器推动发动机喷管在不同时刻的摆动的角度，即喷管的轴线与火箭轴线的夹角，(在初始状态，喷管的轴线与火箭轴线重合)，获得飞行摆角随时间变化的曲线，该曲线参见附图2，通过该曲线获得伺服作动器某一时刻的摆动角度θ_n。计算获得伺服作动器任务摆角S_k的曲线参见附图3。

系统各伺服作动器的静耗量总和q已知，总工作时间t已知，能够确定系统的蓄油量。伺服系统蓄油量可表示为：

$V=\underset{k=1}{\overset{m}{\mathrm{\Σ}}}\frac{A_k\·l_k\·S_k}{2{\mathrm{\δ}}_k}+\mathrm{qt}---\left(2\right)$

V——蓄油量，l；

l_k——第k台伺服作动器正负向总行程，cm；

A_k——第k台伺服作动器面积，cm²；

δ_k——第k台伺服作动器等效单向最大摆角，deg；

S_k——第k台作动器飞行剖面内的任务摆角，deg；

q——伺服系统静耗量之和，l/min；

t——伺服系统工作时间，min；

m——为伺服系统中配置的伺服作动器个数；

其中，伺服作动器正负向总行程l_k，伺服作动器面积A_k伺服作动器等效单向最大摆角δ_k及静耗量q均为伺服作动器及其配套伺服阀的设计指标，属产品的固有特性，对于既定的产品上述各参数数值是确定的。

摆动角度θ_n的获取方式具体为：在发动机推力处于上偏差且外界干扰处于上偏差、发动机推力处于上偏差且外界干扰处于下偏差、发动机推力处于下偏差且外界干扰处于上偏差、发动机推力处于下偏差且外界干扰处于下偏差，四种情况下，分别通过飞行弹道仿真获得每台伺服作动器推动其发动机喷管摆动的角度，分别获得四组飞行摆角曲线，通过四组飞行摆角曲线分别获得伺服作动器的摆动角度θ_n，通过公式(1)计算获得四组任务摆角S_k，选取最大的一组任务摆角计算获得伺服系统蓄油量V。伺服系统油箱设计时即要考虑承装的油液总量不得少于该任务下所计算得到的蓄油量，又要考虑满足飞行重量。

本发明给出了运载火箭飞行任务摆角的确定方法以及配套挤压式伺服系统蓄油量的确定方法，并成功应用于固体运载火箭上。

在不背离本发明精神及其实质的情况下，熟悉本领域的技术人员当可根据本发明作出各种相应的改变和变形，但这些相应的改变和变形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (3)

1.一种运载火箭用挤压式伺服系统蓄油量的确定方法，其特征在于包括以下步骤：

(1)获取规定的飞行任务时间段T内，m台伺服作动器的摆动角度θ_n随时间t变化的曲线；

(2)计算在规定的飞行任务时间段T内，第k台伺服作动器控制周期dt内摆动角度变化量绝对值的累加和，即完成飞行任务时该作动器的任务摆角S_k：

$S_k=\underset{n=0}{\overset{i}{\mathrm{\Σ}}}|{\mathrm{\θ}}_{n+1}-{\mathrm{\θ}}_n|---\left(1\right)$

其中θ_n为伺服作动器某一时刻的摆动角度，θ_n+1为所述某一时刻经控制周期dt后的摆动角度；

(3)计算伺服系统蓄油量，伺服系统蓄油量V表示为：

$V=\underset{k=1}{\overset{m}{\mathrm{\Σ}}}\frac{A_k\·l_k\·S_k}{2{\mathrm{\δ}}_k}+\mathrm{qt}---\left(2\right)$

l_k——第k台伺服作动器正负向总行程；

A_k——第k台伺服作动器面积；

δ_k——第k台伺服作动器等效单向最大摆角；

S_k——第k台作动器飞行剖面内的任务摆角；

q——伺服系统静耗量之和；

t——伺服系统工作时间；

m——为伺服系统中配置的伺服作动器的个数。

2.根据权利要求1所述方法，其特征在于所述步骤(1)中摆动角度θ_n的获取方式具体为：在考虑推力偏差、外界干扰影响的情况下，通过飞行弹道仿真获得每台伺服作动器推动其发动机喷管摆动的角度，获得飞行摆角曲线，通过该曲线获得伺服作动器某一时刻的摆动角度θ_n。

3.一种运载火箭用挤压式伺服系统蓄油量的确定方法，其特征在于包括以下步骤：

(1)在发动机推力处于上偏差且外界干扰处于上偏差、发动机推力处于上偏差且外界干扰处于下偏差、发动机推力处于下偏差且外界干扰处于上偏差、发动机推力处于下偏差且外界干扰处于下偏差，四种情况下，分别通过飞行弹道仿真获得m台伺服作动器推动其发动机喷管摆动的角度，获得四组飞行摆角曲线，通过四组飞行摆角曲线分别获得四组伺服作动器的摆动角度θ_n；

(2)针对四组伺服作动器的摆动角度θ_n，分别计算在规定的飞行任务时间段T内，第k台伺服作动器控制周期dt内摆动角度变化量绝对值的累加和，即完成飞行任务时该作动器的任务摆角S_k：

$S_k=\underset{n=0}{\overset{i}{\mathrm{\Σ}}}|{\mathrm{\θ}}_{n+1}-{\mathrm{\θ}}_n|---\left(1\right)$

其中θ_n为伺服作动器某一时刻的摆动角度，θ_n+1为所述某一时刻经控制周期dt后的摆动角度；

通过公式(1)计算获得四组任务摆角，选取最大的一组任务摆角S_kmax计算获得伺服系统蓄油量V；

(3)伺服系统蓄油量V表示为：

$V=\underset{k=1}{\overset{m}{\mathrm{\Σ}}}\frac{A_k\·l_k\·S_{k\max }}{2{\mathrm{\δ}}_k}+\mathrm{qt}---\left(2\right)$

l_k——第k台伺服作动器正负向总行程；

A_k——第k台伺服作动器面积；

δ_k——第k台伺服作动器等效单向最大摆角；

q——伺服系统静耗量之和；

t——伺服系统工作时间；

m——为伺服系统中配置的伺服作动器的个数。