CN110968103B - 一种助推变推力调姿方法及装置 - Google Patents
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Abstract
本申请公开了一种助推变推力调姿方法及装置，其中，助推变推力调姿方法，包括：获取当前实际姿态角度和指令姿态的目标角度；根据当前实际姿态角度和目标角度计算获得泵流量；根据泵流量值发送推力调节指令进行姿态调控。本申请能够在单级运载器上节省一套作动装置，有效的简化了系统设计，并减轻了运载器的整体重量。
Description
技术领域
本申请涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种助推变推力调姿方法及装置。
背景技术
目前的运载器和助推器均采用固定喷管的燃气舵或者摆动喷管的伺服机构，作为三通道姿态控制的执行机构。其中，摆动喷管是推力矢量技术，摆动喷管通过改变推力线与本体轴的夹角，产生绕质心转动的力矩，从而改变姿态。燃气舵作用原理与空气舵类似，燃气舵通过舵面与气流夹角产生垂直于舵面的作用力，一般在固定喷管的周向固定多个舵面，通过舵面的安装象限和所需控制的姿态轴关系，将舵面的偏转舵效分配到滚转、俯仰和偏航三通道的控制力矩上，从而实现三通道姿态的稳定和机动控制。反作用推力装置(简称RCS装置)调姿作为在滑行段和无动力段的一种辅助补充手段，使用在运载器上面，一般在产生力偶不改变质心运动的方式设计中使用。但是，燃气舵和摆动喷管作为俯仰偏航通道执行机构时，均需要额外安装一套含控制器和作动器的执行机构系统，该设置增加了系统单机个数，也增加了系统的整体重量，从而也提高了系统的复杂度。
具体的，以单级四台发动机(四台发动机分别为发动机1、发动机2、发动机3和发动机4)的运载器配置为例。如图1所示，现有运载器一般采用下述方式进行姿态控制方案配置，四台周向配置的发动机的喷管均单向摆动，其中，发动机2和发动机4同向摆动控制俯仰，发动机1和发动机3同向摆动控制偏航，发动机1、发动机2、发动机3和发动机4同时顺时针或逆时针摆动控制滚转。
其中，如图2所示，Y轴控制力矩My的表达式如下：
My＝2Pzt(xc-xg)(sinδzt2+sinδzt4)；
其中，Pzt为单台发动机推力，xc为运载器的质心位置，xg为推力作用点位置，δzt2和δzt4分别为发动机2和发动机4的摆角。
发明内容
本申请的目的在于提供一种助推变推力调姿方法及装置，能够在单级运载器上节省一套作动装置，有效的简化了系统设计，并减轻了运载器的整体重量。
为达到上述目的，本申请提供一种助推变推力调姿方法，包括：获取当前实际姿态角度和指令姿态的目标角度；根据当前实际姿态角度和目标角度计算获得泵流量；根据泵流量值发送推力调节指令进行姿态调控。
如上的，其中，根据当前实际姿态角度和目标角度计算获得泵流量的子步骤如下：利用当前实际姿态角度和目标角度计算获得角度偏差值；对角度偏差值进行加权增益计算获得发动机所需的变化推力值；根据发动机的当前推力和变化推力值计算获得目标推力值；根据目标推力值计算泵流量值。
如上的，其中，利用当前实际姿态角度和目标角度计算获得角度偏差值的表达式如下：Δφ＝φc-φ；其中，Δφ为角度偏差值；φc为指令姿态的目标角度；φ为当前实际姿态角度。
如上的，其中，对角度偏差值进行加权增益计算获得发动机所需的变化推力值的表达式如下：ΔPzt,i＝K×Δφ；其中，ΔPzt,i为发动机的变化推力值；i为发动机的编号；K为加权增益系数；Δφ为角度偏差值。
如上的，其中，根据发动机的当前推力和变化推力值计算获得目标推力值的表达式如下：Pzt,ic＝Pzt,i-ΔPzt,i；其中，Pzt,ic为目标推力值；Pzt,i为当前发动机的实际推力值；ΔPzt,i为发动机的变化推力值；i为发动机的编号。
如上的，其中，根据目标推力值计算泵流量值的表达式如下：Ωc＝Pzt,ic/G2；其中，Ωc为泵流量值；Pzt,ic为目标推力值；G为推力值与泵流量值的换算系数。
一种助推变推力调姿装置，包括：多台发动机；多台发动机均设置于运载器尾部，并围绕运载器的轴心呈圆周状均匀间隔设置；每台发动机的喷管均为固定设置；每台发动机均接收并执行上述助推变推力调姿方法发送的推力调节指令。
如上的，其中，所有发动机产生的推力值的表达式如下：其中，P为所有发动机产生的推力值；Pzt,i为当前第i台发动机的推力值；n为发动机总个数，为大于1的整数。
如上的，其中，发动机为四台；四台发动机的分别为第一发动机、第二发动机、第三发动机和第四发动机；第一发动机与第三发动机分别位于运载器轴心的上、下两侧；第二发动机与第四发动机分别位于运载器轴心的左、右两侧。
如上的，其中，四台发动机的控制力矩表达式如下：Y轴的控制力矩为：My＝[-ΔPzt,2+ΔPzt,4]×rzt；Z轴的控制力矩为：Mz＝[ΔPzt,1-ΔPzt,3]×rzt；其中，My为Y轴的控制力矩；ΔPzt,2为用于控制姿态的第二发动机的推力变化量；ΔPzt,4为用于控制姿态的第四发动机的推力变化量；Mz为Z轴的控制力矩；rzt为发动机圆心到运载器轴心的距离；ΔPzt,1为用于控制姿态的第一发动机的推力变化量；ΔPzt,3为用于控制姿态的第三发动机的推力变化量。
本申请实现的有益效果如下：
(1)本申请的助推变推力调姿方法及装置中的喷管为固定设置，仅通过可变推力发动机即可对运载器飞行过程中的姿态进行控制，无需设置伺服机构等，能够在单级运载器上节省一套作动装置，有效的简化了系统设计，并减轻了运载器的整体重量。
(2)本申请的助推变推力调姿方法及装置中的变推力发动机响应特性优于伺服机构，有效的提高了姿态控制的响应速度，有利于在运载器飞行的全程中对运载器姿态进行控制。
(3)本申请的助推变推力调姿方法还能够用于现有的使用摆动喷管的运载器中，作为姿控方案的备份控制手段，在摆动喷管出现故障时进行姿态控制，有效提高了系统的可靠性，并有利于控制重构。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为现有方案的伺服摆动喷管配置；
图2为现有方案的火箭通过伺服摆动喷管产生力矩；
图3为本申请的助推变推力调姿装置一种实施例的底视图；
图4为本申请的助推变推力调姿装置的运载器通过调节发动机推力产生力矩的侧视图；
图5为本申请的助推变推力调姿方法一种实施例的流程图。
具体实施方式
下面结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
如图3和图4所示，本申请提供一种助推变推力调姿装置，包括：多台发动机；多台发动机均设置于运载器尾部，并围绕运载器的轴心呈圆周状均匀间隔设置；每台发动机的喷管均为固定设置；每台发动机均接收并执行下述助推变推力调姿方法发送的推力调节指令。进一步的，发动机的具体台数根据实际情况而定，本申请优选为四台。
进一步的，发动机为可变推力发动机，该发动机具备推力调节功能。
进一步的，所有发动机产生的推力值的表达式如下：
其中，P为所有发动机产生的推力值；Pzt,i为第i台发动机的推力值；n为发动机总个数，为大于1的整数。
其中，当前发动机的实际推力值为表达式如下：
其中，Pzt,i为当前发动机的实际推力值；i为发动机的编号，i为大于1的整数；为标准状态下的发动机推力值；ΔPzt,i为用于控制姿态的发动机的推力变化量。
具体的，如图3所示，以四台发动机为例进行说明。其中，四台发动机的分别为第一发动机5、第二发动机6、第三发动机7和第四发动机8。从横截面上可以看出，第一发动机5与第三发动机7分别位于运载器轴心上、下两侧；第二发动机6与第四发动机8分别位于运载器轴心左、右两侧。四个发动机的圆心到运载器中心的距离相等。
其中，P为所有发动机产生的推力值；Pzt,1为第一发动机的当前的实际推力值；Pzt,2为第二发动机的当前的实际推力值；Pzt,3为第三发动机的当前的实际推力值；Pzt,4为第四发动机的当前的实际推力值。
Y轴的控制力矩为：
其中，My为Y轴的控制力矩；rzt为发动机圆心到运载器轴心的距离；为第二发动机标准状态下的发动机推力值；/>为第四发动机标准状态下的发动机推力值；ΔPzt,2为用于控制姿态的第二发动机的推力变化量；ΔPzt,4为用于控制姿态的第二发动机的推力变化量。
Z轴的控制力矩为：
其中，Mz为Z轴的控制力矩；rzt为发动机圆心到运载器轴心的距离；为第一发动机标准状态下的发动机推力值；/>为第三发动机标准状态下的发动机推力值；ΔPzt,1为用于控制姿态的第一发动机的推力变化量；ΔPzt,3为用于控制姿态的第三发动机的推力变化量。
具体的，由第一发动机5和第三发动机7提供Z轴的控制力矩，由第二发动机6和第四发动机8提供Y轴的控制力矩。其中，一侧的发动机推力减小，另一侧的发动机推力增加，产生绕运载器质心转动的力矩，从而实现对姿态的控制。
如图5所示，本申请提供一种助推变推力调姿方法，包括：
S1：获取当前实际姿态角度和指令姿态的目标角度。
具体的，运载器的实时姿态角度一般由惯组等惯性测量器件进行获取，并用于计算指令。作为一个实施例，实时姿态角度由控制器实时获取。指令姿态的目标角度由飞行任务决定，并由控制器根据任务决定实时计算得出。
S2：根据当前实际姿态角度和目标角度计算获得泵流量。
进一步的，根据当前实际姿态角度和目标角度计算获得泵流量的子步骤如下：
S210：利用当前实际姿态角度和目标角度计算获得角度偏差值。
进一步的，利用当前实际姿态角度和目标角度计算获得角度偏差值的表达式如下：
Δφ＝φc-φ；
其中，Δφ为角度偏差值；φc为指令姿态的目标角度；φ为当前实际姿态角度。
S220：对角度偏差值进行加权增益计算获得发动机所需的变化推力值。
进一步的，对角度偏差值进行加权增益计算获得发动机所需的变化推力值的表达式如下：
ΔPzt,i＝K×Δφ；
其中，ΔPzt,i为发动机的变化推力值；i为发动机的编号；K为加权增益系数；Δφ为角度偏差值。
S230：根据发动机的当前推力和变化推力值计算获得目标推力值。
进一步的，根据发动机的当前推力和变化推力值计算获得目标推力值的表达式如下：
Pzt,ic＝Pzt,i-ΔPzt,i；
其中，Pzt,ic为目标推力值；Pzt,i为当前发动机的推力值；ΔPzt,i为发动机的变化推力值；i为发动机的编号。
S240：根据目标推力值计算泵流量值。
根据目标推力值计算泵流量值的表达式如下：
Ωc＝Pzt,ic/G2；
其中，Ωc为泵流量值；Pzt,ic为目标推力值；i为发动机的编号；G为推力值与泵流量值的换算系数。
S3：根据泵流量值发送推力调节指令进行姿态调控。
具体的，泵流量值和发动机推力之间为正比关系，控制器通过现有方式利用泵流量值生成推力调节指令，并将生成的推力调节指令发送至发动机。发动机响应于推力调节指令，泵入口燃料输送管路的阀门根据推力调节指令调节阀门开度的大小，从而达到对推力进行调节。作为一个实施例，当一侧的发动机推力减小，另一侧的发动机推力增加，则产生绕运载器质心转动的力矩，从而实现对姿态的控制。
进一步的，在运载器的姿态反馈过程中，需要持续对运载器的实际姿态进行测量，将实时测量的数据用于计算当前所需的调节推力，并根据当前所需的调节推力生成实时的推力调节指令进行姿态调控。
进一步的，作为另一个实施例，当运载器依然采用摆动喷管实现姿态控制时，将上述的助推变推力调姿方法设置为备份控制手段，在该运载器的伺服系统出现故障，发动机喷管无法摆动时，启用该备份控制手段进行姿态调控，以保证飞行任务不受影响。
本申请实现的有益效果如下：
(1)本申请的助推变推力调姿方法及装置中的喷管为固定设置，仅通过可变推力发动机即可对运载器飞行过程中的姿态进行控制，无需设置伺服机构等，能够在单级运载器上节省一套作动装置，有效的简化了系统设计，并减轻了运载器的整体重量。
(2)本申请的助推变推力调姿方法及装置中的变推力发动机响应特性优于伺服机构，有效的提高了姿态控制的响应速度，有利于在运载器飞行的全程中对运载器姿态进行控制。
(3)本申请的助推变推力调姿方法还能够用于现有的使用摆动喷管的运载器中，作为姿控方案的备份控制手段，在摆动喷管出现故障时进行姿态控制，有效提高了系统的可靠性，并有利于控制重构。
尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，本申请的保护范围意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请保护范围及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。
Claims (8)
1.一种助推变推力调姿方法，其特征在于，包括：
S1：控制器获取当前实际姿态角度和指令姿态的目标角度；
S2：控制器根据当前实际姿态角度和目标角度计算获得泵流量；
S3：控制器根据泵流量值向发动机发送推力调节指令进行姿态调控；
其中，发动机的喷管为固定设置或无法摆动，发动机响应于推力调节指令，发动机的泵入口燃料输送管路的阀门根据推力调节指令调节阀门开度的大小，从而达到对推力进行调节；
其中，在运载器的姿态反馈过程中，需要持续对运载器的实际姿态进行测量，将实时测量的数据用于计算当前所需的调节推力，并根据当前所需的调节推力生成实时的推力调节指令进行姿态调；
其中，当运载器依然采用摆动喷管实现姿态控制时，将步骤S1-S3设置为备份控制手段，在该运载器的伺服系统出现故障，发动机喷管无法摆动时，启用该备份控制手段进行姿态调控；
其中，根据当前实际姿态角度和目标角度计算获得泵流量的子步骤如下：
利用当前实际姿态角度和目标角度计算获得角度偏差值；
对角度偏差值进行加权增益计算获得发动机所需的变化推力值；
根据发动机的当前推力和变化推力值计算获得目标推力值；
根据目标推力值计算泵流量值；
其中，根据目标推力值计算泵流量值的表达式如下：
；
其中，为泵流量值；/>为目标推力值；/>为推力值与泵流量值的换算系数。
2.根据权利要求1所述的助推变推力调姿方法，其特征在于，利用当前实际姿态角度和目标角度计算获得角度偏差值的表达式如下：
；
其中，为角度偏差值；/>为指令姿态的目标角度；/>为当前实际姿态角度。
3.根据权利要求2所述的助推变推力调姿方法，其特征在于，对角度偏差值进行加权增益计算获得发动机所需的变化推力值的表达式如下：
；
其中，为发动机的变化推力值；i为发动机的编号；/>为加权增益系数；/>为角度偏差值。
4.根据权利要求3所述的助推变推力调姿方法，其特征在于，根据发动机的当前推力和变化推力值计算获得目标推力值的表达式如下：
；
其中，为目标推力值；/>为当前发动机的实际推力值；/>为发动机的变化推力值；i为发动机的编号。
5.一种助推变推力调姿装置，其特征在于，包括：多台发动机和与发动机通信的控制器；多台发动机均设置于运载器尾部，并围绕运载器的轴心呈圆周状均匀间隔设置；每台发动机的喷管均为固定设置；控制器用于执行权利要求1-4中任意一项所述助推变推力调姿方法，生成推力调节指令并发送；每台发动机均响应于推力调节指令，发动机的泵入口燃料输送管路的阀门根据推力调节指令调节阀门开度的大小，从而达到对推力进行调节。
6.根据权利要求5所述的助推变推力调姿装置，其特征在于，所有发动机产生的推力值的表达式如下：
；
其中，为所有发动机产生的推力值；/>为当前第i台发动机的推力值； n为发动机总个数，为大于1的整数。
7.根据权利要求6所述的助推变推力调姿装置，其特征在于，发动机为四台；四台发动机的分别为第一发动机、第二发动机、第三发动机和第四发动机；所述第一发动机与所述第三发动机分别位于所述运载器轴心的上、下两侧；所述第二发动机与所述第四发动机分别位于所述运载器轴心的左、右两侧。
8.根据权利要求7所述的助推变推力调姿装置，其特征在于，四台发动机的控制力矩表达式如下：
Y轴的控制力矩为：
；
Z轴的控制力矩为：
；
其中，为Y轴的控制力矩；/>为用于控制姿态的第二发动机的推力变化量；为用于控制姿态的第四发动机的推力变化量；/>为Z轴的控制力矩；/>为发动机圆心到运载器轴心的距离；/>为用于控制姿态的第一发动机的推力变化量；/>为用于控制姿态的第三发动机的推力变化量。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| CB02 | Change of applicant information | ||
| CB02 | Change of applicant information |
Address after: 511400 room 1702, No. 1, Cuiying street, Nansha District, Guangzhou, Guangdong Province Applicant after: Guangzhou Zhongke Aerospace Exploration Technology Co.,Ltd. Address before: 100176 1201, 12 / F, building 6, yard 18, Kechuang 13th Street, Beijing Economic and Technological Development Zone, Daxing District, Beijing Applicant before: Beijing Zhongke Aerospace Exploration Technology Co.,Ltd. |
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| GR01 | Patent grant | ||
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