CN113252353B - 运载火箭机电伺服机构水平测试方法及计算机存储介质 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种运载火箭机电伺服机构水平测试方法，包括：S1，给连接到机电伺服机构的测试仪通电，测试仪读取当前喷管的第一角度位置，并向机电伺服机构发出第一角度位置的控制指令；S2，机电伺服机构根据控制指令提供动力让喷管保持在第一角度位置；S3，将支撑工装从喷管下方拆除；S4，测试仪向机电伺服机构发出零位角度位置的控制指令，喷管到达零位角度位置后进行机电伺服机构的测试项目；S5，测试项目结束后，测试仪向机电伺服机构发出零位角度位置的控制指令，喷管到达零位角度位置后将支撑工装安装在喷管下方；S6，断开测试仪的供电。该测试方法能够确保发动机喷管在测试过程中安全可靠。

Description

运载火箭机电伺服机构水平测试方法及计算机存储介质

技术领域

本发明涉及运载火箭发动机测试领域，具体涉及一种运载火箭机电伺服机构水平测试方法及计算机存储介质。

背景技术

伺服机构是运载火箭发动机喷管摇摆的重要设备，通过伺服机构带动发动机摇摆进而实现火箭姿控系统推力矢量控制功能。在伺服机构装箭后的火箭各个测试阶段，需对伺服机构开展测试工作。

传统运载火箭大部分使用液压式或者电液式伺服机构。近年来，随着机电伺服机构的性能逐渐提高，机电伺服机构逐渐开始应用于运载火箭上。

随着运载火箭的运力不断提升，相应的火箭发动机喷管的自重也随之增加。这类喷管通常不具备自动回弹至零位并保持的特性，因此，喷管在火箭水平状态下会由于自身重力原因，摔落至摇摆极限位置，对产品结构造成损伤。

鉴于此，亟需设计一种具有可靠性高且满足测试要求的一种运载火箭机电伺服机构水平测试方法及计算机可读存储介质。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种运载火箭机电伺服机构水平测试方法及计算机存储介质。

本发明提供一种运载火箭机电伺服机构水平测试方法，水平放置的运载火箭发动机喷管通过支撑工装固定，喷管通过机电伺服机构可以实现摇摆，所述测试方法包括：S1，给连接到机电伺服机构的测试仪通电，测试仪读取当前喷管的第一角度位置，并向机电伺服机构发出所述第一角度位置的控制指令；S2，机电伺服机构提供动力让喷管保持在所述第一角度位置；S3，将支撑工装从喷管下方拆除；S4，测试仪向机电伺服机构发出零位角度位置的控制指令，喷管到达所述零位角度位置后进行机电伺服机构的测试项目；S5，测试项目结束后，测试仪向机电伺服机构发出所述零位角度位置的控制指令，喷管到达所述零位角度位置后将支撑工装安装在喷管下方；S6，断开测试仪的供电。

根据本发明的一个实施例，在步骤S1后，还包括：给连接到机电伺服机构的模拟电源通电；在步骤S3后，还包括：S31，测试仪向机电伺服机构发送从所述第一角度位置到极限角度位置的控制指令；S32，喷管到达所述极限角度位置后，依次断开模拟电源和测试仪的供电。

根据本发明的一个实施例，在步骤S32后，还包括：S33，测试仪通电，测试仪读取当前喷管的第二角度位置，并向机电伺服机构发出所述第二角度位置的控制指令；S34，模拟电源通电。

根据本发明的一个实施例，在步骤S4后，还包括：S41，测试仪读取当前喷管的第三角度位置，并向机电伺服机构发出从所述第三角度位置到极限角度位置的控制指令；S42，喷管到达所述极限角度位置后，依次断开模拟电源和测试仪的供电。

根据本发明的一个实施例，在步骤S42后，还包括：S43，测试仪通电，测试仪读取当前喷管的第四角度位置，并向机电伺服机构发出所述第四角度位置的控制指令；S44，模拟电源通电。

根据本发明的一个实施例，测试仪读取喷管的角度位置时，保存不少于10个周期的当前喷管位置，并按照中值滤波方法完成数据滤波。

根据本发明的一个实施例，测试仪发出的控制指令为机电伺服机构的匀速运动，且速度不大于1°/s。

根据本发明的一个实施例，测试项目包括正弦响应测试、阶跃响应测试等。

根据本发明的一个实施例，所述极限角度位置为喷管下垂摆的机械极限位置。

另一方面，本发明还提供了一种计算机存储介质，所述计算机存储介质上存储有计算机程序指令，所述计算机程序指令被处理器执行时实现上述的运载火箭机电伺服机构水平测试方法。

根据本发明的运载火箭机电伺服机构水平测试装置，采用支撑工装将喷管固定在零位角度位置防止喷管跌落损伤，通过上述步骤中对测试仪、模拟电源以及支撑工装的操作，能够确保喷管在测试过程中安全可靠。

应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本发明所欲主张的范围。

附图说明

下面的附图是本发明的说明书的一部分，其绘示了本发明的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明发明的原理。

图1是本发明一个实施例的运载火箭机电伺服机构水平测试方法的示意图；

图2是本发明另一个实施例的运载火箭机电伺服机构水平测试装置的示意图；

图3是本发明再一个实施例的运载火箭机电伺服机构水平测试装置的示意图；

图4是本发明另一个实施例的运载火箭机电伺服机构水平测试装置中伺服作动器的示意图。

标记说明：

100-支撑工装，200-机电伺服机构，201-伺服驱动控制器，202-伺服作动器，203-上支耳，204-下支耳，205-伸缩杆，300-测试仪，400-模拟电源。

具体实施方式

下面将详细描述本发明的各个方面的特征和示例性实施例，为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及具体实施例，对本发明进行进一步详细描述。应理解，此处所描述的具体实施例仅被配置为解释本发明，用于示例性的说明本发明的原理，并不被配置为限定本发明。另外，附图中的机构件不一定是按照比例绘制的。例如，可能对于其他结构件或区域而放大了附图中的一些结构件或区域的尺寸，以帮助对本发明实施例的理解。

下述描述中出现的方位词均为图中示出的方向，并不是对本发明实施例的具体结构进行限定。在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有说明，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可视具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外术语“包括”、“包含”“具有”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素结构件或组件不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出或固有的属于结构件、组件上的其他机构件。在没有更多限制的情况下，由语句“包括……”限定的要素，并不排除在包括要素的物品或者设备中还存在另外的相同要素。

诸如“下面”、“下方”、“在…下”、“低”、“上方”、“在…上”、“高”等的空间关系术语用于使描述方便，以解释一个元件相对于第二元件的定位，表示除了与图中示出的那些取向不同的取向以外，这些术语旨在涵盖器件的不同取向。另外，例如“一个元件在另一个元件上/下”可以表示两个元件直接接触，也可以表示两个元件之间还具有其他元件。此外，诸如“第一”、“第二”等的术语也用于描述各个元件、区、部分等，并且不应被当作限制。类似的术语在描述通篇中表示类似的元件。

对于本领域技术人员来说，本发明可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例来提供对本发明更好的理解。

传统的液压伺服机构可以通过液压锁结构实现喷管保持在零位的功能，但尚未发现液压锁结构与机电伺服机构匹配的先例，因此机电伺服结构无法实现喷管保持零位功能，不满足测试条件。

图1是本发明一个实施例的运载火箭机电伺服机构水平测试方法的示意图；图2是本发明另一个实施例的运载火箭机电伺服机构水平测试装置的示意图；图3是本发明再一个实施例的运载火箭机电伺服机构水平测试装置的示意图；图4是本发明另一个实施例的运载火箭机电伺服机构水平测试装置中伺服作动器的示意图。

如图2所示，本发明提供一种运载火箭机电伺服机构200水平测试装置，包括：支撑工装100，用于支撑水平放置的运载火箭发动机喷管T；机电伺服机构200，连接到发动机并用于提供动力使发动机喷管T摇摆；测试仪300，用于提供机电伺服机构200的测试指令和控制供电；模拟电源400，用于给机电伺服机构200供电。

具体地，随着运载火箭的运载能力不断提升，相应的箭体以及发动机的体积也会越来越大，机电伺服机构200装箭后，如果运载火箭竖立起来进行测试，则会增加厂房的建设成本，因此，可以采用运载火箭水平测试的方式。在本水平测试装置中，为了验证机电伺服机构200的性能，同时不增加机电伺服机构200的电磁制动锁，本申请的实施例采用了支撑工装100进行发动机喷管T的零位支撑来代替电磁制动锁。在本申请实施例的测试方法中，零部件的减少能够增加运载火箭飞行的可靠性，也能避免采用电磁制动锁造成运载火箭工作环境下的误锁。

其中，本实施例中的运载火箭机电伺服机构200水平测试装置提供测试仪300和模拟电源400进行测试。测试仪300提供机电伺服机构200的测试指令和控制供电，模拟电源400给机电伺服机构200供电。通过模拟的信号输出以及电源供电，能够部分地代替及模拟运载火箭真实的产品工作运行过程，进行机电伺服机构200的控制测试。机电伺服机构200提供动力使发动机喷管T摇摆，通过水平测试能够检测机电伺服机构200是否按照指令进行动力输出，保证发动机喷管T在实际发射中能摇摆到准确的角度位置。

如图3所示，根据本发明的一个实施例，机电伺服机构200包括：伺服驱动控制器201，用于接收测试仪300的测试指令、控制供电，并通过模拟电源400供电；伺服作动器202，通过伺服作动器202的伸缩杆205的伸出或缩回带动喷管T摇摆。

根据本发明的一个实施例，测试仪300和模拟电源400设置在测试间，伺服驱动控制器201和伺服作动器202设置在火箭箭体内。

根据本发明的一个实施例，测试仪300通过第一电缆连接到伺服驱动控制器201，模拟电源400通过第二电缆连接到伺服驱动控制器201，伺服驱动控制器201通过第三电缆连接到伺服作动器202。

根据本发明的一个实施例，伺服驱动控制器201安装于火箭箭体内，伺服作动器202安装于火箭发动机上。

如图4所示，根据本发明的一个实施例，伺服作动器202包括上支耳203和下支耳204，上支耳203与发动机机架相连，下支耳204与发动机喷管T相连。

具体地，测试仪300和模拟电源400设置在测试间，可以有效隔离运载火箭发动机，避免造成信号干扰。机电伺服机构200包含两部分，伺服驱动控制器201和伺服作动器202均安装在火箭箭体内，用于执行测试仪300发出的指令并接受模拟电源400的电力输出。其中，伺服作动器202具体安装在火箭发动机上，上支耳203与发动机机架相连，下支耳204与发动机喷管T相连，从而让伺服作动器202能够稳定固定在火箭发动机上。

测试间与火箭箭体是两个空间环境，需要通过电缆将两者的设备连接起来，测试仪300通过第一电缆连接到伺服驱动控制器201，模拟电源400通过第二电缆连接到伺服驱动控制器201，伺服驱动控制器201通过第三电缆连接到伺服作动器202。伺服驱动控制器201接收测试仪300的测试指令、控制供电，并通过模拟电源400供电，由伺服驱动控制器201再控制伺服作动器202动作，包括使其伸缩杆205的伸出或缩回带动喷管T进行摇摆。

如图1所示，本发明提供一种运载火箭机电伺服机构200水平测试方法，水平放置的运载火箭发动机喷管T通过支撑工装100固定，喷管T通过机电伺服机构200可以实现摇摆，测试方法包括：S1，给连接到机电伺服机构200的测试仪300通电，测试仪300读取当前喷管T的第一角度位置，并向机电伺服机构200发出第一角度位置的控制指令；S2，机电伺服机构200根据控制指令提供动力让喷管T保持在第一角度位置；S3，将支撑工装100从喷管T下方拆除；S4，测试仪300向机电伺服机构200发出零位角度位置的控制指令，喷管T到达零位角度位置后进行机电伺服机构200的测试项目；S5，测试项目结束后，测试仪300向机电伺服机构200发出零位角度位置的控制指令，机电伺服机构200提供动力控制喷管T到达零位角度位置后将支撑工装100安装在喷管T下方；S6，断开和测试仪300的供电。

具体地，由于机电伺服机构200没有采取电磁制动锁，水平放置的运载火箭为了让喷管T保持在零位角度位置，零位角度位置即喷管T的中心轴与箭体的中心轴重合的位置，采用支撑工装100将喷管T固定在零位角度位置可以防止喷管T跌落损伤。在运载火箭机电伺服机构200水平测试项目之前，需要将支撑工装100从喷管T上拆卸下来，作为本实施例的一种方式，步骤S1之后，还包括给连接到机电伺服机构的模拟电源供电，所以要分别启动测试仪300和模拟电源400让喷管T保持在当前角度位置后再进行拆卸，避免产品结构损坏。

其中，本实施例中的测试方法主要包含三个方面：第一方面让喷管T保持在当前角度位置，分为步骤S1和S2；第二方面拆除支撑工装100并进行测试项目，分为步骤S3和S4；第三方面安装支撑工装100到喷管T，分为步骤S5和S6。

需要说明的是，虽然支撑工装100的安装为了让喷管T保持的零位角度位置，但是由于喷管T自身重量所致，支撑工装100支撑的喷管T在一段时间后不能保证还处于零位角度位置，因此在步骤S1中首先让测试仪300通电，通过测试仪300读取当前喷管T的第一角度位置，并向机电伺服机构200发出第一角度位置的控制指令。

接下来在步骤S2中让模拟电源400通电，机电伺服机构200提供动力让喷管T保持在第一角度位置。由于喷管T的重量不再完全压在支撑工装100上，在步骤S3中可以轻松拆卸支撑工装100。

对机电伺服机构200的测试项目需要喷管T先处于零位角度位置，所以在步骤S4中，测试仪300向机电伺服机构200发出零位角度位置的控制指令，喷管T到达零位角度位置后进行机电伺服机构200的测试项目。

在测试项目结束后，喷管T在测试过程结束后不一定是定位在零位角度位置，为了能够安装支撑工装100，需要进行步骤S5，测试仪300向机电伺服机构200发出零位角度位置的控制指令，喷管T到达零位角度位置后将支撑工装100安装在喷管T下方。最后，进行步骤S6的断电工作，先断开模拟电源400的供电，后断开测试仪300的供电，保证测试过程的安全性。

在本发明的水平测试方法中，为了验证机电伺服机构200的性能，同时不增加机电伺服机构200的电磁制动锁，采用了支撑工装100进行发动机喷管T的零位支撑来代替电磁制动锁。零部件的减少能够增加运载火箭飞行的可靠性，也能避免采用电磁制动锁造成运载火箭工作环境下的误锁，提高了机电伺服机构及火箭飞行的工作可靠性。

根据本发明的一个实施例，在步骤S1后，给连接到机电伺服机构200的模拟电源400通电；在步骤S3后，还包括：S31，测试仪300向机电伺服机构200发送从第一角度位置到极限角度位置的控制指令；S32，喷管T到达极限角度位置后，依次断开模拟电源400和测试仪300的供电。

根据本发明的一个实施例，极限角度位置为喷管T下垂摆的机械极限位置。

具体地，在拆除支撑工装100后，若不需要立即进行测试项目，可以先将喷管T摇摆至极限角度位置，即喷管T在自身重量的作用下垂摆的机械极限位置，等待测试项目开始时再将喷管T摇摆至零位角度位置。所以在步骤S3之后，增加步骤S31和S32，测试仪300向机电伺服机构200发送从第一角度位置到极限角度位置的控制指令，喷管T到达极限角度位置后，依次断开模拟电源400和测试仪300的供电，保证喷管T处于安全的空间位置。

根据本发明的一个实施例，在步骤S32后，还包括：S33，测试仪300通电，测试仪300读取当前喷管T的第二角度位置，并向机电伺服机构200发出第二角度位置的控制指令；S34，模拟电源400通电。

具体地，在步骤S32之后，由于测试仪300和模拟电源400已经断电，在测试项目开始之前需要给测试仪300和模拟电源400通电，为了保证喷管T的安全，需要进行步骤S33，测试仪300通电后读取当前喷管T的第二角度位置，并向机电伺服机构200发出第二角度位置的控制指令，避免喷管T由于自重原因造成位置变化，接着进行步骤S34，给模拟电源400通电。

根据本发明的一个实施例，在步骤S4后，还包括：S41，测试仪300读取当前喷管T的第三角度位置，并向机电伺服机构200发出从第三角度位置到极限角度位置的控制指令；S42，喷管T到达极限角度位置后，依次断开模拟电源400和测试仪300的供电。

具体地，在步骤S4进行测试项目完成后，如果不需要立即将支撑工装100安装回喷管T，要让喷管T摇摆至极限角度位置，即喷管T在自身重量的作用下垂摆的机械极限位置，确保喷管T的位置安全。在步骤S41中，测试项目完成后喷管T的角度位置未知，需要测试仪300读取当前喷管T的第三角度位置，并向机电伺服机构200发出从第三角度位置到极限角度位置的控制指令。接下来步骤S42中，喷管T到达极限角度位置后，依次断开模拟电源400和测试仪300的供电，保证发动机的安全。

根据本发明的一个实施例，在步骤S42后，还包括：S43，测试仪300通电，测试仪300读取当前喷管T的第四角度位置，并向机电伺服机构200发出第四角度位置的控制指令；S44，模拟电源400通电。

具体地，在步骤S42之后，由于测试仪300和模拟电源400已经断电，在安装支撑工装100之前需要给测试仪300和模拟电源400通电，需要进行步骤S43，测试仪300通电后读取当前喷管T的第四角度位置，并向机电伺服机构200发出第四角度位置的控制指令，避免喷管T由于自重原因造成位置变化，接着进行步骤S44，给模拟电源400通电。

根据本发明的一个实施例，测试仪300读取喷管T的角度位置时，保存不少于10个周期的当前喷管T位置，并按照中值滤波方法完成数据滤波。

具体地，在测试仪300每次读取喷管T的角度时，为了保证读取的角度位置准确性，需保存不少于10个周期的当前喷管T的角度位置，并按照中值滤波方法完成数据滤波，得出当前喷管T的精准角度位置。

根据本发明的一个实施例，测试仪300发出的控制指令为机电伺服机构200的匀速运动，速度不大于1°/s。

具体地，在测试仪300发出相应角度位置的控制指令时，机电伺服机构200按照控制指令进行匀速运动，让喷管T缓慢摇摆至相应的角度位置，其中速度不大于1°/s。

根据本发明的一个实施例，测试项目包括正弦响应测试、阶跃响应测试等。

具体地，给机电伺服机构200做的测试项目包括但不限于正弦响应测试、阶跃响应测试，检测机电伺服机构200是否按照要求让喷管T到达指定的相应角度位置，信号传输是否正常。

另一方面，本发明还提供了一种计算机存储介质，计算机存储介质上存储有计算机程序指令，计算机程序指令被处理器执行时实现上述的运载火箭机电伺服机构水平测试方法。

以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种运载火箭机电伺服机构水平测试方法，其特征在于，水平放置的运载火箭发动机喷管通过支撑工装固定，喷管通过机电伺服机构可以实现摇摆，所述测试方法包括：

S1，给连接到机电伺服机构的测试仪通电，测试仪读取当前喷管的第一角度位置，并向机电伺服机构发出所述第一角度位置的控制指令；

S2，机电伺服机构根据所述控制指令提供动力让喷管保持在所述第一角度位置；

S3，将支撑工装从喷管下方拆除；

S4，测试仪向机电伺服机构发出零位角度位置的控制指令，喷管到达所述零位角度位置后进行机电伺服机构的测试项目；

S5，测试项目结束后，测试仪向机电伺服机构发出所述零位角度位置的控制指令，机电伺服机构提供动力控制喷管到达所述零位角度位置后将支撑工装安装在喷管下方；

S6，断开测试仪的供电。

2.根据权利要求1所述的运载火箭机电伺服机构水平测试方法，其特征在于，

步骤S1之后，还包括：

给连接到机电伺服机构的模拟电源供电；

在步骤S3后，还包括：

S31，测试仪向机电伺服机构发送从所述第一角度位置到极限角度位置的控制指令；

S32，喷管到达所述极限角度位置后，依次断开模拟电源和测试仪的供电。

3.根据权利要求2所述的运载火箭机电伺服机构水平测试方法，其特征在于，在步骤S32后，还包括：

S33，测试仪通电，测试仪读取当前喷管的第二角度位置，并向机电伺服机构发出所述第二角度位置的控制指令；

S34，模拟电源通电。

4.根据权利要求3所述的运载火箭机电伺服机构水平测试方法，其特征在于，在步骤S4后，还包括：

S41，测试仪读取当前喷管的第三角度位置，并向机电伺服机构发出从所述第三角度位置到极限角度位置的控制指令；

S42，喷管到达所述极限角度位置后，依次断开模拟电源和测试仪的供电。

5.根据权利要求4所述的运载火箭机电伺服机构水平测试方法，其特征在于，在步骤S42后，还包括：

S43，测试仪通电，测试仪读取当前喷管的第四角度位置，并向机电伺服机构发出所述第四角度位置的控制指令；

S44，模拟电源通电。

6.根据权利要求1-5任一项所述的运载火箭机电伺服机构水平测试方法，其特征在于，测试仪读取喷管的角度位置时，保存不少于10个周期的当前喷管位置，并按照中值滤波方法完成数据滤波。

7.根据权利要求1-5任一项所述的运载火箭机电伺服机构水平测试方法，其特征在于，测试仪发出的控制指令为机电伺服机构匀速运动，且速度不大于1°/s。

8.根据权利要求1-5任一项所述的运载火箭机电伺服机构水平测试方法，其特征在于，测试项目包括正弦响应测试、阶跃响应测试。

9.根据权利要求2-5任一项所述的运载火箭机电伺服机构水平测试方法，其特征在于，所述极限角度位置为喷管下垂摆的机械极限位置。

10.一种计算机存储介质，其特征在于，所述计算机存储介质上存储有计算机程序指令，所述计算机程序指令被处理器执行时实现如权利要求1-9任意一项所述的运载火箭机电伺服机构水平测试方法。