CN113591202A - 一种确定发动机关机错开时间的方法 - Google Patents

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范瑞祥
王檑
杨树涛
祁峰
姜人伟
袁赫
赵佳敏
胡鹏翔
程堂明
马忠辉
徐利杰
魏远明
潘忠文
王旭
王明宇
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Abstract

一种确定发动机关机错开时间的方法，包括如下步骤：S1、建立火箭全箭动力学模型，获取关机时刻全箭前n阶纵向频率，然后获得前n阶纵向频率相应的半周期时间；S2、对火箭全箭动力学模型施加发动机关机力，获得火箭预设位置的关机响应和载荷数据；S3、基于火箭预设位置的关机响应和载荷数据，在前n阶纵向频率中，将大于预设值的谱分量所对应的频率作为筛选后的纵向频率；该筛选后的纵向频率的半周期作为理论错开关机时间；S4、根据控制系统时间散差、发动机响应时间散差、火箭纵向频率偏差，确定综合时间偏差；S5、利用理论错开关机时间和综合时间偏差，确定发动机实际关机需错开时间的范围。

Description

一种确定发动机关机错开时间的方法
技术领域
本发明涉及一种确定发动机关机错开时间的方法，属于响应和载荷主动控制技术领域。
背景技术
发动机推力剧变和结构体的分离给火箭带来强大的动态载荷，随着火箭规模不断增加，发动机推力显著提高，以及发动机启动、关机推力变化快，纵向动态载荷越来越大，比如，传统火箭级间段纵向动态载荷为十吨量级，占结构纵向载荷约5％，新一代运载火箭级间段纵向动态载荷已经达到百吨量级，占结构纵向总载荷约50％。纵向动态载荷的显著增加，不仅会增加卫星及箭上设备抗振环境设计代价，还会给箭体结构设计带来了较大负担，严重影响全箭舒适性和整体结构效率。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种确定发动机关机错开时间的方法，实现了考虑关机控制全链路偏差要素下的短时错开关机减载，并首次应用于型号飞行，具有重要的工程应用推广应用价值。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：
本发明实施例提供一种确定发动机关机错开时间的方法，包括如下步骤：
S1、建立火箭全箭动力学模型，获取关机时刻全箭前n阶纵向频率，然后获得前n阶纵向频率相应的半周期时间；
S2、对火箭全箭动力学模型施加发动机关机力，获得火箭预设位置的关机响应和载荷数据；
S3、基于火箭预设位置的关机响应和载荷数据，在前n阶纵向频率中，将大于预设值的谱分量所对应的频率作为筛选后的纵向频率；该筛选后的纵向频率的半周期作为理论错开关机时间；
S4、根据控制系统时间散差、发动机响应时间散差、火箭纵向频率偏差，确定综合时间偏差；
S5、利用理论错开关机时间和综合时间偏差，确定发动机实际关机需错开时间的范围。
本发明一实施例中，控制系统时间散差根据控制系统指令时间延迟散差统计确定；动机响应时间散差根据发动机关机响应曲线散差统计确定；火箭纵向频率偏差根据火箭全箭动力学模型与试验或实际飞行纵向频率偏差确定。
本发明一实施例中，根据控制系统时间散差、发动机响应时间散差、火箭纵向频率偏差，采用随机正态分布叠加方法，确定综合时间偏差。
本发明实施例提供一种确定发动机关机时间的方法，采用上述确定发动机关机错开时间的方法，获得发动机实际关机需错开时间的范围；然后确定发动机的关机时间。
本发明实施例提供一种确定发动机关机过程中响应和载荷最大值的方法，其特征在于，采用上述确定发动机关机错开时间的方法，获得发动机实际关机需错开时间的范围；
在发动机实际关机需错开时间的范围中，选取最小错开时间和最大错开时间，分别获得预设位置的响应和载荷，然后取最大值，作为发动机关机过程中响应和载荷最大值。
本发明实施例提供一种发动机关机过程中减载效果评估方法，采用上述方法确定发动机关机过程中响应和载荷最大值，然后与S2中火箭预设位置的关机响应和载荷数据比较，获得减载效果。
本发明实施例提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序指令，所述计算机程序指令在由处理器加载并运行时，使所述处理器执行上述的减载效果评估方法或确定响应和载荷最大值的方法或确定发动机关机错开时间的方法。
本发明实施例提供一种确定发动机关机时间的装置，包括
半周期计算模块，用于建立火箭全箭动力学模型，计算关机时刻全箭前n阶纵向频率，然后计算前n阶纵向频率相应的半周期时间；
关机响应和载荷数据初步计算模块，用于对火箭全箭动力学模型施加发动机关机力，计算火箭预设位置的关机响应和载荷数据；
理论错开关机时间模块，基于火箭预设位置的关机响应和载荷数据，在前n阶纵向频率中，将大于预设值的谱分量所对应的频率作为筛选后的纵向频率；该筛选后的纵向频率的半周期作为理论错开关机时间；
综合时间偏差模块，用于根据控制系统时间散差、发动机响应时间散差、火箭纵向频率偏差，确定综合时间偏差；
实际关机需错开时间模块，利用理论错开关机时间和综合时间偏差，确定发动机实际关机需错开时间的范围；
关机时间模块，利用发动机实际关机需错开时间的范围，确定发动机的关机时间。
本发明一实施例中，控制系统时间散差根据控制系统指令时间延迟散差统计确定；动机响应时间散差根据发动机关机响应曲线散差统计确定；火箭纵向频率偏差根据火箭全箭动力学模型与试验或实际飞行纵向频率偏差确定。
本发明一实施例中，根据控制系统时间散差、发动机响应时间散差、火箭纵向频率偏差，采用随机正态分布叠加方法，确定综合时间偏差。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
(1)本发明利用动力学叠加原理，通过发动机关机相位差，有效实现了考虑关机控制全链路偏差要素下的短时错开关机减载；
(2)本发明给出了错开关机方法需考虑的三种时间偏差项及其确定方法，为工程转化应用提供了重要依据；
(3)本发明给出了基于正态分布的偏差量叠加方法，相对线性叠加方法大幅减小了偏差范围，提升了设计减载效果；
(4)本发明应用于型号飞行，实际减载效果达65％以上，具有重要的工程应用推广应用价值。
附图说明
图1为全箭动力学模型。
图2为相位相反波形响应叠加示意图。
图3为发动机同时关机时典型位置动响应(峰值为1.35g)。
图4为发动机错开75ms关机时典型位置动响应(峰值为0.47g)。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
错开时间关机是减小动态响应和载荷的一个有效措施，理论上错开时间足够长，会有很好的降冲击效果，但如果错开关机时间较长，对全箭飞行时序有影响，导致运能能力损失较大，因此确定发动机关机错开时间至关重要。
实施例1：
一种发动机关机过程中减载效果评估方法，具体技术方案如下(其中还包含了确定发动机关机错开时间的方法、确定发动机关机时间的方法、确定发动机关机过程中响应和载荷最大值的方法)：
步骤一、建立火箭全箭动力学模型，获取关机时刻全箭前二阶纵向频率，并分别计算得到相应频率的半周期时间。
步骤二、基于火箭动力学模型，同时施加发动机关机力，开展瞬态动力学分析，获得典型位置关机响应和载荷，将响应和载荷开展冲击响应谱分析，获得响应和载荷谱分布规律；
步骤三、根据关机响应和载荷谱分布规律，确定响应和载荷主要谱分量，占比影响大的谱分量对应的频率即是需要关注的纵向频率，确定理论错开关机时间为关注纵向频率的半周期；
步骤四、确定实际错开关机全链路时间偏差要素，包括三个方面：1)控制系统时间散差，根据控制系统指令时间延迟散差统计确定；2)发动机响应时间散差，根据发动机关机响应曲线散差统计确定；3)火箭纵向频率偏差，根据仿真模型与试验或实际飞行纵向频率偏差确定；
步骤五、根据步骤四中的控制系统时间散差、发动机响应时间散差及火箭频率偏差，采用随机正态分布叠加方法，确定综合时间偏差；
步骤六、依据步骤三和步骤五分别确定的理论错开关机时间和综合时间偏差，确定实际关机错开时间覆盖范围；
步骤七、根据实际错开关机时间范围，选取最小错开时间和最大错开时间，分别开展关机瞬态动力学分析，获得典型位置动态响应和载荷，最后取两者中响应和载荷最大值；
步骤八、将步骤七得到响应、载荷与步骤二得到的响应、载荷进行比较，可以获得减载效果，并作为力学环境和载荷设计依据；
实际减载工程应用时，为了进一步提高减载效果，可以开展发动机选配，利用发动机地面工艺试车数据，为减小对称关机带来的附加弯矩，选取偏差小的发动机对称布置。
基于实施例1，以某型号具有四个助推，对称助推同时关机，相邻发动机可错开关机：根据步骤一～步骤三，图1为某型号全箭动力学模型，经计算其一阶纵向频率为6.7Hz,关机时主要引起一阶纵向响应，对应半周期约为75ms；采用图2中动力学相位相反波形响应叠加方法，助推两两理论关机错开时间可确定为75ms。
按照步骤四、步骤五，首先确定各种偏差，并将偏差进行综合，得到最大偏差为30ms。
按照步骤六～步骤九，考虑散差后实际错开关机时间在40ms-100ms范围,计算得到两种偏差下减载效果最小为30％以上，工程应用时，也根据工艺试车推力时程数据开展了对称发动机选配。
应用该减载技术前后两次飞行实测结果如下：减载前典型位置关机动响应峰值为1.35g，减载后相同位置峰值响应为0.47g，分别见图3和图4，减载效果达65％(满足大于30％)。
本实施例的原理为：火箭关机工况结构响应存在明显周期性，即全箭一阶纵向响应占比较大，根据动力学理论，响应符合叠加原理，可以利用相位差使后关机的响应抵消前关机的响应(相差半个周期奇数倍)，从而减小结构最终响应的大小，实际错开关机设计时还需全面考虑全链路偏差影响，最终设计给出理论错开关机时间及响应、载荷控制效果。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (10)

1.一种确定发动机关机错开时间的方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1、建立火箭全箭动力学模型，获取关机时刻全箭前n阶纵向频率，然后获得前n阶纵向频率相应的半周期时间；
S2、对火箭全箭动力学模型施加发动机关机力，获得火箭预设位置的关机响应和载荷数据；
S3、基于火箭预设位置的关机响应和载荷数据，在前n阶纵向频率中，将大于预设值的谱分量所对应的频率作为筛选后的纵向频率；该筛选后的纵向频率的半周期作为理论错开关机时间；
S4、根据控制系统时间散差、发动机响应时间散差、火箭纵向频率偏差，确定综合时间偏差；
S5、利用理论错开关机时间和综合时间偏差，确定发动机实际关机需错开时间的范围。
2.根据权利要求1所述的确定发动机关机错开时间的方法，其特征在于，控制系统时间散差根据控制系统指令时间延迟散差统计确定；动机响应时间散差根据发动机关机响应曲线散差统计确定；火箭纵向频率偏差根据火箭全箭动力学模型与试验或实际飞行纵向频率偏差确定。
3.根据权利要求1所述的确定发动机关机错开时间的方法，其特征在于，根据控制系统时间散差、发动机响应时间散差、火箭纵向频率偏差，采用随机正态分布叠加方法，确定综合时间偏差。
4.一种确定发动机关机时间的方法，其特征在于，采用权利要求1至3中任一项所述的确定发动机关机错开时间的方法，获得发动机实际关机需错开时间的范围；然后确定发动机的关机时间。
5.一种确定发动机关机过程中响应和载荷最大值的方法，其特征在于，采用权利要求1至3中任一项所述的确定发动机关机错开时间的方法，获得发动机实际关机需错开时间的范围；
在发动机实际关机需错开时间的范围中，选取最小错开时间和最大错开时间，分别获得预设位置的响应和载荷，然后取最大值，作为发动机关机过程中响应和载荷最大值。
6.一种发动机关机过程中减载效果评估方法，其特征在于，采用权利要求5所述的方法确定发动机关机过程中响应和载荷最大值，然后与S2中火箭预设位置的关机响应和载荷数据比较，获得减载效果。
7.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序指令，所述计算机程序指令在由处理器加载并运行时，使所述处理器执行如权利要求1至6中任一项所述的方法。
8.一种确定发动机关机时间的装置，其特征在于，包括
半周期计算模块，用于建立火箭全箭动力学模型，计算关机时刻全箭前n阶纵向频率，然后计算前n阶纵向频率相应的半周期时间；
关机响应和载荷数据初步计算模块，用于对火箭全箭动力学模型施加发动机关机力，计算火箭预设位置的关机响应和载荷数据；
理论错开关机时间模块，基于火箭预设位置的关机响应和载荷数据，在前n阶纵向频率中，将大于预设值的谱分量所对应的频率作为筛选后的纵向频率；该筛选后的纵向频率的半周期作为理论错开关机时间；
综合时间偏差模块，用于根据控制系统时间散差、发动机响应时间散差、火箭纵向频率偏差，确定综合时间偏差；
实际关机需错开时间模块，利用理论错开关机时间和综合时间偏差，确定发动机实际关机需错开时间的范围；
关机时间模块，利用发动机实际关机需错开时间的范围，确定发动机的关机时间。
9.根据权利要求8所述的确定发动机关机时间的装置，其特征在于，控制系统时间散差根据控制系统指令时间延迟散差统计确定；动机响应时间散差根据发动机关机响应曲线散差统计确定；火箭纵向频率偏差根据火箭全箭动力学模型与试验或实际飞行纵向频率偏差确定。
10.根据权利要求8所述的确定发动机关机时间的装置，其特征在于，根据控制系统时间散差、发动机响应时间散差、火箭纵向频率偏差，采用随机正态分布叠加方法，确定综合时间偏差。
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