CN115559831A - 一种火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统及方法，所述的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统，包括：控制驱动器、与所述控制驱动器电连接的至少一个伺服作动器；所述控制驱动器用于获取目标预偏角；至少一个所述伺服作动器与柔性喷管连接，所述控制驱动器根据所述目标预偏角，得到所述伺服作动器的运动值，至少一个所述伺服作动器按照所述运动值运动，并带动所述柔性喷管偏转，使得所述柔性喷管的预偏角为所述目标预偏角。本发明的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统，能够根据火箭发动机的燃烧室内的实时压力值，实时调整所述柔性喷管的预偏角。

Description

一种火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统及方法

技术领域

本发明涉及飞行器姿态控制技术领域，特别是指一种火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统及方法。

背景技术

现代火箭、导弹等飞行器的姿态控制主要依靠的是发动机推力矢量控制。随着对火箭的姿态控制系统的精度和可靠性要求的提高，柔性喷管逐渐得到广泛应用。柔性喷管是固体火箭发动机的唯一可动部件，在发动机工作过程中，柔性喷管采用柔性喷管接头实施摆动，进而达到控制发动机推力方向的目的，柔性喷管的控制精度直接关系到火箭姿态的控制精度。

目前，柔性喷管需在装配时提前根据经验计算预偏角数据，并根据计算的预偏角数据调整柔性喷管的预偏角。柔性喷管的预偏角是为了防止发动机点火后，柔性喷管接头因受发动机燃烧室压力作用产生变形偏斜，而预先调整的角度。柔性喷管的预偏角是为了使得发动机点火后柔性喷管处于零位，即火箭发动机推力线，进而使火箭发动机推力线与发动机轴线在一条直线上，从而有利于保障后续火箭姿态控制的精度。柔性喷管的预偏角作为控制精度初始偏差，其初始偏差量对控制精度有着直接的关系。在点火后，若提前计算得出预偏角的度数偏大或偏小会造成火箭发动机推力线的偏斜，而这种偏斜的推力线会对火箭飞行过程中的姿态控制系统造成干扰，同时会造成火箭推力的浪费。

另外，柔性喷管接头在执行摆动时，不仅承受着发动机燃烧室的压力，而且承受着飞行过程中的冲击、振动等力学载荷。在装配前调整的柔性喷管的预偏角，无法实时根据发动机燃烧室的室压进行调整，也为姿态控制精度带来了一定的影响。

发明内容

本发明的目的在于提一种火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统及方法，以解决现有技术中的柔性喷管预偏角无法在装配后进行调整的技术问题。

为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：

一种火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统，包括：

控制驱动器，用于获取目标预偏角，所述目标预偏角根据火箭发动机的燃烧室内的实时压力值计算得到；

与所述控制驱动器电连接的至少一个伺服作动器，至少一个所述伺服作动器与柔性喷管连接，所述控制驱动器根据所述目标预偏角，得到所述伺服作动器的运动值，至少一个所述伺服作动器按照所述运动值运动，并带动所述柔性喷管偏转，使得所述柔性喷管的预偏角为所述目标预偏角。

可选地，所述伺服作动器包括：

与所述控制驱动器电连接的电机，用于接收所述控制驱动器发送的运动值，并根据所述运动值提供动力；

与所述电机电连接的作动机构，用于根据所述运动值运动，并带动所述柔性喷管偏转，使得所述柔性喷管的预偏角为所述目标预偏角。

可选地，所述作动机构包括：

具有空腔的壳体，所述电机设于所述壳体上；

传动部，所述传动部的端部与所述电机的输出轴相连，且位于所述壳体的空腔内；

移动杆，所述移动杆与所述传动部连接；所述移动杆按照所述运动值在所述传动部伸缩运动时，与所述传动部产生相对位移；

安装部，所述安装部设于所述移动杆的端部，与柔性喷管的外壁连接；

所述移动杆运动时，通过所述安装部带动所述柔性喷管偏转，使得所述柔性喷管的预偏角为所述目标预偏角。

可选地，所述传动部为丝杠，一端与所述电机的输出轴相连，另一端与所述移动杆螺纹连接；

所述移动杆为中空结构，中空结构的内壁上设有与所述传动部配合的螺纹。

可选地，所述的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统，还包括减速机和/或离合器；所述减速机和/或离合器设于所述电机与所述传动部之间。

可选地，所述伺服作动器还包括位移传感器，所述位移传感器设于所述传动部、所述移动杆或所述壳体上，并与所述控制驱动器电连接；所述位移传感器适于采集所述移动杆或所述传动部的位移信息。

可选地，所述伺服作动器为两个，包括第一伺服作动器和第二伺服作动器，分别与所述控制驱动器电连接；

第一伺服作动器与所述柔性喷管的中心位置的之间的连线、所述第二伺服作动器与所述柔性喷管的中心位置的之间的连线在同一平面上，且呈90度夹角。

本发明还提供一种火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节方法，包括：

获取目标预偏角，所述目标预偏角根据火箭发动机的燃烧室内的实时压力值计算得到的；

根据所述目标预偏角，得到伺服作动器的运动值，使得所述伺服作动器按照所述运动值运动，并带动所述柔性喷管偏转，使得所述柔性喷管的预偏角为所述目标预偏角。

可选地，根据火箭发动机的燃烧室内的实时压力值计算得到目标预偏角，包括采用如下公式计算目标预偏角：

Δα=a× P₁+b；

其中，Δα为目标预偏角；a为预偏角系数；P₁为火箭发动机的燃烧室内的实时压力；b为修正系数。

可选地，所述的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节方法，还包括：

获取位移反馈值，所述位移反馈值为设于所述伺服作动器上的位移传感器反馈的位移信息；

根据所述位移信息，使所述伺服作动器运动至所述运动值。

本发明的上述方案至少包括以下有益效果：

本发明的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统，包括：控制驱动器、与所述控制驱动器电连接的至少一个伺服作动器；所述控制驱动器用于获取目标预偏角，所述目标预偏角根据火箭发动机的燃烧室内的实时压力值计算得到；至少一个所述伺服作动器与柔性喷管连接，所述控制驱动器根据所述目标预偏角，得到所述伺服作动器的运动值，至少一个所述伺服作动器按照所述运动值运动，并带动所述柔性喷管偏转，使得所述柔性喷管的预偏角为所述目标预偏角。本发明的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统，能够根据火箭发动机的燃烧室内的实时压力值，实时调整所述柔性喷管的预偏角，使得所述柔性喷管的预偏角为所述目标预偏角。在火箭发动机点火后，随着所述火箭发动机的燃烧室内压力的不断变化，所述柔性喷管能够不断调整预偏角，使所述柔性喷管一直处于零位，达到实时纠正火箭发动机的推力线与火箭发动机的轴线偏差角的目的，使火箭发动机的推力线与火箭发动机轴线在一条直线上，避免出现偏斜的推力线对火箭飞行过程中的姿态控制系统造成干扰，为火箭姿态控制精度起到一定的保障作用，同时也避免由此造成的火箭推力的浪费。

附图说明

图1是本发明的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统的结构示意图；

图2是本发明的实施例的第一种伺服作动器的剖面结构示意图；

图3是本发明的实施例的第二种伺服作动器的结构示意图；

图4是本发明的实施例的第二种伺服作动器的剖面结构示意图；

图5是本发明的实施例的第三种伺服作动器的剖面结构示意图；

图6是本发明的实施例的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统的连接示意图；

其中，1、控制驱动器；2、火箭发动机；3、柔性喷管；4、电机；5、壳体；6、传动部；7、移动杆；8、安装部；9、位移传感器；10、第一伺服作动器；11、第二伺服作动器；12、压力传感器；13、法兰；14、安装孔；15、减速机；16、离合器。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。

如图1所示，本发明的实施例提出的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统，包括：

控制驱动器1，用于获取目标预偏角，所述目标预偏角根据火箭发动机2的燃烧室内的实时压力值计算得到；

与所述控制驱动器1电连接的至少一个伺服作动器，至少一个所述伺服作动器与柔性喷管3连接，所述控制驱动器1根据所述目标预偏角，得到所述伺服作动器的运动值，至少一个所述伺服作动器按照所述运动值运动，并带动所述柔性喷管3偏转，使得所述柔性喷管3的预偏角为所述目标预偏角。

本实施例所述的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统，通过将火箭发动机2的燃烧室内的实时压力值作为遥测量引入，并采用伺服作动器对所述柔性喷管的预偏角进行调整，达到实时纠正火箭发动机2的推力线与火箭发动机2的轴线偏差角的目的。

需要说明的是，本实施例中的电连接可以是通过电缆连接。

本实施例所述的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统，工作过程如下：当所述火箭发动机2点火，且所述火箭发动机2的燃烧室内的压力达到稳定后，根据实时压力值计算所述柔性喷管3的目标预偏角。根据所述目标预偏角，得到所述伺服作动器的运动值，使所述伺服作动器按照所述运动值运动，并带动所述柔性喷管3偏转，使得所述柔性喷管3的预偏角为所述目标预偏角。

作为本实施例的优选实现方式，所述实际压力值可以通过遥测系统传递给箭上计算机（飞控组合），由箭上计算机（飞控组合）根据所述实际压力值计算得出所述柔性喷管3的目标预偏角，然后传输给所述控制驱动器1。

需要说明的是，所述火箭发动机2的燃烧室内的实时压力可以通过压力传感器12进行采集。本实施例中，如图1所示，所述压力传感器12可以设于所述火箭发动机2的燃烧室外壁上。

作为本实施例的优选实现方式，所述伺服作动器包括：

与所述控制驱动器1电连接的电机4，用于接收所述控制驱动器1发送的运动值，并根据所述运动值提供动力；

与所述电机4电连接的作动机构，用于根据所述运动值运动，并带动所述柔性喷管3偏转，使得所述柔性喷管3的预偏角为所述目标预偏角。

对于实现本发明的目的而言，所述作动机构的结构设计并不唯一，只要能够实现对所述柔性喷管3的偏转角度进行调整即可。本实施例中，如图2所示，所述作动机构包括：

具有空腔的壳体5，所述电机4设于所述壳体5上；

传动部6，所述传动部6的端部与所述电机4的输出轴相连，且位于所述壳体5的空腔内；

移动杆7，所述移动杆7与所述传动部6连接；所述移动杆7按照所述运动值在所述传动部6伸缩运动时，与所述传动部6产生相对位移；

安装部8，所述安装部8设于所述移动杆7的端部，与柔性喷管3的外壁连接；

所述移动杆7运动时，通过所述安装部8带动所述柔性喷管3偏转，使得所述柔性喷管3的预偏角为所述目标预偏角。

作为本实施例的具体设计方式，所述传动部6为丝杠，一端与所述电机4的输出轴相连，另一端与所述移动杆7螺纹连接；所述移动杆7为中空结构，中空结构的内壁上设有与所述传动部6配合的螺纹。其中，所述丝杠可以为滚珠丝杠，所述丝杠的长度由所述柔性喷管3的预偏角决定，并可设计一定的余量。

所述的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统，还包括减速机和/或离合器；所述减速机和/或离合器设于所述电机4与所述传动部6之间。本实施例中，所述的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统，如图6所示，可以包括减速机15与离合器16。所述电机4的输出轴与所述离合器16连接，所述离合器16与所述减速机15连接。所述离合器16可以为电控离合器，并与所述控制驱动器1电连接。

作为本实施例的可替换实现方式，如图3-4所示，包括减速机15，所述减速机15的输出轴与所述传动部6连接。

作为本实施例的优选实现方式，所述伺服作动器还包括位移传感器9，所述位移传感器9设于所述传动部6、所述移动杆7或所述壳体5上，并与所述控制驱动器1电连接；所述位移传感器9适于采集所述移动杆7或所述传动部6的位移信息。如图5所示，所述位移传感器9设于所述传动部6内部，并与所述控制驱动器1电连接；所述位移传感器9适于采集所述移动杆7或所述传动部6的位移信息。所述位移传感器9还可以设于所述移动杆7或所述壳体5上。

作为本实施例的优选实现方式，所述伺服作动器为两个，包括第一伺服作动器10和第二伺服作动器11，分别与所述控制驱动器1电连接；

第一伺服作动器10与所述柔性喷管3的中心位置的之间的连线、所述第二伺服作动器11与所述柔性喷管3的中心位置的之间的连线在同一平面上，且呈90度夹角。如图1所示，以环形的所述法兰13所在的平面为第一平面，所述第一伺服作动器10与所述法兰13之间的连接点为第一连接点，所述第一连接点与所述法兰13的中心点（圆点）相连，构成第一连线；所述第二伺服作动器11与所述法兰13之间的连接点为第二连接点，所述第二连接点与所述法兰13的中心点（圆点）相连，构成第二连线。所述第一连线、第二连线，均位于所述第一平面上，且所述第一连线、第二连线之间呈90度夹角。这样的结构设计，可以使所述柔性喷管3在第一连接点、第二连接点的位置上实现移动。

作为本实施例的具体设计方式，所述作动机构一端与所述柔性喷管3通过所述安装部8相连，另一端与所述火箭发动机2的外壁相连。所述柔性喷管3与所述火箭发动机2固定的一端为固定端，可以相对于所述火箭发动机2偏转的一端为活动端。所述第一伺服作动器10做伸缩运动时，所述活动端可以沿第一方向进行转动；所述第二伺服作动器11做伸缩运动时，所述活动端可以沿第二方向进行转动；所述第一方向与所述第二方向为垂直方向。由此，可以实现所述柔性喷管3在两个方向维度上的转动。

所述安装部8与所述柔性喷管3之间可以采用法兰13连接。所述作动机构的端部可以设置安装孔14，通过所述安装孔14与所述火箭发动机2的外壁相连。

本实施例所述的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统的工作过程可以如下：

当火箭发动机2点火，且火箭发动机2的燃烧室内的压力达到稳定后，将通过所述压力传感器12获取所述火箭发动机2的燃烧室内实际压力值，再将所述实际压力值通过遥测系统传递给箭上计算机（飞控组合），箭上计算机（飞控组合）根据所述实际压力值计算得出所述柔性喷管3的目标预偏角，然后通过传输给所述控制驱动器1，所述控制驱动器1控制所述伺服作动器动作。

具体而言，所述控制驱动器1根据获得的所述目标预偏角，解算得到所述伺服作动器的运动值，其中包括第一伺服作动器10的运动值、第二伺服作动器11的运动值，所述第一伺服作动器10、第二伺服作动器11根据相应的所述运动值分别运动，安装在所述伺服作动器上的位移传感器9将位移信息的位移反馈值传输给所述控制驱动器1形成闭环控制。

作为本实施例的具体设计方式，所述控制驱动器1根据获得的所述目标预偏角，解算得到所述伺服作动器的运动值后，可以分别给所述离合器16和所述电机4发出信号，使所述离合器16解锁，即所述传动部6可以转动，并使所述电机4转动，进而带动减速机15转动，使所述传动部6转动，所述移动杆7相对于所述传动部6产生位移，并由所述位移传感器9将所述传动部6的位移信息传递给所述控制驱动器1形成闭环控制。

通过上述闭环控制的方式，使得所述移动杆7的位移满足达到所述柔性喷管3的目标预偏角。

本实施例还提供一种火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节方法，包括：

获取目标预偏角，所述目标预偏角根据火箭发动机的燃烧室内的实时压力值计算得到的；

根据所述目标预偏角，得到伺服作动器的运动值，使得所述伺服作动器按照所述运动值运动，并带动所述柔性喷管偏转，使得所述柔性喷管的预偏角为所述目标预偏角。

作为本实施例的优选实现方式，根据火箭发动机的燃烧室内的实时压力值计算得到目标预偏角，包括采用如下公式计算目标预偏角：

Δα=a× P₁+b；

其中，Δα为目标预偏角；a为预偏角系数；P₁为火箭发动机的燃烧室内的实时压力；b为修正系数。

需要说明的是，所述预偏角系数、所述修正系数均可以通过人工调试获得。

所述的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节方法，还包括：

获取位移反馈值，所述位移反馈值为设于所述伺服作动器上的位移传感器反馈的位移信息；

根据所述位移信息，使所述伺服作动器运动至所述运动值。

本实施例所述的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节方法，具体包括：

当火箭发动机2点火，且火箭发动机2的燃烧室内的压力达到稳定后，将通过所述压力传感器12获取所述火箭发动机2的燃烧室内实际压力值，再将所述实际压力值通过遥测系统传递给箭上计算机（飞控组合），箭上计算机（飞控组合）根据所述实际压力值计算得出所述柔性喷管3的目标预偏角，然后通过传输给所述控制驱动器1，所述控制驱动器1控制所述伺服作动器动作。

作为本实施例的优选实现方式，所述控制驱动器1根据获得的所述目标预偏角，解算得到所述伺服作动器的运动值，其中包括第一伺服作动器10的运动值、第二伺服作动器11的运动值，所述第一伺服作动器10、第二伺服作动器11根据相应的所述运动值分别运动，安装在所述伺服作动器上的位移传感器9将位移信息的位移反馈值传输给所述控制驱动器1形成闭环控制。

作为本实施例的可选实现方式，所述控制驱动器1根据获得的所述目标预偏角，解算得到所述伺服作动器的运动值后，可以分别给所述离合器16和所述电机4发出信号，使所述离合器16解锁，即所述传动部6可以转动，并使所述电机4转动，进而带动减速机15转动，使所述传动部6转动，所述移动杆7相对于所述传动部6产生位移，并由所述位移传感器9将所述传动部6的位移信息传递给所述控制驱动器1形成闭环控制。

以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统，其特征在于，包括：

控制驱动器（1），用于获取目标预偏角，所述目标预偏角根据火箭发动机（2）的燃烧室内的实时压力值计算得到；

与所述控制驱动器（1）电连接的至少一个伺服作动器，至少一个所述伺服作动器与柔性喷管（3）连接，所述控制驱动器（1）根据所述目标预偏角，得到所述伺服作动器的运动值，至少一个所述伺服作动器按照所述运动值运动，并带动所述柔性喷管（3）偏转，使得所述柔性喷管（3）的预偏角为所述目标预偏角。

2.根据权利要求1所述的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统，其特征在于，所述伺服作动器包括：

与所述控制驱动器（1）电连接的电机（4），用于接收所述控制驱动器（1）发送的运动值，并根据所述运动值提供动力；

与所述电机（4）电连接的作动机构，用于根据所述运动值运动，并带动所述柔性喷管（3）偏转，使得所述柔性喷管（3）的预偏角为所述目标预偏角。

3.根据权利要求2所述的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统，其特征在于，所述作动机构包括：

具有空腔的壳体（5），所述电机（4）设于所述壳体（5）上；

传动部（6），所述传动部（6）的端部与所述电机（4）的输出轴相连，且位于所述壳体（5）的空腔内；

移动杆（7），所述移动杆（7）与所述传动部（6）连接；所述移动杆（7）按照所述运动值在所述传动部（6）伸缩运动时，与所述传动部（6）产生相对位移；

安装部（8），所述安装部（8）设于所述移动杆（7）的端部，与柔性喷管（3）的外壁连接；

所述移动杆（7）运动时，通过所述安装部（8）带动所述柔性喷管（3）偏转，使得所述柔性喷管（3）的预偏角为所述目标预偏角。

4.根据权利要求3所述的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统，其特征在于，所述传动部（6）为丝杠，一端与所述电机（4）的输出轴相连，另一端与所述移动杆（7）螺纹连接；

所述移动杆（7）为中空结构，中空结构的内壁上设有与所述传动部（6）配合的螺纹。

5.根据权利要求3所述的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统，其特征在于，还包括减速机和/或离合器；所述减速机和/或离合器设于所述电机（4）与所述传动部（6）之间。

6.根据权利要求3所述的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统，其特征在于，所述伺服作动器还包括位移传感器（9），所述位移传感器（9）设于所述传动部（6）、所述移动杆（7）或所述壳体（5）上，并与所述控制驱动器（1）电连接；所述位移传感器（9）适于采集所述移动杆（7）或所述传动部（6）的位移信息。

7.根据权利要求1所述的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节系统，其特征在于，所述伺服作动器为两个，包括第一伺服作动器（10）和第二伺服作动器（11），分别与所述控制驱动器（1）电连接；

第一伺服作动器（10）与所述柔性喷管（3）的中心位置的之间的连线、所述第二伺服作动器（11）与所述柔性喷管（3）的中心位置的之间的连线在同一平面上，且呈90度夹角。

8.一种火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节方法，其特征在于，包括：

获取目标预偏角，所述目标预偏角根据火箭发动机的燃烧室内的实时压力值计算得到的；

根据所述目标预偏角，得到伺服作动器的运动值，使得所述伺服作动器按照所述运动值运动，并带动所述柔性喷管偏转，使得所述柔性喷管的预偏角为所述目标预偏角。

9.根据权利要求8所述的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节方法，其特征在于，根据火箭发动机的燃烧室内的实时压力值计算得到目标预偏角，包括采用如下公式计算目标预偏角：

Δα=a×P₁+b；

其中，Δα为目标预偏角；a为预偏角系数；P₁为火箭发动机的燃烧室内的实时压力；b为修正系数。

10.根据权利要求8所述的火箭发动机的柔性喷管的预偏角调节方法，其特征在于，还包括：

获取位移反馈值，所述位移反馈值为设于所述伺服作动器上的位移传感器反馈的位移信息；

根据所述位移信息，使所述伺服作动器运动至所述运动值。

Images