一種運載火箭用擠壓式伺服系統(tǒng)蓄油量的確定方法
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種用于大型固體火箭推力矢量控制系統(tǒng)中的航天伺服系統(tǒng)參數(shù)設 計領域。
【背景技術】
[0002] 擠壓式伺服系統(tǒng)具有能源介質(zhì)一次性做功的"開放式"特點，固體運載火箭上研發(fā) 的大功率冷氣擠壓式伺服系統(tǒng)尚屬國內(nèi)首次應用。
[0003] 現(xiàn)有的箭上伺服系統(tǒng)均采用栗式能源，能源介質(zhì)可以循環(huán)使用，能源蓄油量主要 考慮溫度影響，對飛行成敗不具有成敗影響。而擠壓式伺服系統(tǒng)油箱為高壓開式油箱，油液 不能循環(huán)使用；另外，受到航天運載器對重量的控制需求，火箭飛行過程中并不能攜帶過多 的油液，因此，擠壓式伺服系統(tǒng)油箱蓄油量的確定是伺服系統(tǒng)設計中至關重要的參數(shù)，而傳 統(tǒng)的栗式能源伺服系統(tǒng)并沒有相關解決方案。因此需要尋求較為精確的油箱蓄油量的確定 方法。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術的不足，提供一種運載火箭用擠壓式伺服系統(tǒng)蓄 油量的確定方法，包括以下步驟：
[0005] (1)獲取規(guī)定的飛行任務時間段T內(nèi)，m臺伺服作動器的擺動角度0n隨時間t變 化的曲線；
[0006] (2)計算在規(guī)定的飛行任務時間段T內(nèi)，第k臺伺服作動器控制周期dt內(nèi)擺動角 度變化量絕對值的累加和，即完成飛行任務時該作動器的任務擺角Sk:
[0007]
( 1 )
[0008] 其中0"為伺服作動器某一時刻的擺動角度，0 n+1為所述某一時刻經(jīng)控制 周期dt后的擺動角度；
[0009] (3)計算伺服系統(tǒng)蓄油量，伺服系統(tǒng)蓄油量V表示為：
[0010]
( 2 3
[0011] lk一一第k臺伺服作動器正負向總行程；
[0012] Ak一一第k臺伺服作動器面積；
[0013] 8k一一第k臺伺服作動器等效單向最大擺角；
[0014]q--伺服系統(tǒng)靜耗量之和；
[0015]t--伺服系統(tǒng)工作時間；
[0016]m一一為伺服系統(tǒng)中配置的伺服作動器的個數(shù)。
[0017] 其中，步驟（1)中擺動角度0 "的獲取方式具體為：在考慮推力偏差、外界干擾影 響的情況下，通過飛行彈道仿真獲得每臺伺服作動器推動其發(fā)動機噴管擺動的角度，獲得 飛行擺角曲線，通過該曲線獲得伺服作動器某一時刻的擺動角度9n。
[0018] 同時一種運載火箭用擠壓式伺服系統(tǒng)蓄油量的確定方法，包括以下步驟：
[0019] (1)在發(fā)動機推力處于上偏差且外界干擾處于上偏差、發(fā)動機推力處于上偏差且 外界干擾處于下偏差、發(fā)動機推力處于下偏差且外界干擾處于上偏差、發(fā)動機推力處于下 偏差且外界干擾處于下偏差，四種情況下，分別通過飛行彈道仿真獲得m臺伺服作動器推 動其發(fā)動機噴管擺動的角度，分別獲得四組飛行擺角曲線，通過四組飛行擺角曲線分別獲 得四組伺服作動器的擺動角度0 n;
[0020] (2)針對四組伺服作動器的擺動角度0n，分別計算在規(guī)定的飛行任務時間段T 內(nèi)，第k臺伺服作動器控制周期dt內(nèi)擺動角度變化量絕對值的累加和，即完成飛行任務時 該作動器的任務擺角Sk:
[0021]
(.1.)
[0022] 其中y:，Q"為伺服作動器某一時刻的擺動角度，Qn+1為所述某一時刻經(jīng)控制 (U 周期dt后的擺動角度；
[0023] 通過公式⑴計算獲得四組任務擺角，選取最大的一組任務擺角Sk _計算獲得伺 服系統(tǒng)蓄油量V;
[0024] (3)伺服系統(tǒng)蓄油量V表示為：
[0025]
( 2；).
[0026] lk一一第k臺伺服作動器正負向總行程；
[0027] Ak一一第k臺伺服作動器面積；
[0028] 8k--第k臺伺服作動器等效單向最大擺角；
[0029]Sk _-一第k臺作動器飛行剖面內(nèi)的任務擺角；
[0030] q--伺服系統(tǒng)靜耗量之和；
[0031]t--伺服系統(tǒng)工作時間；
[0032] m一一為伺服系統(tǒng)中配置的伺服作動器的個數(shù)。
[0033] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比具有如下優(yōu)點：
[0034] (1)在考慮各種偏差因素下，通過仿真獲得各伺服作動器的擺角曲線，計算作動器 的任務擺角Sk，獲得蓄油量V，計算精確。
[0035] (2)綜合考慮各種偏差因素，計算四組作動器的任務擺角，從中選出最大值保證了 全箭所需的用油量計算值的偏差最小。
[0036]
[0037] (3)有效控制了火箭飛行重量，在滿足飛行重量要求的前提下保證飛行任務中全 箭所需的油量。
【附圖說明】
[0038] 圖1是本發(fā)明擠壓式伺服系統(tǒng)的結構圖；
[0039] 圖2是本發(fā)明伺服作動器擺動角度0n的仿真曲線；
[0040] 圖3是本發(fā)明伺服作動器任務擺角&的曲線。
【具體實施方式】
[0041] 參見附圖1，擠壓式伺服系統(tǒng)主要由2臺伺服作動器1、2臺滾控伺服作動器2、1臺 伺服高壓氦氣源3、擠壓式油箱4、伺服閥控制器5及2只角位移傳感器測量裝置6構成1 套擠壓式伺服伺服系統(tǒng)。
[0042] 伺服作動器是集液壓、機械、電子、電磁及反饋控制技術于一身，將控制指令在伺 服作動器內(nèi)部經(jīng)指令電流-電磁力矩-液壓功率放大-機械位移等輸出轉換，通過擺動發(fā) 動機噴管，主發(fā)動機噴管7和滾控發(fā)動機8噴管，改變發(fā)動機的推力矢量方向，從而改變運 載火箭的飛行姿態(tài)。
[0043] 由于液壓系統(tǒng)伺服閥無法實現(xiàn)絕對密封，因此擠壓式伺服系統(tǒng)工作過程中存在內(nèi) 泄漏量，使伺服系統(tǒng)的高壓液壓油未進行做功輸出而通過伺服閥泄漏至低壓回路，該內(nèi)泄 漏量即為伺服閥靜耗量。
[0044] 下面結合附圖和【具體實施方式】對本發(fā)明作進一步的詳細描述：
[0045] 在電液伺服作動器技術參數(shù)確定的前提下，伺服系統(tǒng)耗油量主要受到作動器往復 運動行程和伺服閥靜耗量兩個因素影響，其中作動器往復行程又正比于該作動器驅動方向 噴管的擺動角度，因此用作動器擺動角度表征。
[0046] 其中，往復運動行程占主要因素，靜耗量占次要因素；且靜耗量近似為一個已知的 定量，在產(chǎn)品指標確定的前提下，由于靜耗量導致的油液消耗與工作時間成正比。因此在考 慮靜耗量對油箱蓄油量影響的前提下，給出了擠壓式伺服系統(tǒng)蓄油量的確定方法。
[0047] 伺服作動器消耗掉的油液與活塞面積和往復運動的總行程成正比，且無論正負