向 擺動均消耗一定的油液。同時，伺服作動器的往復運動行程又與火箭發(fā)動機的擺動總角度 近似成正比關系，因此定義"在規(guī)定的飛行任務時間t內，任意一臺伺服作動器相鄰控制周 期dt擺動角度變化量絕對值的累加和為完成該飛行任務該作動器的任務擺角Sk" ：
[0048]
( 1 )
[0049]其中考慮推力偏差、外界干擾，采用常規(guī)仿真軟件模擬火箭飛行彈道，模 擬火箭飛行過程中所受力及力矩，獲得預定飛行彈道下的火箭飛行狀態(tài)，包含火箭的速度、 高度、姿態(tài)角、角速度等，同時記錄保證火箭在預定的飛行彈道飛行時，每臺伺服作動器推 動發(fā)動機噴管在不同時刻的擺動的角度，即噴管的軸線與火箭軸線的夾角，（在初始狀態(tài)， 噴管的軸線與火箭軸線重合），獲得飛行擺角隨時間變化的曲線，該曲線參見附圖2,通過 該曲線獲得伺服作動器某一時刻的擺動角度9n。計算獲得伺服作動器任務擺角Sk的曲線 參見附圖3。
[0050] 系統(tǒng)各伺服作動器的靜耗量總和q已知，總工作時間t已知，能夠確定系統(tǒng)的蓄油 量。伺服系統(tǒng)蓄油量可表示為：
[0051]
C2)
[0052] V--蓄油量，1 ;
[0053] lk--第k臺伺服作動器正負向總行程，cm;
[0054] Ak一一第k臺伺服作動器面積，cm2;
[0055] 8k--第k臺伺服作動器等效單向最大擺角，deg;
[0056] Sk一一第k臺作動器飛行剖面內的任務擺角，deg;
[0057] q--伺服系統(tǒng)靜耗量之和，1/min;
[0058] t--伺服系統(tǒng)工作時間，min;
[0059] m一一為伺服系統(tǒng)中配置的伺服作動器個數(shù)；
[0060] 其中，伺服作動器正負向總行程lk，伺服作動器面積Ak伺服作動器等效單向最大 擺角s,及靜耗量q均為伺服作動器及其配套伺服閥的設計指標，屬產(chǎn)品的固有特性，對于 既定的產(chǎn)品上述各參數(shù)數(shù)值是確定的。
[0061] 擺動角度0n的獲取方式具體為：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 仿真獲得每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伺服作動器的擺動角度0n，通過公式（1)計算獲得四組任務 擺角sk，選取最大的一組任務擺角計算獲得伺服系統(tǒng)蓄油量V。伺服系統(tǒng)油箱設計時即要 考慮承裝的油液總量不得少于該任務下所計算得到的蓄油量，又要考慮滿足飛行重量。
[0062] 本發(fā)明給出了運載火箭飛行任務擺角的確定方法以及配套擠壓式伺服系統(tǒng)蓄油 量的確定方法，并成功應用于固體運載火箭上。
[0063] 在不背離本發(fā)明精神及其實質的情況下，熟悉本領域的技術人員當可根據(jù)本發(fā)明 作出各種相應的改變和變形，但這些相應的改變和變形都應屬于本發(fā)明所附的權利要求的 保護范圍。
[0064] 本發(fā)明說明書中未作詳細描述的內容屬于本領域專業(yè)技術人員的公知技術。
【主權項】
1. 一種運載火箭用擠壓式伺服系統(tǒng)蓄油量的確定方法，其特征在于包括以下步驟： (1) 獲取規(guī)定的飛行任務時間段T內，m臺伺服作動器的擺動角度0n隨時間t變化的 曲線； (2) 計算在規(guī)定的飛行任務時間段T內，第k臺伺服作動器控制周期dt內擺動角度變 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:⑴ 其中^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at dt后的擺動角度； (3) 計算伺服系統(tǒng)蓄油量，伺服系統(tǒng)蓄油量V表示為：(" lk一一第k臺伺服作動器正負向總行程； Ak一一第k臺伺服作動器面積； 8k 一一第k臺伺服作動器等效單向最大擺角； Sk一一第k臺作動器飛行剖面內的任務擺角； q--伺服系統(tǒng)靜耗量之和； t一一伺服系統(tǒng)工作時間；m一一為伺服系統(tǒng)中配置的伺服作動器的個數(shù)。2. 根據(jù)權利要求1所述方法，其特征在于所述步驟（1)中擺動角度0 n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0 n。3. -種運載火箭用擠壓式伺服系統(tǒng)蓄油量的確定方法，其特征在于包括以下步驟： (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，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9 n; (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，第 k臺伺服作動器控制周期dt內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:⑴ 其中9。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； 通過公式（1)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; (3)伺服系統(tǒng)蓄油量V表示為：(2 ) lk一一第k臺伺服作動器正負向總行程； Ak一一第k臺伺服作動器面積； 8k 一一第k臺伺服作動器等效單向最大擺角； q--伺服系統(tǒng)靜耗量之和； t一一伺服系統(tǒng)工作時間；m一一為伺服系統(tǒng)中配置的伺服作動器的個數(shù)。
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種運載火箭用擠壓式伺服系統(tǒng)蓄油量的確定方法，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。創(chuàng)造性地定義了“在規(guī)定的飛行任務時間t內，任意一臺伺服作動器相鄰控制周期dt擺動角度變化量絕對值的累加和為完成該飛行任務該作動器的任務擺角Sk”，利用任務擺角Sk計算伺服系統(tǒng)蓄油量。該蓄油量確定方法成功應用于固體運載火箭上，有效、準確地控制了火箭飛行重量。
【IPC分類】G06F17/50
【公開號】CN105022861
【申請?zhí)枴緾N201510319935
【發(fā)明人】陳安平, 鄧濤, 彭昆雅, 李俊巖, 李冬, 成兆義, 高健, 倪永健, 陳海波
【申請人】北京精密機電控制設備研究所, 中國運載火箭技術研究院
【公開日】2015年11月4日
【申請日】2015年6月11日