一种运载火箭伺服机构线性平滑归零方法技术

一种运载火箭伺服机构线性平滑归零方法，首先确定各个伺服机构的开始线性归零时刻，然后确定各个伺服机构的线性归零时刻、线性归零时间，最后计算得到各个伺服机构伺服归零系数，进而得到修正后伺服机构发动机摆动的角度，完成伺服机构线性平滑归零。本发明专利技术实现方式简单，易于推广，通过伺服机构线性归零，可以有效减少级间分离时段(如助推器分离、一级分离)的火箭姿态偏差，为下一飞行段的姿态控制提供较好的初始姿态条件，可广泛用于各种飞行器的转级、转段控制，具有很好的使用价值。

A linear smoothing zeroing method for servo mechanism of launch vehicle

The linear return zero method of the launch vehicle servo mechanism is first determined by determining the starting linear zero time of each servo mechanism, and then determining the linear zero time and linear zero time of each servo mechanism. Finally, the servo return zero coefficient of each servo mechanism is calculated, and then the engine swinging of the revised servo mechanism is obtained. The servo system is linear smooth to zero. The invention is simple in realization and easy to be popularized. By linear return to zero of servo mechanism, it can effectively reduce the attitude deviation of interstage separation period (such as booster separation and first stage separation). It provides better initial attitude conditions for the attitude control of the next flight section, and can be widely used in the rotation and section control of various aircraft. It has a good use value.

【技术实现步骤摘要】
一种运载火箭伺服机构线性平滑归零方法
本专利技术提出一种运载火箭伺服机构线性平滑归零方法，涉及归零开始和结束时间点的确定，以及归零段伺服机构指令的计算公式。
技术介绍
传统捆绑助推器的火箭，助推器发动机不能够摇摆，只提供推力，不参与火箭姿态控制，不提供控制力，因此在助推器分离时无需进行助推器伺服机构归零处理。而新一代火箭，助推器发动机能够摇摆，并参与火箭姿态控制，提供推力的同时还提供控制力。为保证火箭飞行过程中助推器安全分离，需要在分离前将助推器发动机摆回到零位，即对推动发动机摆动的助推器伺服机构执行归零处理。另外，传统火箭在一级分离、二级分离等转级转段过程中，不进行发动机归零处理，或者采用直接归零的方式，即在转级、转段时直接给伺服机构发送零指令。这种方式有两个缺点，一是直接归零属于阶跃信号，会对火箭姿态产生干扰，二是对于发动机引流的伺服机构，在分离前由于发动机流量太小而不能摆动，无法完成伺服归零。因此需要提出一种新的伺服机构归零方法，在发动机关机之后、助推器分离或一、二级分离之前，完成伺服机构归零动作，并有效减少伺服归零带来的飞行器姿态干扰。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种运载火箭伺服机构线性平滑归零方法，其特征在于包括如下步骤：(1)确定第i个伺服机构的开始线性归零时刻tgi_b；其中，i为正整数；(2)确定第i个伺服机构的线性归零时刻tgi_end、线性归零时间ti；(3)计算得到第i个伺服机构伺服归零系数，进而得到修正后第i个伺服机构发动机摆动的角度。

【技术特征摘要】
1.一种运载火箭伺服机构线性平滑归零方法，其特征在于包括如下步骤：(1)确定第i个伺服机构的开始线性归零时刻tgi_b；其中，i为正整数；(2)确定第i个伺服机构的线性归零时刻tgi_end、线性归零时间ti；(3)计算得到第i个伺服机构伺服归零系数，进而得到修正后第i个伺服机构发动机摆动的角度。2.根据权利要求1所述的一种运载火箭伺服机构线性平滑归零方法，其特征在于：所述的伺服机构开始线性归零的时刻tgi_b为当发动机的推力下降到额定推力的30％对应的时刻。3.根据权利要求1或2所述的一种运载火箭伺服机构线性平滑归零方法，其特征在于：所述的得到伺服机构开始线性归零的时刻tgi_b为通过发动机试车试验确定。4.根据权利要求1或2所述的一种运载火箭伺服机构线性平滑归零方法，其特征在于：所述的线性归零时刻tgi_e...

【专利技术属性】
技术研发人员：张宇，王辉，冯昊，李学峰，苏磊，尚腾，徐帆，
申请(专利权)人：北京航天自动控制研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11