一种确定伺服作动器长度变化的方法技术

本申请公开了一种确定伺服作动器长度变化的方法，具体包括以下步骤：在摆动中心处建立与箭体结构坐标系平行的坐标系；在坐标系中确定摆动中心与伺服作动器之间的各支点矢量；确定各支点矢量在坐标系中的坐标向量；根据各支点矢量的坐标向量确定两伺服作动器的长度变化。本申请能够根据推力矢量实时需求的两通道偏转角度指令，以及预设的悬挂几何尺寸常量，给出所需两伺服作动器的精确长度变化。

【技术实现步骤摘要】
一种确定伺服作动器长度变化的方法
本申请涉及火箭领域，具体地，涉及一种确定伺服作动器长度变化的方法。
技术介绍
推力矢量控制是一种常用的执行机构操纵方法，能够通过伺服作动器直接改变反作用推力装置(如火箭发动机、喷气式航空发动机等)工质的喷射方向，产生垂直于载具(如运载火箭、导弹及喷气式飞机等)运动方向的控制力，具有控制能力强，响应快，效率高的优点。以典型的火箭发动机摆动喷管推力矢量控制方式为例，如图1，两个通道直线伺服作动器的长度方向轴线正交，每个通道直线伺服作动器的两端通过铰链分别连接于箭体及喷管上，喷管通过万向节或具有较大扭转刚度的柔性接头或球窝铰链与发动机连接，连接点形成摆动中心。若采用柔性接头，由于发动机工作时内部压强增大，可造成喷管摆动中心的下沉运动。通过伺服控制器控制两个伺服作动器的长度变化，进而操纵喷管出口的三维指向，使喷管相对于载具呈现理想的出口方向，实现推力矢量的控制。传统的推力矢量控制方式往往采用通道间独立的线性控制，不适用于通道间牵连耦合运动较为明显的悬挂几何形式；而现有技术中的通道间牵连耦合运动较为明显的悬挂几何形式，给出的逆运动学求解方法为联立约束方程组的隐式迭代方法，存在收敛稳定性及计算量大等问题，仅在地面测试系统中应用，不适用于对计算可靠性及时间要求严苛的在线伺服控制。因此，如何能够针对推力矢量控制的逆运动学问题，确定伺服作动器长度变化是本领域人员目前急需解决的问题。
技术实现思路
本申请的目的在于提供一种确定伺服作动器长度变化的方法，能够针对推力矢量控制的逆运动学问题，确定伺服作动器长度变化。为达到上述目的，本申请提供了一种确定伺服作动器长度变化的方法，具体包括以下步骤：在摆动中心处建立与箭体结构坐标系平行的坐标系；在坐标系中确定摆动中心与伺服作动器之间的各支点矢量；确定各支点矢量在坐标系中的坐标向量；根据各支点矢量的坐标向量确定两伺服作动器的长度变化。如上的，其中，坐标系中的任意矢量的坐标向量记为r，r＝[rxryrz]T，其中rx表示在坐标系的X轴中的坐标，ry表示在坐标系的Y轴上的坐标，rz表示在坐标系的Z轴上的坐标，T表示矩阵的转置。如上的，其中伺服作动器包括俯仰伺服作动器和偏航伺服作动器。如上的，其中俯仰伺服作动器与箭体结构铰接的上支点定义为A1，与喷管铰接的下支点定义为B1；偏航伺服作动器与箭体结构铰接的上支点定义为A2，与喷管铰接的下支点定义为B2；各支点矢量包括：摆动中心到上支点A1、A2的上支点矢量、摆动中心到下支点B1、B2的下支点矢量；其中上支点矢量rE1、上支点矢量rE2、下支点矢量rR1以及下支点矢量rR2在坐标系中的坐标向量具体表示为：其中，xp为发动机工作时摆动中心的下沉量，可以表示为工作压强P的函数，其中xp＝f(P)；H为xp＝0时摆动中心到上支点A1或上支点A2的正X轴方向距离；E为摆动中心到上支点A1的的负Y轴方向距离，或摆动中心O到上支点A2的负Z轴方向距离；R为摆动中心O到下支点B1的负Y轴距离，或摆动中心O到下支点B2的负Z轴距离；L为摆动中心O到下支点B1或下支点B2的正X轴方向距离，均为与喷管悬挂几何相关的常数。如上的，其中根据各支点矢量的坐标向量确定两伺服作动器长度变化具体包括以下子步骤：确定合成摆角；根据合成摆角确定喷管中心轴的单位矢量在坐标系中的坐标向量；根据喷管中心轴的单位矢量在坐标系中的坐标向量，确定沿合成转轴方向的单位矢量值；根据合成转轴上的单位矢量值确定两伺服作动器长度指令长度变化。如上的，其中合成摆角Φ具体表示为：其中δ1，δ2为伺服作动器两通道的摆角。如上的，其中，喷管中心轴的单位矢量包括喷管中心轴摆动前和摆动后的单位矢量，摆动前位于零位处、摆动后喷管中心轴的单位矢量u和u′在坐标系中的坐标向量具体分别表示为：其中，Φ为合成摆角，δ1，δ2为两通道的摆角。如上的，其中合成转轴上的单位矢量值具体表示为：其中，u和u′分别为摆动前位于零位处、摆动后喷管中心轴的单位矢量。如上的，其中在确定两伺服作动器长度变化之前，还包括，计算摆角δ1，δ2为某一值时，摆动中心O到下支点B1、B2的下支点矢量的具体值；其中摆动中心O到下支点B1、B2的下支点矢量的具体值表示为：其中rR1为摆角δ1，δ2均为零时的摆动中心O到下支点B1的下支点矢量，rR2为摆角δ1，δ2均为零时的摆动中心O到下支点B2的下支点矢量，为沿合成转轴方向的单位矢量值，Φ为合成摆角。如上的，其中两伺服作动器长度变化xr1、xr2具体表示为：其中，r′R1、r′R2分别为摆角δ1，δ2为某一值时，摆动中心O到下支点B1、B2的下支点矢量的具体值。rE1为摆动中心O到上支点A1的上支点矢量的坐标向量，rE2为摆动中心O到上支点A2的上支点矢量的坐标向量。本申请的有益效果是：本申请能够根据推力矢量实时需求的两通道偏转角度指令，以及预设的悬挂几何尺寸常量(并可以考虑预测推力装置增压后的下沉量)，完全通过有限步骤的正向计算给出所需两伺服作动器的精确长度变化。附图说明为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1是现有技术中摆动喷管的示意图；图2A是根据本申请实施例提供的俯仰通道作动器的平面结构约束关系示意图；图2B是根据本申请实施例提供的偏航通道作动器的平面结构约束关系示意图；图3是根据本申请实施例提供的两通道作动器同时驱动摆动喷管示意图(仅示出俯仰通道作动器)；图4是根据本申请实施例提供的确定伺服作动器长度变化的方法流程图。具体实施方式下面结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。本申请涉及一种确定伺服作动器长度变化的方法。根据本申请，能够根据推力矢量实时需求的两通道摆角指令，以及预设的悬挂几何尺寸常量，完全正向计算给出所需两伺服作动器的精确长度变化。其中由图1可知，俯仰通道作动器和偏航通道作动器的一端均与喷管连接且在零位时处在两个相互垂直的平面内。请参见图2，其中图2A为俯仰通道作动器的平面结构约束关系示意图，图2B是根据本申请实施例提供的偏航通道作动器的平面结构约束关系示意图。请继续参见图2，其中图2A和图2B中的喷管与发动机连接，连接点形成摆动中心O。在图2A中，俯仰通道作动器的两端分别与箭体和喷管铰接，其中与箭体的铰接点为上支点A1，与喷管的铰接点为下支点B1。在图2B中，偏航通道作动器与箭体结构的铰接点为上支点A2，与喷管的铰接点为下支点B2。...

【技术保护点】
1.一种确定伺服作动器长度变化的方法，其特征在于，具体包括以下步骤：/n在摆动中心处建立与箭体结构坐标系平行的坐标系；/n在坐标系中确定摆动中心与伺服作动器之间的各支点矢量；/n确定各支点矢量在坐标系中的坐标向量；/n根据各支点矢量的坐标向量确定两伺服作动器的长度变化。/n

【技术特征摘要】
1.一种确定伺服作动器长度变化的方法，其特征在于，具体包括以下步骤：
在摆动中心处建立与箭体结构坐标系平行的坐标系；
在坐标系中确定摆动中心与伺服作动器之间的各支点矢量；
确定各支点矢量在坐标系中的坐标向量；
根据各支点矢量的坐标向量确定两伺服作动器的长度变化。


2.如权利要求1所述的确定伺服作动器长度变化的方法，其特征在于，其中坐标系中的任意矢量的坐标向量记为r，r＝[rxryrz]T，其中rx表示在坐标系的X轴中的坐标，ry表示在坐标系的Y轴上的坐标，rz表示在坐标系的Z轴上的坐标，T表示矩阵的转置。


3.权利要求2所述的确定伺服作动器长度变化的方法，其特征在于，伺服作动器包括俯仰伺服作动器和偏航伺服作动器。


4.如权利要求3所述的确定伺服作动器长度变化的方法，其特征在于，俯仰伺服作动器与箭体结构铰接的上支点定义为A1，与喷管铰接的下支点定义为B1；偏航伺服作动器与箭体结构铰接的上支点定义为A2，与喷管铰接的下支点定义为B2；
各支点矢量包括：摆动中心到上支点A1、A2的上支点矢量、摆动中心到下支点B1、B2的下支点矢量；
其中上支点矢量rE1、上支点矢量rE2、下支点矢量rR1以及下支点矢量rR2在坐标系中的坐标向量具体表示为：






其中，xp为发动机工作时摆动中心的下沉量，可以表示为工作压强P的函数，其中xp＝f(P)；H为xp＝0时摆动中心到上支点A1或上支点A2的正X轴方向距离；E为摆动中心到上支点A1的的负Y轴方向距离，或摆动中心O到上支点A2的负Z轴方向距离；R为摆动中心O到下支点B1的负Y轴距离，或摆动中心O到下支点B2的负Z轴距离；L为摆动中心o到下支点B1或下支点B2的正X轴方向距离，均为与喷管悬挂几何相关的常数。


5.如权利要求4所述的确定伺服作动器长度变化的方法，其特征在于，根据各支点矢量的坐标向量确定两伺服作动器长度变化具体包括以下子步骤：
确定合成摆角；
根据合成摆角确定喷管中心轴的单位矢量在坐...

【专利技术属性】
技术研发人员：马玉海，吴炜平，廉洁，张霞，刘凯，袁春贵，杨毅强，
申请(专利权)人：北京中科宇航技术有限公司，
类型：发明
国别省市：北京;11