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本文档来自技高网...

【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