火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿方法和装置与流程

本发明涉及火箭的姿态控制技术领域，特别涉及一种火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿方法和装置。

背景技术：

火箭起飞时常会受到各种因素的干扰，包括火箭重心偏离弹体纵轴、发动机推力不均衡、重力转弯、侧风等。运载火箭的发动机安装在机架上，发动机点火后，在推力的作用下发动机安装机架不可避免的产生变形，机架变形角会给火箭姿态控制带来干扰，致使火箭姿态角偏差增大，降低了对火箭的姿态控制精确度。若火箭在起飞时姿态严重偏离预定的姿态，以较大的倾角飞行，最终会造成火箭的飞行高度大打折扣，火箭落点离发射点较远。因此，对火箭的姿态控制至关重要。

技术实现要素：

本发明的实施例提供一种火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿方法和装置，用以提高对火箭的姿态控制精确度。

为达到上述目的，本发明的实施例采用如下技术方案：

第一方面，本发明实施例提供一种火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿方法，包括：

确定火箭起飞过程中的第一时间参数、第二时间参数；所述第一时间参数为：以发动机点火时刻为起始时间点，将发动机点火后的推力上升到额定推力的90％时所用的时间；所述第二时间参数为：以发动机关机时刻为起始时间点，将发动机关机后的推力下降到额定推力的10％时所用的时间；

确定火箭起飞过程中发动机的机架变形角度；

根据发动机的机架变形角度确定发动机的机架变形角补偿角度；

以发动机点火时刻为起始时间零点，根据发动机的关机时间，以及确定的第一时间参数、第二时间参数和发动机的机架变形角补偿角度，计算火箭飞行过程中对火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿角度；

将计算出的预偏角线性补偿角度通过伺服机构控制指令执行。

在第一方面的第一种可能的实现方式中，所述以发动机点火时刻为起始时间零点，根据发动机的关机时间，以及确定的第一时间参数、第二时间参数和发动机的机架变形角补偿角度，计算火箭飞行过程中对火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿角度，计算公式为：

式中，t1为第一时间参数，t2为第二时间参数，δ0为发动机的机架变形角补偿角度，以发动机点火时刻为起始时间零点，t为火箭飞行过程中的时间变量，tk为发动机的关机时间，δbc为火箭飞行过程中对火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿角度。

结合第一方面或第一方面的第一种可能的实现方式，在第二种可能的实现方式中，所述将计算出的预偏角线性补偿角度通过伺服机构控制指令执行，包括：

对各个伺服机构设备的控制指令进行更新，更新计算公式为：

δi_bc＝δi±δbc

式中，i为伺服机构设备的编号变量，δi为第i台伺服机构设备的原控制指令，δbc为火箭飞行过程中对火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿角度，δi_bc为第i台伺服机构设备更新后的控制指令，式中取加号还是减号根据伺服机构设备的安装方式确定；

将更新后的伺服机构设备的控制指令发送给对应的伺服机构设备执行。

在第一方面的第三种可能的实现方式中，所述确定火箭起飞过程中的第一时间参数和第二时间参数，具体为：通过发动机试车试验确定火箭起飞过程中的第一时间参数和第二时间参数；

所述确定火箭起飞过程中发动机的机架变形角度，具体为：通过发动机试车试验确定火箭起飞过程中发动机的机架变形角度。

结合第一方面或第一方面的第一种可能的实现方式或第一方面的第二种可能的实现方式或第一方面的第三种可能的实现方式，在第四种可能的实现方式中，所述根据发动机的机架变形角度确定发动机的机架变形角补偿角度，具体为：令发动机的机架变形角补偿角度为发动机的机架变形角度的一半。

第二方面，本发明实施例提供一种火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿装置，包括：

参数确定模块，用于确定火箭起飞过程中的第一时间参数、第二时间参数；所述第一时间参数为：以发动机点火时刻为起始时间点，将发动机点火后的推力上升到额定推力的90％时所用的时间；所述第二时间参数为：以发动机关机时刻为起始时间点，将发动机关机后的推力下降到额定推力的10％时所用的时间；

所述参数确定模块还用于确定火箭起飞过程中发动机的机架变形角度；

所述参数确定模块还用于根据发动机的机架变形角度确定发动机的机架变形角补偿角度；

计算模块，用于以发动机点火时刻为起始时间零点，根据发动机的关机时间，以及确定的第一时间参数、第二时间参数和发动机的机架变形角补偿角度，计算火箭飞行过程中对火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿角度；

控制指令执行模块，用于将计算出的预偏角线性补偿角度通过伺服机构控制指令执行。

在第二方面的第一种可能的实现方式中，计算模块以发动机点火时刻为起始时间零点，根据发动机的关机时间，以及确定的第一时间参数、第二时间参数和发动机的机架变形角补偿角度，计算火箭飞行过程中对火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿角度，计算公式为：

式中，t1为第一时间参数，t2为第二时间参数，δ0为发动机的机架变形角补偿角度，以发动机点火时刻为起始时间零点，t为火箭飞行过程中的时间变量，tk为发动机的关机时间，δbc为火箭飞行过程中对火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿角度。

结合第二方面或第二方面的第一种可能的实现方式，在第二种可能的实现方式中，控制指令执行模块将计算出的预偏角线性补偿角度通过伺服机构控制指令执行，包括：

对各个伺服机构设备的控制指令进行更新，更新计算公式为：

δi_bc＝δi±δbc

式中，i为伺服机构设备的编号变量，δi为第i台伺服机构设备的原控制指令，δbc为火箭飞行过程中对火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿角度，δi_bc为第i台伺服机构设备更新后的控制指令，式中取加号还是减号根据伺服机构设备的安装方式确定；

将更新后的伺服机构设备的控制指令发送给对应的伺服机构设备执行。

在第二方面的第三种可能的实现方式中，参数确定模块确定火箭起飞过程中的第一时间参数和第二时间参数，具体为：通过发动机试车试验确定火箭起飞过程中的第一时间参数和第二时间参数；

参数确定模块确定火箭起飞过程中发动机的机架变形角度，具体为：通过发动机试车试验确定火箭起飞过程中发动机的机架变形角度。

结合第二方面或第二方面的第一种可能的实现方式或第二方面的第二种可能的实现方式或第二方面的第三种可能的实现方式，在第四种可能的实现方式中，控制指令执行模块根据发动机的机架变形角度确定发动机的机架变形角补偿角度，具体为：令发动机的机架变形角补偿角度为发动机的机架变形角度的一半。

本发明实施例提供的技术方案，首先确定火箭起飞过程中的第一时间参数、第二时间参数；第一时间参数为：以发动机点火时刻为起始时间点，将发动机点火后的推力上升到额定推力的90％时所用的时间；第二时间参数为：以发动机关机时刻为起始时间点，将发动机关机后的推力下降到额定推力的10％时所用的时间；再确定火箭起飞过程中发动机的机架变形角度，并根据发动机的机架变形角度确定发动机的机架变形角补偿角度；进而以发动机点火时刻为起始时间零点，根据发动机的关机时间，以及确定的第一时间参数、第二时间参数和发动机的机架变形角补偿角度，计算火箭飞行过程中对火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿角度；最后将计算出的预偏角线性补偿角度通过伺服机构控制指令执行，实现了对火箭的姿态控制精确度的有效提高。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例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发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿方法的流程图；

图2为本发明的一个应用实施例中发动机机架变形角的预偏角线性补偿曲线示意图；

图3为本发明实施例提供的火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿装置的结构示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

为提高对火箭的姿态控制精确度，尤其是在起飞段保证火箭安全飞出发射塔，本申请采用机架变形角主动补偿技术，可通过在伺服机构指令上叠加一个补偿角度来减少发动机机架变形角引起的火箭姿态偏差。图1为本发明实施例提供的火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿方法的流程图，该方法可以由补偿装置来执行，该补偿装置可以通过软件方式实现，配置于伺服机构设备中。如图1所示，本实施例的方法可以包括以下内容。

s101、确定火箭起飞过程中的第一时间参数、第二时间参数；第一时间参数为：以发动机点火时刻为起始时间点，将发动机点火后的推力上升到额定推力的90％时所用的时间；第二时间参数为：以发动机关机时刻为起始时间点，将发动机关机后的推力下降到额定推力的10％时所用的时间。

在具体应用中，可以通过发动机试车试验确定火箭起飞过程中的第一时间参数和第二时间参数。

s102、确定火箭起飞过程中发动机的机架变形角度。

在具体应用中，可以通过发动机试车试验确定火箭起飞过程中发动机的机架变形角度。

s103、根据发动机的机架变形角度确定发动机的机架变形角补偿角度。

在具体应用中，通常令发动机的机架变形角补偿角度为发动机的机架变形角度的一半。

s104、以发动机点火时刻为起始时间零点，根据发动机的关机时间，以及确定的第一时间参数、第二时间参数和发动机的机架变形角补偿角度，计算火箭飞行过程中对火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿角度。

优选的计算公式为：

式中，t1为第一时间参数，t2为第二时间参数，δ0为发动机的机架变形角补偿角度，以发动机点火时刻为起始时间零点，t为火箭飞行过程中的时间变量，tk为发动机的关机时间，δbc为火箭飞行过程中对火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿角度。

s105、将计算出的预偏角线性补偿角度通过伺服机构控制指令执行。

具体的，首先对各个伺服机构设备的控制指令进行更新，更新计算公式为：

δi_bc＝δi±δbc

式中，i为伺服机构设备的编号变量，δi为第i台伺服机构设备的原控制指令，δbc为火箭飞行过程中对火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿角度，δi_bc为第i台伺服机构设备更新后的控制指令，式中取加号还是减号根据伺服机构设备的安装方式确定；

然后将更新后的伺服机构设备的控制指令发送给对应的伺服机构设备执行。

本发明实施例提供的技术方案，首先确定火箭起飞过程中的第一时间参数、第二时间参数；第一时间参数为：以发动机点火时刻为起始时间点，将发动机点火后的推力上升到额定推力的90％时所用的时间；第二时间参数为：以发动机关机时刻为起始时间点，将发动机关机后的推力下降到额定推力的10％时所用的时间；再确定火箭起飞过程中发动机的机架变形角度，并根据发动机的机架变形角度确定发动机的机架变形角补偿角度；进而以发动机点火时刻为起始时间零点，根据发动机的关机时间，以及确定的第一时间参数、第二时间参数和发动机的机架变形角补偿角度，计算火箭飞行过程中对火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿角度；最后将计算出的预偏角线性补偿角度通过伺服机构控制指令执行，最终实现了对火箭的姿态控制精确度的有效提高。另外，本发明实施例提供的技术方案，步骤简单清晰，易于实现，可有效减少运载火箭飞行过程中由发动机机架变形角引起的姿态偏差，进而有效减少火箭起飞段的起飞漂移量，确保火箭的安全起飞。

图2为本发明的一个应用实施例中发动机机架变形角的预偏角线性补偿曲线示意图。参考图2所示，该应用实施例的实施步骤如下：

(1)、确定时间参数t1和t2，t1为发动机点火后的推力上升到额定推力的90％对应的时间；tk为发动机关机时刻，t2为发动机关机后额定推力下降到10％对应的时间，可以通过发动机试车试验确定时间参数t1和t2；

(2)、确定发动机的机架变形角度δbx和机架变形角补偿角度δ0，通过发动机试车试验，可以测出机架变形角度δbx，令

(3)、基于预偏角线性补偿方法计算火箭飞行过程中的预偏角线性控制补偿角度，所述补偿角度通过伺服机构控制指令执行。具体计算公式为：火箭飞行中的伺服指令计算：

其中：δbc为伺服机构补偿角度；tk为发动机关机的时间；t1和t2为伺服机架变形角补偿时间参数。

图2说明了发动机机架变形角补偿的流程，δbc随时间的变化规律，以发动机点火时刻为0秒，tk为发动机关机时刻，tk+t2时刻机架变形角补偿结束。

(4)、按照公式

δi_bc＝δi±δbci＝1,2,3,4

分别计算出4台伺服机构的控制指令δ1_bc、δ2_bc、δ3_bc、δ4_bc，同时将控制指令输出给伺服机构，公式中取加号还是减号由伺服机构的安装方式决定，补偿后为减少机架变形角的方向。

本实施例中，当发动机点火后，在发动机推力作用下发动机安装机架产生变形角,此时通过在伺服机构控制指令中加入补偿角度，对机架变形角进行主动补偿，以抵消因机架变形角产生的姿态干扰。

图3为本发明实施例提供的火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿装置的结构示意图。参考图3所示，本实施例的火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿装置可以包括：参数确定模块301、计算模块302和控制指令执行模块303。其中，参数确定模块301用于确定火箭起飞过程中的第一时间参数、第二时间参数；所述第一时间参数为：以发动机点火时刻为起始时间点，将发动机点火后的推力上升到额定推力的90％时所用的时间；所述第二时间参数为：以发动机关机时刻为起始时间点，将发动机关机后的推力下降到额定推力的10％时所用的时间；参数确定模块301还用于确定火箭起飞过程中发动机的机架变形角度；参数确定模块301还用于根据发动机的机架变形角度确定发动机的机架变形角补偿角度；计算模块302用于以发动机点火时刻为起始时间零点，根据发动机的关机时间，以及确定的第一时间参数、第二时间参数和发动机的机架变形角补偿角度，计算火箭飞行过程中对火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿角度；控制指令执行模块303用于将计算出的预偏角线性补偿角度通过伺服机构控制指令执行。

如上所述的装置，其中，计算模块302以发动机点火时刻为起始时间零点，根据发动机的关机时间，以及确定的第一时间参数、第二时间参数和发动机的机架变形角补偿角度，计算火箭飞行过程中对火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿角度，计算公式为：

式中，t1为第一时间参数，t2为第二时间参数，δ0为发动机的机架变形角补偿角度，以发动机点火时刻为起始时间零点，t为火箭飞行过程中的时间变量，tk为发动机的关机时间，δbc为火箭飞行过程中对火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿角度。

如上所述的装置，其中，控制指令执行模块303将计算出的预偏角线性补偿角度通过伺服机构控制指令执行，具体可以包括：

对各个伺服机构设备的控制指令进行更新，更新计算公式为：

δi_bc＝δi±δbc

式中，i为伺服机构设备的编号变量，δi为第i台伺服机构设备的原控制指令，δbc为火箭飞行过程中对火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿角度，δi_bc为第i台伺服机构设备更新后的控制指令，式中取加号还是减号根据伺服机构设备的安装方式确定；

将更新后的伺服机构设备的控制指令发送给对应的伺服机构设备执行。

如上所述的装置，其中，参数确定模块301确定火箭起飞过程中的第一时间参数和第二时间参数，具体可以为：通过发动机试车试验确定火箭起飞过程中的第一时间参数和第二时间参数；

参数确定模块301确定火箭起飞过程中发动机的机架变形角度，具体可以为：通过发动机试车试验确定火箭起飞过程中发动机的机架变形角度。

如上所述的装置，其中，控制指令执行模块303根据发动机的机架变形角度确定发动机的机架变形角补偿角度，具体可以为：令发动机的机架变形角补偿角度为发动机的机架变形角度的一半。

本实施例的火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿装置可以用于执行图1所示方法实施例的方法，其实现原理和所要达到的技术效果类似，在此不再赘述。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。