[发明专利]火箭发动机机架变形角的预偏角非线性补偿方法和装置

说明书

本发明提供一种火箭发动机机架变形角的预偏角非线性补偿方法和装置。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；第一时间参数为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，计算对机架变形角的预偏角非线性补偿角度；将计算出的预偏角非线性补偿角度通过伺服机构控制指令执行，有效提高了火箭的姿态控制精确度。

技术领域

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非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。

发明内容

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非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非线性补偿方法，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非线性补偿角度；

将计算出的预偏角非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非线性补偿角度，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，t_k为发动机的关机时间，δ_bc为火箭飞行过程中对火箭发动机机架变形角的预偏角非线性补偿角度。

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非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：

δ_{i_bc}＝δ_i±δ_bc