运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法、装置、系统

摘要

本申请实施例提供了一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法、装置、系统。该刚度测量系统包括：处理器，以及分别与处理器信号连接的第一监测器、第二监测器和存储器；处理器用于根据第一关联信息确定活动体相对固定体的摆动角度，根据第二关联信息确定作动器的施力值和理论长度，并根据第一距离、第二距离、第三距离、摆动角度、施力值和理论长度，确定运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度。本申请实施例综合考虑了运载火箭推力矢量控制系统中影响运载火箭推力矢量控制系统实际刚度的因素，可以建立更为完整的分析模型，有利于提高模型精度，不仅具有理论研究参考价值，还可适用于实际产品验收或在此基础上开展的控制系统半实物仿真试验。

权利要求

1.一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量系统，其特征在于，包括：

第一监测器，用于监测运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管的活动体相对固定体摆动的第一关联信息；

第二监测器，用于监测运载火箭推力矢量控制系统中作动器的第二关联信息；

存储器，用于存储第一距离、第二距离、第三距离；所述第一距离是运载火箭推力矢量控制系统中第一支耳与所述活动体的连接点到所述活动体的摆心的距离，所述第二距离是运载火箭推力矢量控制系统中第二支耳的固定点到所述活动体的摆心的距离，所述第三距离是所述活动体处于基准位置状态下所述第一支耳与所述活动体的连接点到所述第二支耳的固定点的距离；

处理器，分别与所述第一监测器、所述第二监测器和所述存储器信号连接，用于根据所述第一关联信息确定所述活动体相对所述固定体的摆动角度，根据所述第二关联信息确定所述作动器的施力值和理论长度，并根据所述第一距离、所述第二距离、所述第三距离、所述摆动角度、所述施力值和所述理论长度，确定所述运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度。

2.根据权利要求1所述的刚度测量系统，其特征在于，所述第一监测器包括：与所述活动体随动连接的摆角传感器；

所述摆角传感器用于监测并向所述处理器发送因所述活动体相对所述固定体摆动所产生的关联电压值，以使所述处理器根据所述关联电压值确定所述摆动角度。

3.根据权利要求2所述的刚度测量系统，其特征在于，所述第一监测器还包括：与所述活动体固定连接的倾角仪；

所述倾角仪用于所述刚度测量系统处于调试状态下，监测运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管的活动体相对固定体摆动的调试角度，以使所述处理器根据所述调试角度和所述关联电压值确定所述摆动角度与所述关联电压值之间的线性回归拟合关系。

4.根据权利要求1所述的刚度测量系统，其特征在于，所述第二监测器包括：与所述处理器信号连接的作动电流传感器；

所述作动电流传感器用于监测并向所述处理器发送所述作动器的电流值，以使所述处理器根据所述电流值确定所述施力值。

5.根据权利要求1所述的刚度测量系统，其特征在于，所述第二监测器包括：与所述处理器信号连接的作动位移传感器；

所述作动位移传感器用于监测并向所述处理器发送所述作动器的起点位置信息和止点位置信息，以使所述处理器根据所述起点位置信息和所述止点位置信息确定所述理论长度。

6.一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法，其特征在于，

获取运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管的活动体相对固定体摆动的第一关联信息，根据所述第一关联信息确定所述活动体相对所述固定体的摆动角度；

获取运载火箭推力矢量控制系统中作动器的第二关联信息，根据所述第二关联信息确定所述作动器的施力值和理论长度；

获取运载火箭推力矢量控制系统中的第一距离、第二距离和第三距离；所述第一距离是运载火箭推力矢量控制系统中第一支耳与所述活动体的连接点到所述活动体的摆心的距离，所述第二距离是运载火箭推力矢量控制系统中第二支耳的固定点到所述活动体的摆心的距离，所述第三距离是所述活动体处于基准位置状态下所述第一支耳与所述活动体的连接点到所述第二支耳的固定点的距离；

根据第一距离、第二距离、第三距离、所述摆动角度、所述施力值和所述理论长度，确定所述运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度。

7.根据权利要求6所述的刚度测量方法，其特征在于，所述获取运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管的活动体相对固定体摆动的第一关联信息，根据所述第一关联信息确定所述活动体相对所述固定体的摆动角度，包括：获取摆角传感器因所述活动体相对所述固定体摆动所产生的关联电压值，根据所述关联电压值确定所述摆动角度。

8.根据权利要求7所述的刚度测量方法，其特征在于，所述获取摆角传感器因所述活动体相对所述固定体摆动所产生的关联电压值，根据所述关联电压值确定所述摆动角度，包括：在调试状态下获取运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管的活动体相对固定体摆动的调试角度，以及所述摆角传感器因所述活动体相对所述固定体摆动所产生的调试电压值；

根据所述调试角度和所述调试电压值确定所述摆动角度与所述关联电压值之间的线性回归拟合关系；

在测量状态下获取所述摆角传感器因所述活动体相对所述固定体摆动所产生的关联电压值；

根据所述关联电压值和所述线性回归拟合关系确定所述摆动角度。

9.根据权利要求8所述的刚度测量方法，其特征在于，所述线性回归拟合关系，包括：a倍的所述关联电压值的一次方与b倍的所述关联电压值的零次方之和，与所述摆动角度之间的第一关系式；

其中，a和b分别是关联系数。

10.根据权利要求7所述的刚度测量方法，其特征在于，所述获取运载火箭推力矢量控制系统中作动器的第二关联信息，根据所述第二关联信息确定所述作动器的施力值和理论长度，包括：获取所述作动器的电流值，根据所述电流值确定所述施力值；

获取所述作动器的起点位置信息和止点位置信息，根据所述起点位置信息和所述止点位置信息确定所述理论长度。

11.根据权利要求6‑10中任一项所述的刚度测量方法，其特征在于，所述根据第一距离、第二距离、第三距离、所述摆动角度、所述施力值和所述理论长度，确定所述运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度，包括：根据所述第一距离、所述第二距离、所述第三距离和所述摆动角度，确定所述作动器的实际长度；所述实际长度是所述活动体处于偏转位置状态下所述第一支耳与所述活动体的连接点到所述第二支耳的固定点的距离；

根据所述施力值、所述实际长度和所述理论长度，确定所述运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度。

12.根据权利要求11所述的刚度测量方法，其特征在于，所述根据所述第一距离、所述第二距离、所述第三距离和所述摆动角度，确定所述作动器的实际长度，包括：根据所述第一距离、所述第二距离和所述第三距离确定基准夹角的角度；所述基准夹角是所述活动体处于基准位置状态下经过所述第一支耳与所述活动体的连接点和所述活动体的摆心的第一直线、与经过所述第二支耳的固定点和所述活动体的摆心的第二直线之间的夹角；

根据所述基准夹角的角度和所述摆动角度确定偏转夹角的角度；所述偏转夹角是所述活动体处于偏转位置状态下经过所述第一支耳与所述活动体的连接点和所述活动体的摆心的第三直线、与经过所述第二支耳的固定点和所述活动体的摆心的第二直线之间的夹角；

根据所述第一距离、所述第二距离和所述偏转夹角的角度，确定所述作动器的实际长度。

13.根据权利要求11所述的刚度测量方法，其特征在于，所述根据所述施力值、所述实际长度和所述理论长度，确定所述运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度，包括：确定所述实际长度与所述理论长度之间的绝对差值；

确定所述施力值与所述绝对差值的比值为所述运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度。

14.一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量装置，其特征在于，包括：

第一信息获取模块，用于获取运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管的活动体相对固定体摆动的第一关联信息，根据所述第一关联信息确定所述活动体相对所述固定体的摆动角度；

第二信息获取模块，用于获取运载火箭推力矢量控制系统中作动器的第二关联信息，根据所述第二关联信息确定所述作动器的施力值和理论长度；

第三信息获取模块，用于获取运载火箭推力矢量控制系统中的第一距离、第二距离和第三距离；所述第一距离是运载火箭推力矢量控制系统中第一支耳与所述活动体的连接点到所述活动体的摆心的距离，所述第二距离是运载火箭推力矢量控制系统中第二支耳的固定点到所述活动体的摆心的距离，所述第三距离是所述活动体处于基准位置状态下所述第一支耳与所述活动体的连接点到所述第二支耳的固定点的距离；

刚度确定模块，用于根据第一距离、第二距离、第三距离、所述摆动角度、所述施力值和所述理论长度，确定所述运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度。

15.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机可读存储介质的特征在于，所述计算机程序被电子设备执行时实现如权利要求6‑13中任一项所述的一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法。

16.一种计算机程序产品，包括计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求6‑13中任一项所述的一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法的步骤。

说明书

运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法、装置、系统

技术领域

[0001] 本申请涉及航天技术领域，具体而言，本申请涉及一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法、装置、系统。

背景技术

[0002] 运载火箭推力矢量控制系统包括柔性喷管和作动器，用于控制运载火箭的飞行姿态。其中，柔性喷管包括相互连接且可相对摆动的固定体和活动体。在运载火箭飞行过程
中，作动器推动柔性喷管的活动体相对固定体摆动，改变发动机推力的方向，从而实现为运载火箭的飞行姿态提供控制力矩。

[0003] 如图1所示，运载火箭推力矢量控制系统在测试过程中，通常配合用于模拟火箭发动机真实燃气环境的测试发动机单元一起使用，测试发动机单元例如填充燃料药柱的压力
容器。运载火箭推力矢量控制系统中的柔性喷管连接于测试发动机单元的输出端。

[0004] 柔性喷管的摆动力矩包括在火箭发动机（或测试发动机单元）喷射状态下的摩擦力矩、弹性力矩、惯性力矩等，其中弹性力矩是由于柔性喷管中活动体相对固定体摆动时发生剪切变形引起的恢复力矩。柔性喷管的组合刚度是运载火箭推力矢量控制系统的重要指
标，该指标不仅是作动器设计的输入条件，更是影响运载火箭推力矢量控制系统动态性能
的重要因素。

[0005] 但是现有的针对柔性喷管的组合刚度的测量方法，对运载火箭推力矢量控制系统建立的模型精度较低，仅具有理论研究参考价值，不适用于实际产品验收或在此基础上开
展的控制系统半实物仿真试验。

发明内容

[0006] 本申请针对现有方式的缺点，提出一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法、装置、系统，用以解决现有技术存在对运载火箭推力矢量控制系统建立的模型精度较
低，不适用于实际产品验收或在此基础上开展的控制系统半实物仿真试验的技术问题。

[0007] 第一个方面，本申请实施例提供了一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量系统，包括：

[0008] 第一监测器，用于监测运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管的活动体相对固定体摆动的第一关联信息；

[0009] 第二监测器，用于监测运载火箭推力矢量控制系统中作动器的第二关联信息；

[0010] 存储器，用于存储第一距离、第二距离、第三距离；第一距离是运载火箭推力矢量控制系统中第一支耳与活动体的连接点到活动体的摆心的距离，第二距离是运载火箭推力矢量控制系统中第二支耳的固定点到活动体的摆心的距离，第三距离是活动体处于基准位
置状态下第一支耳与活动体的连接点到第二支耳的固定点的距离；

[0011] 处理器，分别与第一监测器、第二监测器和存储器信号连接，用于根据第一关联信息确定活动体相对固定体的摆动角度，根据第二关联信息确定作动器的施力值和理论长度，并根据第一距离、第二距离、第三距离、摆动角度、施力值和理论长度，确定运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度。

[0012] 可选地，第一监测器包括：与活动体随动连接的摆角传感器；

[0013] 摆角传感器用于监测并向处理器发送因活动体相对固定体摆动所产生的关联电压值，以使处理器根据关联电压值确定摆动角度。

[0014] 可选地，第一监测器还包括：与活动体固定连接的倾角仪；

[0015] 倾角仪用于刚度测量系统处于调试状态下，监测运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管的活动体相对固定体摆动的调试角度，以使处理器根据调试角度和关联电压值确定
摆动角度与关联电压值之间的线性回归拟合关系。

[0016] 可选地，第二监测器包括：与处理器信号连接的作动电流传感器；

[0017] 作动电流传感器用于监测并向处理器发送作动器的电流值，以使处理器根据电流值确定施力值。

[0018] 可选地，第二监测器包括：与处理器信号连接的作动位移传感器；

[0019] 作动位移传感器用于监测并向处理器发送作动器的起点位置信息和止点位置信息，以使处理器根据起点位置信息和止点位置信息确定理论长度。

[0020] 第二个方面，本申请实施例提供了一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法，包括：

[0021] 获取运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管的活动体相对固定体摆动的第一关联信息，根据第一关联信息确定活动体相对固定体的摆动角度；

[0022] 获取运载火箭推力矢量控制系统中作动器的第二关联信息，根据第二关联信息确定作动器的施力值和理论长度；

[0023] 获取运载火箭推力矢量控制系统中的第一距离、第二距离和第三距离；第一距离是运载火箭推力矢量控制系统中第一支耳与活动体的连接点到活动体的摆心的距离，第二
距离是运载火箭推力矢量控制系统中第二支耳的固定点到活动体的摆心的距离，第三距离
是活动体处于基准位置状态下第一支耳与活动体的连接点到第二支耳的固定点的距离；

[0024] 根据第一距离、第二距离、第三距离、摆动角度、施力值和理论长度，确定运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度。

[0025] 可选地，获取运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管的活动体相对固定体摆动的第一关联信息，根据第一关联信息确定活动体相对固定体的摆动角度，包括：

[0026] 获取摆角传感器因活动体相对固定体摆动所产生的关联电压值，根据关联电压值确定摆动角度。

[0027] 可选地，获取摆角传感器因活动体相对固定体摆动所产生的关联电压值，根据关联电压值确定摆动角度，包括：

[0028] 在调试状态下获取运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管的活动体相对固定体摆动的调试角度，以及摆角传感器因活动体相对固定体摆动所产生的调试电压值；

[0029] 根据调试角度和关联电压值确定摆动角度与调试电压值之间的线性回归拟合关系；

[0030] 在测量状态下获取摆角传感器因活动体相对固定体摆动所产生的关联电压值；

[0031] 根据关联电压值和线性回归拟合关系确定摆动角度。

[0032] 可选地，线性回归拟合关系，包括：

[0033] a倍的关联电压值的一次方与b倍的关联电压值的零次方之和，与摆动角度之间的第一关系式；

[0034] 其中，a和b分别是关联系数。

[0035] 可选地，获取运载火箭推力矢量控制系统中作动器的第二关联信息，根据第二关联信息确定作动器的施力值和理论长度，包括：

[0036] 获取作动器的电流值，根据电流值确定施力值；

[0037] 获取作动器的起点位置信息和止点位置信息，根据起点位置信息和止点位置信息确定理论长度。

[0038] 可选地，根据第一距离、第二距离、第三距离、摆动角度、施力值和理论长度，确定运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度，包括：

[0039] 根据第一距离、第二距离、第三距离和摆动角度，确定作动器的实际长度；实际长度是活动体处于偏转位置状态下第一支耳与活动体的连接点到第二支耳的固定点的距离；

[0040] 根据施力值、实际长度和理论长度，确定运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度。

[0041] 可选地，根据第一距离、第二距离、第三距离和摆动角度，确定作动器的实际长度，包括：

[0042] 根据第一距离、第二距离和第三距离确定基准夹角的角度；基准夹角是活动体处于基准位置状态下经过第一支耳与活动体的连接点和活动体的摆心的第一直线、与经过第
二支耳的固定点和活动体的摆心的第二直线之间的夹角；

[0043] 根据基准夹角的角度和摆动角度确定偏转夹角的角度；偏转夹角是活动体处于偏转位置状态下经过第一支耳与活动体的连接点和活动体的摆心的第三直线、与经过第二支
耳的固定点和活动体的摆心的第二直线之间的夹角；

[0044] 根据第一距离、第二距离和偏转夹角的角度，确定作动器的实际长度。

[0045] 可选地，根据施力值、实际长度和理论长度，确定运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度，包括：

[0046] 确定实际长度与理论长度之间的绝对差值；

[0047] 确定施力值与绝对差值的比值为运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度。

[0048] 第三个方面，本申请实施例提供了一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量装置，包括：

[0049] 第一信息获取模块，用于获取运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管的活动体相对固定体摆动的第一关联信息，根据第一关联信息确定活动体相对固定体的摆动角度；

[0050] 第二信息获取模块，用于获取运载火箭推力矢量控制系统中作动器的第二关联信息，根据第二关联信息确定作动器的施力值和理论长度；

[0051] 第三信息获取模块，用于获取运载火箭推力矢量控制系统中的第一距离、第二距离和第三距离；第一距离是运载火箭推力矢量控制系统中第一支耳与活动体的连接点到活
动体的摆心的距离，第二距离是运载火箭推力矢量控制系统中第二支耳的固定点到活动体
的摆心的距离，第三距离是活动体处于基准位置状态下第一支耳与活动体的连接点到第二
支耳的固定点的距离；

[0052] 刚度确定模块，用于根据第一距离、第二距离、第三距离、摆动角度、施力值和理论长度，确定运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度。

[0053] 第四个方面，本申请实施例提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被电子设备执行时实现如第二个方面提供的一种运载火箭推力矢量控制系
统的刚度测量方法。

[0054] 第五个方面，本申请实施例提供一种计算机程序产品，包括计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现如第二个方面提供的任一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法的步骤。

[0055] 本申请实施例提供的技术方案带来的有益技术效果包括：提供了可行的运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量系统和刚度测量方法，综合考虑了运载火箭推力矢量控制系
统中柔性喷管、作动器、第一支耳以及第二支耳等影响运载火箭推力矢量控制系统实际刚
度的因素，可以建立更为完整的运载火箭推力矢量控制系统分析模型，有利于提高模型精
度，不仅具有理论研究参考价值，还可适用于实际产品验收或在此基础上开展的控制系统
半实物仿真试验。

[0056] 本申请附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，这些将从下面的描述中变得明显，或通过本申请的实践了解到。

附图说明

[0057] 本申请上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

[0058] 图1为现有技术中一种运载火箭推力矢量控制系统与测试发动机单元的配合状态结构示意图；

[0059] 图2为本申请实施例提供的一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量系统的结构示意图；

[0060] 图3为本申请实施例提供的另一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量系统的结构示意图；

[0061] 图4为本申请实施例提供的一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量系统中第一监测器与运载火箭推力矢量控制系统的配合状态结构示意图；

[0062] 图5为本申请实施例提供的一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法的流程示意图；

[0063] 图6为本申请实施例提供的一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法中，获取摆角传感器因活动体相对固定体摆动所产生的关联电压值，根据关联电压值确定摆动
角度的流程示意图；

[0064] 图7为本申请实施例提供的一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法中，获取运载火箭推力矢量控制系统中作动器的第二关联信息，根据第二关联信息确定作动器
的施力值和理论长度的流程示意图；

[0065] 图8为本申请实施例提供的一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法中，根据第一距离、第二距离、第三距离、摆动角度、施力值和理论长度，确定运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度的流程示意图；

[0066] 图9为本申请实施例提供的一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法中，根据第一距离、第二距离、第三距离和摆动角度，确定作动器的实际长度的流程示意图；

[0067] 图10为本申请实施例提供的一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法中，根据施力值、实际长度和理论长度，确定运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度的流程示
意图；

[0068] 图11为本申请实施例提供的一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量装置的框架示意图；

[0069] 图12为本申请实施例提供的一种运载火箭推力矢量控制系统的摆动运动示意图；

[0070] 图13为本申请实施例提供的一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量系统中，作动器处于缩短状态下的受力和形变示意图；

[0071] 图14为本申请实施例提供的一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量系统中，作动器处于伸长状态下的受力和形变示意图。

[0072] 图中：

[0073] 10‑运载火箭推力矢量控制系统；11‑测试发动机单元；12‑柔性喷管；13‑作动器；14‑第一支耳；15‑第二支耳；

[0074] 100‑刚度测量系统；110‑处理器；120‑存储器；130‑第一监测器；131‑摆角传感器；132‑倾角仪；140‑第二监测器；150‑总线；160‑通信单元；170‑输入单元；180‑输出单元；

[0075] 200‑刚度测量装置；210‑第一信息获取模块；220‑第二信息获取模块；230‑第三信息获取模块；240‑刚度确定模块。

具体实施方式

[0076] 下面结合本申请中的附图描述本申请的实施例。应理解，下面结合附图所阐述的实施方式，是用于解释本申请实施例的技术方案的示例性描述，对本申请实施例的技术方
案不构成限制。

[0077] 本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本申请的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但不排除实现为本技术领域所支持其他特征、信息、数据、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组合等。应该理解，当我们称一个元件被“连接”或“耦接”到另一元件时，该一个元件可以直接连接或耦接到另一元件，也可以指该一个元件和另一元件通过中间元件建立连接关系。此外，这里使用的“连接”或“耦接”可以包括无线连接或无线耦接。这里使用的术语“和/或”指该术语所限定的项目中的至少一个，例如“A和/或B”可以实现为“A”，或者实现为“B”，或者实现为“A和B”。

[0078] 为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本申请实施方式作进一步地详细描述。

[0079] 首先对本申请涉及的几个名词进行介绍和解释：

[0080] 刚度：是指材料或结构在受力时抵抗弹性变形的能力。

[0081] 本申请的研发思路包括：柔性喷管的摆动力矩包括摩擦力矩、弹性力矩、惯性力矩等，其中弹性力矩是由于柔性喷管中活动体相对固定体摆动时发生剪切变形引起的恢复力矩。柔性喷管的组合刚度是运载火箭推力矢量控制系统的重要指标，该指标不仅是伺服机
构设计的输入条件，更是影响推力矢量控制系统动态性能的重要因素。所以，运载火箭推力矢量控制系统参与半实物仿真试验前，需要在控制力矩作用下对系统的组合刚度进行测
量，以达到系统级验收和推力矢量控制系统建模的目的。

[0082] 目前针对运载火箭推力矢量控制系统的刚度指标的研究，通常仅针对柔性喷管的理论分析和建模，并在此基础上的进行刚度或动态性能分析。即，对运载火箭推力矢量控制系统进行了简化，仅以相互连接且可相对摆动的固定体和活动体构成的整体作为研究对
象，例如借助弹簧模型建立计算模型，对柔性喷管进行了控制力作用下的静态刚度和强度
分析。

[0083] 但是，如图1所示，运载火箭推力矢量控制系统10的实际刚度是由柔性喷管12、作动器13、第一支耳14以及第二支耳15等共同决定的，其中第一支耳14是固定在柔性喷管12
的活动部上用于与作动器13的一端铰接的连接件，第二支耳15是与作动器13的另一端铰接
的连接件。

[0084] 例如，运载火箭推力矢量控制系统10工作时，由于柔性喷管12、作动器13、第一支耳14以及第二支耳15等构成的整体的弹性力和喷管自身重力的作用下产生的位移，导致作动器13、第一支耳14以及第二支耳15等构成的整体的理论长度不等于实际长度，前述弹性
力由测试发动机单元11模拟的火箭发动机真实燃气环境作用于柔性喷管12产生。如图13所
示，作动器13缩短时实际长度大于理论长度；如图14所示，作动器13伸长时实际长度小于理论长度。

[0085] 可见，现有技术或研究存在以下不足：

[0086] 1、现有的针对柔性喷管的组合刚度的测量方法，仅以柔性喷管作为研究对象，未考虑作动器、第一支耳以及第二支耳等因素，未能建立完整的运载火箭推力矢量控制系统
分析模型；

[0087] 2、对柔性接头采取过于简化的弹簧模型，未考虑运载火箭推力矢量控制系统的刚度非线性特性；

[0088] 3、研究以仿真为主，未提供可行的刚度测量系统和方法。

[0089] 因此，现有的针对柔性喷管的组合刚度的测量方法，对运载火箭推力矢量控制系统建立的模型精度较低，仅具有理论研究参考价值，不适用于实际产品验收或在此基础上
开展的控制系统半实物仿真试验。

[0090] 下面以具体地实施例对本申请的技术方案以及本申请的技术方案如何解决上述技术问题进行详细说明。需要指出的是，下述实施方式之间可以相互参考、借鉴或结合，对于不同实施方式中相同的术语、相似的特征以及相似的实施步骤等，不再重复描述。

[0091] 本申请实施例提供了一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量系统100，该刚度测量系统100的结构示意图如图2所示，包括：第一监测器130、第二监测器140、存储器120和处理器110。

[0092] 第一监测器130用于监测运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管的活动体相对固定体摆动的第一关联信息。

[0093] 第二监测器140用于监测运载火箭推力矢量控制系统中作动器的第二关联信息。

[0094] 存储器120用于存储第一距离、第二距离、第三距离；第一距离是运载火箭推力矢量控制系统中第一支耳与活动体的连接点到活动体的摆心的距离，第二距离是运载火箭推
力矢量控制系统中第二支耳的固定点到活动体的摆心的距离，第三距离是活动体处于基准
位置状态下第一支耳与活动体的连接点到第二支耳的固定点的距离。

[0095] 处理器110分别与第一监测器130、第二监测器140和存储器120信号连接，用于根据第一关联信息确定活动体相对固定体的摆动角度，根据第二关联信息确定作动器的施力
值和理论长度，并根据第一距离、第二距离、第三距离、摆动角度、施力值和理论长度，确定运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度。

[0096] 本实施例提供了可行的运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量系统100，综合考虑了运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管、作动器、第一支耳以及第二支耳等影运载火
箭推力矢量控制系统实际刚度的因素，可以建立更为完整的运载火箭推力矢量控制系统分
析模型，有利于提高模型精度，不仅具有理论研究参考价值，还可适用于实际产品验收或在此基础上开展的控制系统半实物仿真试验。

[0097] 本实施例提供的运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量系统100，在用于确定运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度的过程中，可以采用本申请提供的任一种运载火箭推
力矢量控制系统的刚度测量方法，该刚度测量方法将在后文详细介绍，在此不赘述。

[0098] 本技术领域技术人员可以理解，本申请实施例提供的刚度测量系统可以为所需的目的而专门设计和制造，或者也可以包括通用计算机中的已知设备。这些设备具有存储在
其内的计算机程序，这些计算机程序选择性地激活或重构。这样的计算机程序可以被存储
在设备（例如，计算机）可读介质中或者存储在适于存储电子指令并分别耦联到总线的任何类型的介质中。

[0099] 本申请在一个可选实施例中提供了一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量系统，如图3所示，包括：处理器110和存储器120。其中，处理器110和存储器120相通信连接，如通过总线150相连。

[0100] 处理器110可以是CPU（Central Processing Unit，中央处理器），通用处理器，DSP（Digital Signal Processor，数据信号处理器），ASIC（Application Specific Integrated Circuit，专用集成电路），FPGA（Field－Programmable Gate Array，现场可编程门阵列）或者其他可编程逻辑器件、晶体管逻辑器件、硬件部件或者其任意组合。其可以实现或执行结合本申请公开内容所描述的各种示例性的逻辑方框，模块和电路。处理器110也可以是实现计算功能的组合，例如包含一个或多个微处理器组合，DSP和微处理器的组合等。

[0101] 总线150可包括一通路，在上述组件之间传送信息。总线150可以是PCI（Peripheral Component Interconnect，外设部件互连标准）总线或EISA（Extended 
Industry Standard Architecture，扩展工业标准结构）总线等。总线150可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图3中仅用一条粗线表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。

[0102] 存储器120可以是ROM（Read‑Only Memory，只读存储器）或可存储静态信息和指令的其他类型的静态存储设备，RAM（random access memory，随机存取存储器）或者可存储信息和指令的其他类型的动态存储设备，也可以是EEPROM（Electrically Erasable Programmable Read Only Memory，电可擦可编程只读存储器）、CD‑ROM（Compact Disc Read‑Only Memory，只读光盘）或其他光盘存储、光碟存储（包括压缩光碟、激光碟、光碟、数字通用光碟、蓝光光碟等）、磁盘存储介质或者其他磁存储设备、或者能够用于携带或存储具有指令或数据结构形式的期望的程序代码并能够由计算机存取的任何其他介质，但不限
于此。

[0103] 可选地，运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量系统还可以包括通信单元160。通信单元160可用于信号的接收和发送。通信单元160可以允许运载火箭推力矢量控制系统的
刚度测量系统与其他设备进行无线或有线通信以交换数据。需要说明的是，实际应用中通
信单元160不限于一个。

[0104] 可选地，运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量系统还可以包括输入单元170。输入单元170可用于接收输入的数字、字符、图像和/或声音信息，或者产生与运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量系统的用户设置以及功能控制有关的键信号输入。输入单元170可
以包括但不限于触摸屏、物理键盘、功能键（比如音量控制按键、开关按键等）、轨迹球、鼠标、操作杆、拍摄装置、拾音器等中的一种或多种。

[0105] 可选地，运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量系统还可以包括输出单元180。输出单元180可用于输出或展示经过处理器110处理的信息。输出单元180可以包括但不限于
显示装置、扬声器、振动装置等中的一种或多种。

[0106] 虽然图3示出了具有各种装置的运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量系统，但是应理解的是，并不要求实施或具备所有示出的装置。可以替代地实施或具备更多或更少
的装置。

[0107] 可选的，存储器120用于存储执行本申请方案的应用程序代码，并由处理器110来控制执行。处理器110用于执行存储器120中存储的应用程序代码，以实现本申请实施例提
供的任一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法。

[0108] 在一些可能的实施方式中，如图4所示，第一监测器包括：与活动体随动连接的摆角传感器131。该摆角传感器131用于监测并向处理器发送因活动体相对固定体摆动所产生
的关联电压值，以使处理器根据关联电压值确定摆动角度。

[0109] 可选地，摆角传感器是航天领域常用的一种用于感知摆动角度的传感器，具体可以选用型号为GEFRAN‑PC‑M‑275的具体产品。

[0110] 可选地，第一监测器还包括：与活动体固定连接的倾角仪132。该倾角仪用于刚度测量系统处于调试状态下，监测运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管的活动体相对固定
体摆动的调试角度，以使处理器根据调试角度和关联电压值确定摆动角度与关联电压值之
间的线性回归拟合关系。

[0111] 在本实施例中，倾角仪可以在刚度测量系统处于调试状态下，帮助刚度测量系统建立摆动角度与关联电压值之间的线性回归拟合关系，以利于刚度测量系统在测量状态下
根据摆角传感器因活动体相对固定体摆动所产生的关联电压值确定得到更为精确的摆动
角度，进而提高刚度测量的模型精度。

[0112] 由于调试状态可以不启动测试发动机单元11，仅驱动活动体相对固定体摆动即可，因此倾角仪的安放位置没有太多限制。可选地，倾角仪可以放置于柔性喷管中活动体的末端开口处，也可以与柔性喷管中活动体的外壁或内壁固定连接。

[0113] 在一些可能的实施方式中，第二监测器包括：与处理器信号连接的作动电流传感器。该作动电流传感器用于监测并向处理器发送作动器的电流值，以使处理器根据电流值
确定施力值。

[0114] 在一些可能的实施方式中，第二监测器包括：与处理器信号连接的作动位移传感器。该作动位移传感器用于监测并向处理器发送作动器的起点位置信息和止点位置信息，
以使处理器根据起点位置信息和止点位置信息确定理论长度。

[0115] 基于同一发明构思，本申请实施例提供了一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法，该刚度测量方法的流程示意图如图5所示，包括步骤S101‑S104：

[0116] S101：获取运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管的活动体相对固定体摆动的第一关联信息，根据第一关联信息确定活动体相对固定体的摆动角度。之后执行步骤S104。

[0117] 可选地，本步骤S101中第一关联信息可以是与活动体相对固定体的摆动角度相关联的可采集信息。例如：在通过角度传感器检测摆动角度的条件下，第一关联系信息可以是角度传感器中乐高的轴随活动体相对固定体摆动而旋转的幅度；亦或是，在通过摆角传感
器检测摆动角度的条件下，第一关联系信息可以是摆角传感器因活动体相对固定体摆动所
产生的关联电压值。

[0118] S102：获取运载火箭推力矢量控制系统中作动器的第二关联信息，根据第二关联信息确定作动器的施力值和理论长度。之后执行步骤S104。

[0119] 可选地，该理论长度可以是活动体相对固定体呈一定摆动角度（即活动体处于非基准位置）的状态下，作动器的伸缩长度与作动器的初始长度之和，此理论长度没有考虑柔性喷管、作动器、第一支耳以及第二支耳等相关结构因受力而发生的形变。

[0120] 可选地，本步骤S102中第二关联信息可以是与作动器的施力值和理论长度相关联的可采集信息。例如：施力值可以与作动器的电流值相关联；理论长度可以与作动器的起点位置信息和止点位置信息相关联。

[0121] S103：获取运载火箭推力矢量控制系统中的第一距离、第二距离和第三距离；第一距离是运载火箭推力矢量控制系统中第一支耳与活动体的连接点到活动体的摆心的距离，第二距离是运载火箭推力矢量控制系统中第二支耳的固定点到活动体的摆心的距离，第三
距离是活动体处于基准位置状态下第一支耳与活动体的连接点到第二支耳的固定点的距
离。之后执行步骤S104。

[0122] 可选地，本步骤S103中第一距离、第二距离和第三距离可以预先录入存储器。

[0123] S104：根据第一距离、第二距离、第三距离、摆动角度、施力值和理论长度，确定运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度。

[0124] 可选地，本步骤S104可以利用第一支耳与所述活动体的连接点、活动体的摆心以及第二支耳的固定点这三点形成的三角形，根据三角函数和力矩关系等确定得出运载火箭
推力矢量控制系统的组合刚度。

[0125] 本申请实施例提供了可行的运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法，综合考虑了运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管、作动器、第一支耳以及第二支耳等影运载火
箭推力矢量控制系统实际刚度的因素，可以建立更为完整的运载火箭推力矢量控制系统分
析模型，有利于提高模型精度，不仅具有理论研究参考价值，还可适用于实际产品验收或在此基础上开展的控制系统半实物仿真试验。

[0126] 需要说明的是，步骤S101、步骤S102以及步骤S103之间没有严格的先后顺序，步骤S101、步骤S102和步骤S103可以按任意顺序分别依次执行，也可以同时执行步骤S101、步骤S102和步骤S103，还可以将其中的任意两个步骤同时执行。

[0127] 步骤S101‑S104均可以由前述实施例提供的刚度测量系统中的处理器执行。

[0128] 在一些可能的实施方式中，上述步骤S101中获取运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管的活动体相对固定体摆动的第一关联信息，根据第一关联信息确定活动体相对固定
体的摆动角度，包括：

[0129] 获取摆角传感器因活动体相对固定体摆动所产生的关联电压值，根据关联电压值确定摆动角度。

[0130] 在本实施例中，采用摆角传感器检测摆动角度，第一关联系信息可以是摆角传感器因活动体相对固定体摆动所产生的关联电压值。

[0131] 可选地，如图6所示，获取摆角传感器因活动体相对固定体摆动所产生的关联电压值，根据关联电压值确定摆动角度，包括步骤S201‑S204：

[0132] S201：在调试状态下获取运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管的活动体相对固定体摆动的调试角度，以及摆角传感器因活动体相对固定体摆动所产生的调试电压值。

[0133] 可选地，调试角度与调试电压值一一对应。

[0134] 可选地，本步骤S201可以利用倾角仪获取柔性喷管的活动体相对固定体摆动的调试角度，利用摆角传感器获取因活动体相对固定体摆动所产生的调试电压值，然后把相关
调试角度和调试电压值发送给刚度测量系统的处理器。

[0135] S202：根据调试角度和关联电压值确定摆动角度与调试电压值之间的线性回归拟合关系。

[0136] 可选地，线性回归拟合关系，包括：a倍的关联电压值的一次方与b倍的关联电压值的零次方之和，与摆动角度之间的第一关系式。其中，a和b分别是关联系数。

[0137] 在一个示例中，在调试状态下，活动体相对固定体的摆角 从‑5度开始，按0.5度一个台阶递增，每个台阶保持5秒，直到增加到+5度，共计21个台阶。

[0138] 倾角仪记录每个台阶保持过程中的调试角度 ，摆角传感器获取每个台阶保持过程中的调试电压值 ，这样可以得到21组一一对应的调试电压值 和调试角度
。

[0139] 利用线性回归拟合方法，将至少部分对应的调试电压值 和调试角度 代入第一关系式 中，可以确定关联系数a和b，这样就确定得到了摆动角度与调
试电压值之间的线性回归拟合关系： ，其中 为摆动角度。

[0140] S203：在测量状态下获取摆角传感器因活动体相对固定体摆动所产生的关联电压值。

[0141] S204：根据关联电压值和线性回归拟合关系确定摆动角度。

[0142] 在本实施例中，经过步骤S201和S202即可在刚度测量系统处于调试状态下，实现刚度测量系统建立摆动角度与关联电压值之间的线性回归拟合关系。步骤S203‑S204利用
前述已确认的线性回归拟合关系，在刚度测量系统处于测量状态下，可以根据摆角传感器
因活动体相对固定体摆动所产生的关联电压值确定得到更为精确的摆动角度，进而提高刚
度测量的模型精度。

[0143] 在一些可能的实施方式中，如图7所示，上述步骤S102中获取运载火箭推力矢量控制系统中作动器的第二关联信息，根据第二关联信息确定作动器的施力值和理论长度，包
括步骤S301‑S302：

[0144] S301：获取作动器的电流值，根据电流值确定施力值。

[0145] 可选地，在本步骤S301中，可以利用作动器的电流值与力矩成正比的关系，实现根据电流值确定施力值。

[0146] 在一个示例中，作动器采用伺服电机驱动，利用伺服电机的工作电流值与转矩成正比的关系，如 ，可以实现根据伺服电流 计算伺服机构推动柔性喷管的活
动部相对固定部转动的作动力矩M，其中，k为伺服电流与转矩的比例转换系数， 为伺服
电流。

[0147] 在运载火箭推力矢量控制系统处于静止状态，即柔性喷管的活动部相对固定部完成转动并保持在某一摆角时，惯性力矩为零，作动力矩、重力力矩与柔性喷管弹性力矩三者平衡，且相对于力臂 ，作动器的作动力与喷管弹性力、重力的合力相等，则喷管弹性力为，其中，M1为喷管弹性力矩， 为喷管质心与
喷管零位轴线的距离，m为柔性喷管中活动体的质量。

[0148] S302：获取作动器的起点位置信息和止点位置信息，根据起点位置信息和止点位置信息确定理论长度。

[0149] 可选地，在本步骤S302中，可以利用作动器的起点位置信息和止点位置信息确定作动器驱动柔性喷管的活动部相对固定部完成某一摆角的转动所发生的伸缩值，将该伸缩
值与作动器初始长度之和确定为作动器的理论长度。

[0150] 需要说明的是，由于作动器上的标记位置会随作动器受力形变而对应发生偏移，因此，根据作动器的起点位置信息和止点位置信息确定得到的伸缩值只是没有考虑柔性喷
管、作动器、第一支耳以及第二支耳等相关结构的形变的理论值。

[0151] 在一些可能的实施方式中，如图8所示，上述步骤S104中根据第一距离、第二距离、第三距离、摆动角度、施力值和理论长度，确定运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度，包括步骤S401‑S402：

[0152] S401：根据第一距离、第二距离、第三距离和摆动角度，确定作动器的实际长度；实际长度是第一支耳与活动体的连接点到第二支耳的固定点的距离。该实际长度包括作动器因当前的受力而发生的形变。

[0153] 可选地，在本步骤S301中，可以利用第一支耳与所述活动体的连接点、活动体的摆心以及第二支耳的固定点这三点形成的三角形，根据三角函数确定得出确定作动器的实际长度。

[0154] S402：根据施力值、实际长度和理论长度，确定运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度。

[0155] 在本实施例中，经过步骤S401‑S402可以综合考虑柔性喷管、作动器、第一支耳以及第二支耳等相关结构因受力而发生的形变，进而确定更为准确的运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度。

[0156] 可选地，如图9所示，上述步骤S401中根据第一距离、第二距离、第三距离和摆动角度，确定作动器的实际长度，包括步骤S501‑S503：

[0157] S501：根据第一距离、第二距离和第三距离确定基准夹角的角度；基准夹角是活动体处于基准位置状态下经过第一支耳与活动体的连接点和活动体的摆心的第一直线、与经过第二支耳的固定点和活动体的摆心的第二直线之间的夹角。

[0158] S502：根据基准夹角的角度和摆动角度确定偏转夹角的角度；偏转夹角是活动体处于偏转位置状态下经过第一支耳与活动体的连接点和活动体的摆心的第三直线、与经过
第二支耳的固定点和活动体的摆心的第二直线之间的夹角。

[0159] S503：根据第一距离、第二距离和偏转夹角的角度，确定作动器的实际长度。

[0160] 在一个示例中，可将柔性喷管的活动部相对固定部摆动的过程简化为平面机构运动，如图12所示，作动器AB绕下支点B（即第二支耳的固定点）转动。柔性喷管的活动部处于基准位置时，作动器的上支点（第一支耳与所述活动体的连接点）位于A，作动器不受力；作动器收缩时，A点绕活动体的摆心O顺时针旋转到A1，柔性喷管的摆角为 ，作动器及第一支耳、第二支耳构成的整体受柔性喷管弹性力为拉力 ；作动器伸长时，A点绕摆心O逆时针
旋转到A2，柔性喷管摆角为 ，作动器及第一支耳、第二支耳构成的整体受柔性喷管弹性力为压力 。

[0161] 柔性喷管的活动部处于基准位置时，已知摆心O到A点的距离为OA（即第一距离），摆心O到B点距离为OB（即第二距离），根据余弦定理可计算 ，如。

[0162] 当柔性喷管的活动部摆动时，作动器的上支点从A移动到A1或A2，则，或 。

[0163] 根 据 公 式 和，计算不同摆角下的柔性喷管的摆动力臂 。

[0164] 可选地，如图10所示，上述步骤S402中根据施力值、实际长度和理论长度，确定运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度，包括步骤S601‑S602：

[0165] S601：确定实际长度与理论长度之间的绝对差值。

[0166] S602：确定施力值与绝对差值的比值为运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度。

[0167] 在一个示例中，作动器处于缩短状态下受到来自柔性喷管的拉力，如图13所示，实际长度与理论长度之间的绝对差值为 ，此时运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度为 ；作动器处于伸长状态下受到来自柔性喷管的压力，如图
14所示，实际长度与理论长度之间的绝对差值为 ，此时运载火箭推力
矢量控制系统的组合刚度为 。

[0168] 基于同一发明构思，本申请实施例提供的一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量装置200，该刚度测量装置200的结构框架示意图如图11所示，包括：第一信息获取模块
210、第二信息获取模块220、第三信息获取模块230和刚度确定模块240。

[0169] 第一信息获取模块210用于获取运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管的活动体相对固定体摆动的第一关联信息，根据第一关联信息确定活动体相对固定体的摆动角度。

[0170] 第二信息获取模块220用于获取运载火箭推力矢量控制系统中作动器的第二关联信息，根据第二关联信息确定作动器的施力值和理论长度。

[0171] 第三信息获取模块230用于获取运载火箭推力矢量控制系统中的第一距离、第二距离和第三距离；第一距离是运载火箭推力矢量控制系统中第一支耳与活动体的连接点到
活动体的摆心的距离，第二距离是运载火箭推力矢量控制系统中第二支耳的固定点到活动
体的摆心的距离，第三距离是活动体处于基准位置状态下第一支耳与活动体的连接点到第
二支耳的固定点的距离。

[0172] 刚度确定模块240用于根据第一距离、第二距离、第三距离、摆动角度、施力值和理论长度，确定运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度。

[0173] 本申请实施例提供了可行的运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量装置200，综合考虑了运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管、作动器、第一支耳以及第二支耳等影运
载火箭推力矢量控制系统实际刚度的因素，可以建立更为完整的运载火箭推力矢量控制系
统分析模型，有利于提高模型精度，不仅具有理论研究参考价值，还可适用于实际产品验收或在此基础上开展的控制系统半实物仿真试验。

[0174] 在一些可能的实施方式中，第一信息获取模块210用于获取运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管的活动体相对固定体摆动的第一关联信息，根据第一关联信息确定活动
体相对固定体的摆动角度的过程中，具体用于：获取摆角传感器因活动体相对固定体摆动
所产生的关联电压值，根据关联电压值确定摆动角度。

[0175] 在一些可能的实施方式中，第一信息获取模块210用于获取摆角传感器因活动体相对固定体摆动所产生的关联电压值，根据关联电压值确定摆动角度的过程中，具体用于：
在调试状态下获取运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管的活动体相对固定体摆动的调
试角度，以及摆角传感器因活动体相对固定体摆动所产生的调试电压值；根据调试角度和
关联电压值确定摆动角度与调试电压值之间的线性回归拟合关系；在测量状态下获取摆角
传感器因活动体相对固定体摆动所产生的关联电压值；根据关联电压值和线性回归拟合关
系确定摆动角度。

[0176] 可选地，线性回归拟合关系，包括：a倍的关联电压值的一次方与b倍的关联电压值的零次方之和，与摆动角度之间的第一关系式。其中，a和b分别是关联系数。

[0177] 在一些可能的实施方式中，第二信息获取模块220用于获取运载火箭推力矢量控制系统中作动器的第二关联信息，根据第二关联信息确定作动器的施力值和理论长度的过
程中，具体用于：获取作动器的电流值，根据电流值确定施力值；获取作动器的起点位置信息和止点位置信息，根据起点位置信息和止点位置信息确定理论长度。

[0178] 在一些可能的实施方式中，刚度确定模块240用于根据第一距离、第二距离、第三距离、摆动角度、施力值和理论长度，确定运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度的过程
中，具体用于：根据第一距离、第二距离、第三距离和摆动角度，确定作动器的实际长度；实际长度是活动体处于偏转位置状态下第一支耳与活动体的连接点到第二支耳的固定点的
距离；根据施力值、实际长度和理论长度，确定运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度。

[0179] 在一些可能的实施方式中，刚度确定模块240用于根据第一距离、第二距离、第三距离和摆动角度，确定作动器的实际长度的过程中，具体用于：根据第一距离、第二距离和第三距离确定基准夹角的角度；基准夹角是活动体处于基准位置状态下经过第一支耳与活
动体的连接点和活动体的摆心的第一直线、与经过第二支耳的固定点和活动体的摆心的第
二直线之间的夹角；根据基准夹角的角度和摆动角度确定偏转夹角的角度；偏转夹角是活
动体处于偏转位置状态下经过第一支耳与活动体的连接点和活动体的摆心的第三直线、与
经过第二支耳的固定点和活动体的摆心的第二直线之间的夹角；根据第一距离、第二距离
和偏转夹角的角度，确定作动器的实际长度。

[0180] 在一些可能的实施方式中，刚度确定模块240用于根据施力值、实际长度和理论长度，确定运载火箭推力矢量控制系统的组合刚度的过程中，具体用于：确定实际长度与理论长度之间的绝对差值；确定施力值与绝对差值的比值为运载火箭推力矢量控制系统的组合
刚度。

[0181] 基于同一的发明构思，本申请实施例提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现本申请实施例所提供的任
一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法。

[0182] 本申请实施例提供了一种计算机可读存储介质适用于上述任一种运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量方法的各种可选实施方式，其实现原理相类似，在此不再赘述。

[0183] 计算机可读存储介质可以是ROM（Read‑Only Memory，只读存储器）或可存储静态信息和指令的其他类型的静态存储设备，RAM（random access memory，随机存取存储器）或者可存储信息和指令的其他类型的动态存储设备，也可以是EEPROM（Electrically Erasable Programmable Read Only Memory，电可擦可编程只读存储器）、CD‑ROM（Compact Disc Read‑Only Memory，只读光盘）或其他光盘存储、光碟存储（包括压缩光碟、激光碟、光碟、数字通用光碟、蓝光光碟等）、磁盘存储介质或者其他磁存储设备、或者能够用于携带或存储具有指令或数据结构形式的期望的程序代码并能够由计算机存取的任何其他介质，但
不限于此。

[0184] 基于同一的发明构思，本申请实施例还提供了一种计算机程序产品，包括计算机程序，计算机程序被处理器执行时可实现前述方法实施例提供的任一种运载火箭推力矢量
控制系统的刚度测量方法的步骤。

[0185] 应用本申请实施例，至少能够实现如下有益效果：

[0186] 1、提供了可行的运载火箭推力矢量控制系统的刚度测量系统和刚度测量方法，综合考虑了运载火箭推力矢量控制系统中柔性喷管、作动器、第一支耳以及第二支耳等影响
运载火箭推力矢量控制系统实际刚度的因素，可以建立更为完整的运载火箭推力矢量控制
系统分析模型，有利于提高模型精度，不仅具有理论研究参考价值，还可适用于实际产品验收或在此基础上开展的控制系统半实物仿真试验。

[0187] 2、利用倾角仪可以在刚度测量系统处于调试状态下，帮助刚度测量系统建立摆动角度与关联电压值之间的线性回归拟合关系，以利于刚度测量系统在测量状态下根据摆角
传感器因活动体相对固定体摆动所产生的关联电压值确定得到更为精确的摆动角度，进而
提高刚度测量的模型精度。

[0188] 本技术领域技术人员可以理解，本申请中已经讨论过的各种操作、方法、流程中的步骤、措施、方案可以被交替、更改、组合或删除。进一步地，具有本申请中已经讨论过的各种操作、方法、流程中的其他步骤、措施、方案也可以被交替、更改、重排、分解、组合或删除。进一步地，现有技术中的具有与本申请中公开的各种操作、方法、流程中的步骤、措施、方案也可以被交替、更改、重排、分解、组合或删除。

[0189] 在本申请的描述中，词语“中心”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方向或位置关系，为基于附图所示的示例性的方向或位置关系，是为了便于描述或简化描述本申请的实施例，而不是指示或暗示所指的装置或部件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

[0190] 术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

[0191] 在本申请的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

[0192] 在本说明书的描述中，具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

[0193] 应该理解的是，虽然附图的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤的实施顺序并不受限于箭头所指示的顺序。除非本文中有明确的说明，否则在本
申请实施例的一些实施场景中，各流程中的步骤可以按照需求以其他的顺序执行。而且，各流程图中的部分或全部步骤基于实际的实施场景，可以包括多个子步骤或者多个阶段。这
些子步骤或者阶段中的部分或全部可以在同一时刻被执行，也可以在不同的时刻被执行在
执行时刻不同的场景下，这些子步骤或者阶段的执行顺序可以根据需求灵活配置，本申请
实施例对此不限制。

[0194] 以上所述仅是本申请的部分实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请的方案技术构思的前提下，采用基于本申请技术思想的其他类似
实施手段，同样属于本申请实施例的保护范畴。