一种用于控制发射装置辅助支腿下放的方法和系统与流程

1.本技术涉及重载发射装置技术领域，特别涉及一种用于控制发射装置辅助支腿下放的方法和系统。


背景技术：

2.随着科技的迅猛发展，重载导弹发射装置越发朝着通用化、小型化、模块化、智能化和集成化的方向发展，其可通过起竖装置将导弹由水平状态起竖成倾斜或垂直发射状态；且在发射装置工作时，常常需要通过辅助支腿以保证在发射台起竖到位后可压实地面，稳定支撑发射台，即通过支撑装置以保护起竖装置，使得起竖装置处于稳定状态；其中，支撑装置包括刚性支撑装置和混合支撑装置，不过，无论是哪种支撑装置均需与起竖装置进行有效的配合使用，以使得导弹能够安全、稳定、迅速的发射。
3.相关技术中，起竖装置与支撑装置一般通过以下方式进行配合使用：在起竖装置的起竖臂上升到位后，再下放支撑装置中的辅助支腿，待辅助支腿下放到接近开关有信号的位置时，停止辅助支腿下放的动作，即可使得辅助支腿对起竖臂起到稳定、保护的作用。
4.但是该方法由于采用分步的方式完成起竖装置与支撑装置的配合使用，其不仅会增加导弹发射前的准备时间，还无法适应发射阵地的坡度变化，对发射阵地的环境要求较高，且会使得起竖装置中的起竖油缸长时间处于极限行程状态，进而导致起竖装置的结构被破坏的风险大大增加，若辅助支腿未及时下放到位，还会使得起竖臂存在倾倒的安全隐患。


技术实现要素：

5.本技术实施例提供一种用于控制发射装置辅助支腿下放的方法和系统，以解决相关技术中由于采用分步的方式而导致的导弹发射前的准备时间较长和安全性较差的问题。
6.第一方面，提供了一种用于控制发射装置辅助支腿下放的方法，包括以下步骤：
7.采集调平支腿的实时行程，并计算脚盘高度差；
8.根据所述调平支腿的实时行程和所述脚盘高度差计算所述辅助支腿的理论刚触地行程；
9.根据所述理论刚触地行程和所述辅助支腿预设的减速下放行程计算所述辅助支腿的理论下放行程；
10.采集所述辅助支腿的实时下放行程，将所述实时下放行程与所述理论下放行程进行比较，并根据比较结果控制辅助支腿的下放状态。
11.一些实施例中，所述根据所述调平支腿的实时行程和所述脚盘高度差计算所述辅助支腿的理论刚触地行程，包括：
12.当所述发射装置处于上坡状态时，使用第一算法计算所述辅助支腿的理论刚触地行程；当所述发射装置处于下坡状态时，使用第二算法计算所述辅助支腿的理论刚触地行程；
13.所述第一算法包括：
14.h
calc
＝δh
btot
h
b
d
btot
·
((h
b
‑
δh
ftob
‑
h
f
)/d
ftob
)
15.式中，h
calc
为所述辅助支腿理论刚触地行程，δh
btot
为发射装置处于行驶状态下，所述辅助支腿的脚盘与后调平支腿的脚盘之间的脚盘高度差，h
b
为后调平支腿的实时行程，d
btot
为后调平支腿与辅助支腿之间的中心距离，δh
ftob
为发射装置处于行驶状态下，前调平支腿的脚盘与后调平支腿的脚盘之间的脚盘高度差，h
f
为前调平支腿的实时行程，d
ftob
为前调平支腿与后调平支腿之间的中心距离；
16.所述第二算法包括：
17.h
calc
＝δh
btot
h
b
‑
d
btot
·
((h
f
δh
ftob
‑
h
b
)/d
ftob
)
18.式中，h
calc
为所述辅助支腿理论刚触地行程，δh
btot
为发射装置处于行驶状态下，所述辅助支腿的脚盘与后调平支腿的脚盘之间的脚盘高度差，h
b
为后调平支腿的实时行程，d
btot
为后调平支腿与辅助支腿之间的中心距离，δh
ftob
为发射装置处于行驶状态下，前调平支腿的脚盘与后调平支腿的脚盘之间的脚盘高度差，h
f
为前调平支腿的实时行程，d
ftob
为前调平支腿与后调平支腿之间的中心距离。
19.一些实施例中，所述根据所述理论刚触地行程和所述辅助支腿预设的减速下放行程计算所述辅助支腿的理论下放行程，包括：
20.预设防触地保护行程；
21.根据所述防触地保护行程、所述理论刚触地行程、所述辅助支腿预设的减速下放行程计算所述辅助支腿的理论下放行程。
22.一些实施例中，所述根据所述防触地保护行程、所述理论刚触地行程、所述辅助支腿预设的减速下放行程计算所述辅助支腿的理论下放行程，包括：
23.所述辅助支腿的理论下放行程的计算公式为：
24.h＝h
calc
‑
δh
safe
‑
h
brake
25.式中，h为辅助支腿的理论下放行程，h
calc
为所述辅助支腿理论刚触地行程，δh
safe
为防触地保护行程，h
brake
为辅助支腿预设的减速下放行程。
26.一些实施例中，所述根据所述防触地保护行程、所述理论刚触地行程、所述辅助支腿预设的减速下放行程计算所述辅助支腿的理论下放行程，包括：
27.使用第三算法计算所述辅助支腿预设的减速下放行程；
28.所述第三算法为：
29.h
brake
＝(1/2)
·
(v
max
·
s/60)
·
t
brake
30.式中，h
brake
为辅助支腿预设的减速下放行程，v
max
为辅助支腿上的执行电机的最高转速，s为辅助支腿的导程，t
brake
为辅助支腿完成预设的减速下放行程所需的时间。
31.一些实施例中，在所述采集所述辅助支腿的实时下放行程，将所述实时下放行程与所述理论下放行程进行比较，并根据比较结果控制辅助支腿的下放状态之后，还包括：
32.待所述辅助支腿的实时下放行程等于所述理论下放行程之后，控制所述辅助支腿减速下放至触地位置处。
33.第二方面，提供了一种用于控制发射装置辅助支腿下放的系统，包括：第一行程传感模块，所述第一行程传感模块设于调平支腿上，其用于测量所述调平支腿的实时行程；
34.第二行程传感模块，所述第二行程传感模块设于辅助支腿上，其用于测量所述辅
助支腿的实时下放行程；
35.执行模块，所述执行模块设于所述辅助支腿上，其用于采集并传输所述调平支腿的实时行程、所述辅助支腿的实时下放行程，且使所述辅助支腿发生下放动作；
36.控制模块，所述控制模块与所述执行模块电连接，所述控制模块用于分别接收所述调平支腿的实时行程、所述辅助支腿的实时下放行程，且计算脚盘高度差，并根据所述调平支腿的实时行程、脚盘高度差和辅助支腿预设的减速下放行程计算所述辅助支腿的理论下放行程，且将所述实时下放行程与所述理论下放行程进行比较，并根据比较结果控制所述执行模块驱动所述辅助支腿发生下放动作。
37.第三方面，提供了一种用于控制发射装置辅助支腿下放的方法，包括以下步骤：
38.采集调平支腿的实时行程，并计算脚盘高度差；
39.根据所述调平支腿的实时行程和所述脚盘高度差计算所述辅助支腿的理论刚触地行程；
40.根据所述理论刚触地行程和所述辅助支腿预设的减速下放行程计算所述辅助支腿的理论下放行程；
41.根据所述辅助支腿的理论下放行程计算辅助支腿的下放时间；
42.根据所述辅助支腿的下放时间控制所述辅助支腿的下放状态。
43.一些实施例中，所述根据所述辅助支腿的理论下放行程计算辅助支腿的下放时间，包括：
44.使用第四算法计算所述辅助支腿的下放时间；
45.所述第四算法包括：
46.t＝(h/(v
max
·
s/60))
·
1000
47.式中，t为辅助支腿的下放时间，h为辅助支腿的理论下放行程，v
max
为辅助支腿上的执行电机的最高转速，s为辅助支腿的导程。
48.第四方面，提供了一种用于控制发射装置辅助支腿下放的系统，包括：
49.第一行程传感模块，所述第一行程传感模块设于调平支腿上，其用于测量所述调平支腿的实时行程；
50.执行模块，所述执行模块设于所述辅助支腿上，其用于采集并传输所述调平支腿的实时行程，且使所述辅助支腿发生下放动作；
51.控制模块，所述控制模块与所述执行模块电连接，其用于接收所述调平支腿的实时行程，且计算脚盘高度差，并根据所述调平支腿的实时行程、脚盘高度差和辅助支腿预设的减速下放行程计算所述辅助支腿的理论下放行程，且根据所述辅助支腿的理论下放行程计算辅助支腿的下放时间，并根据所述辅助支腿的下放时间控制所述执行模块驱动所述辅助支腿发生下放动作。
52.本技术提供的技术方案带来的有益效果包括：不仅可使辅助支腿下放动作与其他发射准备动作并行完成，有效节省了导弹发射前的准备时间，还可有效防止辅助支腿下放过程中可能存在的触地安全问题，提高了发射装置的作业安全性。
53.本技术实施例提供了一种用于控制发射装置辅助支腿下放的方法和系统，当起竖装置的起竖臂处于上升过程中时，通过采集调平支腿的实时行程，并计算脚盘高度差，再根据调平支腿的实时行程和脚盘高度差计算辅助支腿的理论刚触地行程，并根据该理论刚触
地行程和辅助支腿预设的减速下放行程计算辅助支腿的理论下放行程，最后采集辅助支腿的实时下放行程，且将实时下放行程与理论下放行程进行比较，或直接根据该辅助支腿的理论下放行程计算辅助支腿的下放时间，并根据比较结果或辅助支腿的下放时间安全精准地控制辅助支腿及时下放至计算位置处；由于已计算得知辅助支腿的理论下放行程或下放时间，可使辅助支腿下放动作与起竖臂上升动作并行完成，相较于以往待起竖臂上升到位后再伸出辅助支腿的模式，本技术实施例有效节省了导弹发射前的准备时间，进而可避免起竖油缸长时间处于极限行程状态，降低了结构被破坏的风险，且辅助支腿的理论下放行程充分考虑了辅助支腿的理论刚触地行程，可有效防止辅助支腿下放过程中可能存在的触地安全问题，提高了发射装置的作业安全性。
附图说明
54.为了更清楚地说明本技术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技术的一些实施例，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。
55.图1为本技术实施例提供的一种用于控制发射装置辅助支腿下放的方法的流程示意图；
56.图2为本技术实施例提供的发射装置处于上坡状态时，辅助支腿与调平支腿间的相对关系图；
57.图3为本技术实施例提供的发射装置处于下坡状态时，辅助支腿与调平支腿间的相对关系图；
58.图4为本技术实施例提供的一种用于控制发射装置辅助支腿下放的系统的结构示意图；
59.图5为本技术实施例提供的另一种用于控制发射装置辅助支腿下放的方法的流程示意图；
60.图6为本技术实施例提供的另一种用于控制发射装置辅助支腿下放的系统的结构示意图。
具体实施方式
61.为使本技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术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技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
62.本技术实施例提供了一种用于控制发射装置辅助支腿下放的方法和系统，其能解决相关技术中由于采用分步的方式而导致的导弹发射前的准备时间较长和安全性较差的问题。
63.图1是本技术实施例提供的一种用于控制发射装置辅助支腿下放的方法的流程示意图，其包括以下步骤：
64.s1：采集调平支腿的实时行程(此时，起竖臂处于上升状态)，并计算脚盘高度差；
65.其中，发射装置的车体通常包括四个调平支腿和一个辅助支腿，四个调平支腿可分为前后两组，每组的两个调平支腿以车体中轴线为中心对称安装于车体底部，形成左前支腿、右前支腿和左后支腿、右后支腿，且四个调平支腿上均设有第一行程传感模块(通常优选为行程传感器)，该第一行程传感模块作为调平支腿实时行程的反馈元件；辅助支腿安装于车体中轴线上，通过螺接的方式固定在发射台骨架上；参见图2所示，计算脚盘高度差具体包括：发射装置处于行驶状态下，计算辅助支腿的脚盘与后调平支腿的脚盘之间的脚盘高度差δh
btot
，以及前调平支腿的脚盘与后调平支腿的脚盘之间的脚盘高度差δh
ftob
；
66.s2：根据调平支腿的实时行程和脚盘高度差计算辅助支腿的理论刚触地行程；
67.更进一步的，当发射装置处于上坡状态时，辅助支腿、前调平支腿、后调平支腿的相对关系参见图2所示，使用第一算法计算辅助支腿的理论刚触地行程；
68.第一算法包括：
69.h
calc
＝δh
btot
h
b
d
btot
·
((h
b
‑
δh
ftob
‑
h
f
)/d
ftob
)
70.式中，h
calc
为辅助支腿理论刚触地行程，δh
btot
为发射装置处于行驶状态下，辅助支腿的脚盘与后调平支腿的脚盘之间的脚盘高度差，h
b
为后调平支腿的实时行程，d
btot
为后调平支腿与辅助支腿之间的中心距离，δh
ftob
为发射装置处于行驶状态下，前调平支腿的脚盘与后调平支腿的脚盘之间的脚盘高度差，h
f
为前调平支腿的实时行程，d
ftob
为前调平支腿与后调平支腿之间的中心距离，其中，h
calc
、δh
btot
、h
b
、d
btot
、δh
ftob
、h
f
和d
ftob
的单位均为mm；
71.其中，若前左调平支腿行程长度值小于前右调平支腿行程长度值，则前调平支腿的实时行程h
f
取前右调平支腿的实时行程，若前左调平支腿行程长度值大于前右调平支腿行程长度值，则前调平支腿的实时行程h
f
取前左调平支腿的实时行程；
72.若后左调平支腿行程长度值小于后右调平支腿行程长度值，则后调平支腿的实时行程h
b
取后左调平支腿的实时行程，若后左调平支腿行程长度值大于后右调平支腿行程长度值，则后调平支腿的实时行程h
b
取后右调平支腿的实时行程；
73.当发射装置处于下坡状态时，辅助支腿、前调平支腿、后调平支腿的相对关系参见图3所示，使用第二算法计算辅助支腿的理论刚触地行程；
74.第二算法包括：
75.h
calc
＝δh
btot
h
b
‑
d
btot
·
((h
f
δh
ftob
‑
h
b
)/d
ftob
)
76.式中，h
calc
为辅助支腿理论刚触地行程，δh
btot
为发射装置处于行驶状态下，辅助支腿脚盘与后调平支腿脚盘之间的脚盘高度差，h
b
为后调平支腿的实时行程，d
btot
为后调平支腿与辅助支腿之间的中心距离，δh
ftob
为发射装置处于行驶状态下，前调平支腿的脚盘与后调平支腿的脚盘之间的脚盘高度差，h
f
为前调平支腿的实时行程，d
ftob
为前调平支腿与后调平支腿之间的中心距离，其中，h
calc
、δh
btot
、h
b
、d
btot
、δh
ftob
、h
f
和d
ftob
的单位均为mm；
77.其中，若前左调平支腿行程长度值小于前右调平支腿行程长度值，则前调平支腿的实时行程h
f
取前右调平支腿的实时行程，若前左调平支腿行程长度值大于前右调平支腿行程长度值，则前调平支腿的实时行程h
f
取前左调平支腿的实时行程；
78.若后左调平支腿行程长度值小于后右调平支腿行程长度值，则后调平支腿的实时行程h
b
取后左调平支腿的实时行程，若后左调平支腿行程长度值大于后右调平支腿行程长度值，则后调平支腿的实时行程h
b
取后右调平支腿的实时行程；
79.更进一步的，可将第二算法优化为与第一算法相同的表达式：
80.h
calc
＝δh
btot
h
b
d
btot
·
((h
b
‑
δh
ftob
‑
h
f
)/d
ftob
)
81.因此，无论发射装置处于上坡状态还是下坡状态，辅助支腿的理论刚触地行程均可采用第一算法进行计算；
82.s3：根据理论刚触地行程和辅助支腿预设的减速下放行程计算辅助支腿的理论下放行程；
83.更进一步的，按照辅助支腿上执行模块中的执行电机的最高转速，使用第三算法计算辅助支腿预设的减速下放行程；
84.第三算法为：
85.h
brake
＝(1/2)
·
(v
max
·
s/60)
·
t
brake
86.式中，h
brake
为辅助支腿预设的减速下放行程，单位为mm，v
max
为辅助支腿上的执行电机的最高转速，单位为r/min，s为辅助支腿的导程，单位为mm/r，t
brake
为辅助支腿完成预设的减速下放行程所需的时间，单位为s；
87.更进一步的，可先预设防触地保护行程(该防触地保护行程的具体值可根据实际情况设定)，再根据防触地保护行程、理论刚触地行程、辅助支腿预设的减速下放行程计算辅助支腿的理论下放行程，可防止辅助支腿瞬间与地面发生碰撞，有效防止了辅助支腿预下放过程中可能存在的触地安全问题，从而提高发射装置的安全性，该辅助支腿的理论下放行程的计算公式为：
88.h＝h
calc
‑
δh
safe
‑
h
brake
89.＝δh
btot
h
b
d
btot
·
((h
b
‑
δh
ftob
‑
h
f
)/d
ftob
)
‑
δh
safe
‑
(1/2)
·
(v
max
·
s/60)
·
t
brake
90.式中，h为辅助支腿的理论下放行程，h
calc
为辅助支腿理论刚触地行程，δh
safe
为防触地保护行程，h
brake
为辅助支腿预设的减速下放行程，其中，h、h
calc
、δh
safe
和h
brake
的单位均为mm；
91.s4：采集辅助支腿的实时下放行程(此时，起竖臂处于上升状态)，将实时下放行程与理论下放行程进行比较，并根据比较结果控制辅助支腿的下放状态；
92.更进一步的，若实时下放行程小于理论下放行程，则控制辅助支腿继续下放，若辅助支腿的实时下放行程等于理论下放行程时，暂时停止辅助支腿的下放，待起竖臂上升到位后，控制辅助支腿减速下放至触地位置处，即辅助支腿继续下放，当辅助支腿上的接近开关(该接近开关用于判定辅助支腿是否到位(即触地))出现信号时，说明辅助支腿已触地，此时，辅助支腿停止下放。
93.本技术实施例可安全精准地控制辅助支腿及时下放至计算位置处，且由于已计算得知辅助支腿的理论下放行程，可使辅助支腿下放动作与起竖臂上升动作并行完成，相较于以往待起竖臂上升到位后再伸出辅助支腿的模式，本技术实施例有效节省了导弹发射前的准备时间，进而可避免起竖油缸长时间处于极限行程状态，降低了结构被破坏的风险，且辅助支腿的理论下放行程充分考虑了辅助支腿的理论刚触地行程，可有效防止辅助支腿下放过程中可能存在的触地安全问题，提高了发射装置的作业安全性。
94.参见图4所示，本技术实施例还提供了一种用于控制发射装置辅助支腿下放的系统，其包括第一行程传感模块(通常优选为行程传感器)、第二行程传感模块(通常优选为行程传感器)、执行模块和控制模块，第一行程传感模块设于调平支腿上，其用于测量调平支
腿的实时行程；第二行程传感模块设于辅助支腿上，其用于测量辅助支腿的实时下放行程；执行模块设于辅助支腿上，其包括驱动器和执行电机，用于采集并传输调平支腿的实时行程和辅助支腿的实时下放行程，并使辅助支腿发生下放动作；控制模块与执行模块电连接，具体的，第一行程传感模块、第二行程传感模块分别与驱动器连接，驱动器再与控制模块连接在can(controller area network,控制器局域网络)总线上，通过can总线实现驱动器与控制模块之间的通讯，控制模块用于分别接收驱动器传输的调平支腿的实时行程、辅助支腿的实时下放行程，且计算脚盘高度差，并根据调平支腿的实时行程、脚盘高度差和辅助支腿预设的减速下放行程计算辅助支腿的理论下放行程，且将实时下放行程与理论下放行程进行比较，并根据比较结果控制执行模块驱动辅助支腿发生下放动作。
95.当起竖装置的起竖臂处于上升过程中时，本技术实施例通过第一行程传感模块测量调平支腿的实时行程，并通过控制模块计算脚盘高度差，再根据调平支腿的实时行程和脚盘高度差计算辅助支腿的理论刚触地行程，并根据该理论刚触地行程和辅助支腿预设的减速下放行程计算辅助支腿的理论下放行程，最后通过第二行程传感模块测量辅助支腿的实时下放行程，且通过控制模块将实时下放行程与理论下放行程进行比较，并根据比较结果安全精准地控制驱动器驱动辅助支腿上的执行电机运转，进而使辅助支腿及时下放至计算位置处，由于已计算得知辅助支腿的理论下放行程，可使辅助支腿下放动作与起竖臂上升动作并行完成，相较于以往待起竖臂上升到位后再伸出辅助支腿的模式，本技术实施例有效节省了导弹发射前的准备时间，进而可避免起竖油缸长时间处于极限行程状态，降低了结构被破坏的风险，且辅助支腿的理论下放行程充分考虑了辅助支腿的理论刚触地行程，可有效防止辅助支腿下放过程中可能存在的触地安全问题，提高了发射装置的作业安全性。
96.本技术实施例通过本系统控制发射装置辅助支腿下放的具体实现过程为：通过第一行程传感模块测量调平支腿的实时行程，第二行程模块测量辅助支腿的实时下放行程；驱动器采集并传输调平支腿的实时行程和辅助支腿的实时下放行程；控制模块计算脚盘高度差，并接收驱动器传输的调平支腿的实时行程和辅助支腿的实时下放行程，再根据调平支腿的实时行程、脚盘高度差和辅助支腿预设的减速下放行程计算辅助支腿的理论下放行程，且将实时下放行程与理论下放行程进行比较，若实时下放行程小于理论下放行程，则向驱动器发出控制辅助支腿下放的驱动指令，该驱动指令中包含转速和理论下放行程信息；驱动器接收到驱动指令后，将其发送至执行电机，并控制执行电机的转速和方向，转速越大，则辅助支腿上升或下降的速度越大，使辅助支腿在起竖臂上升的过程中实现同步的平稳下放，若未接收到驱动指令，则执行电机关闭；当辅助支腿的实时下放行程等于理论下放行程时，暂时停止辅助支腿的下放，此时辅助支腿未触地，待起竖臂上升到位后，控制模块继续发出控制辅助支腿下放的驱动指令，驱动器根据该驱动指令控制辅助支腿减速下放至触地位置处，即辅助支腿上的接近开关出现信号，此时辅助支腿已撑实地面，控制模块向驱动器发出控制辅助支腿停止的指令，驱动器接收该指令后，控制执行电机停止运转，辅助支腿停止下放。
97.本技术实施例通过第一行程传感模块实时反馈调平支腿的实时行程，结合辅助支腿、前调平支腿、后调平支腿间的相对关系，考虑辅助支腿减速下放行程和防触地保护行程，可以计算得到发射装置在不同坡度环境下辅助支腿的理论下放行程，提高了发射装置
对不同作战环境的适应力；且通过驱动器对辅助支腿上的执行电机进行速度和位移控制，并以计算得到的理论下放行程作为位移目标位置，可实现在起竖臂上升过程中同步下放辅助支腿，相较于待起竖臂上升到位后再下放辅助支腿的单步动作，有效节省了作战准备时间。
98.参见图5所示，本技术实施例还提供另一种用于控制发射装置辅助支腿下放的方法，其包括以下步骤：
99.n1：采集调平支腿的实时行程，并计算脚盘高度差；
100.由于步骤n1的实现过程和原理与步骤s1相似，在此不再赘述；
101.n2：根据调平支腿的实时行程和脚盘高度差计算辅助支腿的理论刚触地行程；
102.由于步骤n2的实现过程和原理与步骤s2相似，在此不再赘述；
103.n3：根据理论刚触地行程和辅助支腿预设的减速下放行程计算辅助支腿的理论下放行程；
104.由于步骤n3的实现过程和原理与步骤s3相似，在此不再赘述；
105.n4：根据辅助支腿的理论下放行程计算辅助支腿的下放时间；
106.更进一步的，若由于辅助支腿上未安装第二行程传感模块，而无法测量辅助支腿的实时下放行程时，可依据辅助支腿的理论下放行程、执行电机的最高转速和辅助支腿的导程计算得到辅助支腿的下放时间，该辅助支腿的下放时间可通过第四算法计算得到；
107.该第四算法包括：
108.t＝(h/(v
max
·
s/60))
·
1000
109.式中，t为辅助支腿的下放时间，单位为ms，h为辅助支腿的理论下放行程，单位为mm，v
max
为辅助支腿上的执行电机的最高转速，单位为r/min，s为辅助支腿的导程，单位为mm/r；
110.n5：根据辅助支腿的下放时间控制辅助支腿的下放状态；
111.即在起竖臂起竖过程中，同步下放辅助支腿且下放时长为t，时间达到后，控制模块将发出控制辅助支腿停止的指令，辅助支腿即刻停止下放动作；由于已计算得知辅助支腿的下放时间，可使辅助支腿下放动作与起竖臂上升动作并行完成，相较于以往待起竖臂上升到位后再伸出辅助支腿的模式，本技术实施例有效节省了导弹发射前的准备时间，进而可避免起竖油缸长时间处于极限行程状态，降低了结构被破坏的风险，且辅助支腿的理论下放行程充分考虑了辅助支腿的理论刚触地行程，可有效防止辅助支腿下放过程中可能存在的触地安全问题，提高了发射装置的作业安全性。
112.参见图6所示，本技术实施例还提供了另一种用于控制发射装置辅助支腿下放的系统，其包括第一行程传感模块、执行模块和控制模块，第一行程传感模块设于调平支腿上，其用于测量调平支腿的实时行程，执行模块设于辅助支腿上，其包括驱动器和执行电机，用于采集并传输调平支腿的实时行程和辅助支腿的实时下放行程，并使辅助支腿发生下放动作，控制模块与执行模块电连接，具体的，第一行程传感模块与驱动器连接，驱动器再与控制模块连接在can(controller area network,控制器局域网络)总线上，通过can总线实现驱动器与控制模块之间的通讯，其用于接收驱动器传输的调平支腿的实时行程，且计算脚盘高度差，并根据调平支腿的实时行程、脚盘高度差和辅助支腿预设的减速下放行程计算辅助支腿的理论下放行程，且根据辅助支腿的理论下放行程计算辅助支腿的下放时
间，并根据辅助支腿的下放时间控制执行模块驱动辅助支腿发生下放动作。
113.当起竖装置的起竖臂处于上升过程中时，本技术实施例通过第一行程传感模块测量调平支腿的实时行程，驱动器采集并传输调平支腿的实时行程和辅助支腿的实时下放行程；通过控制模块计算脚盘高度差，并接收驱动器传输的调平支腿的实时行程和辅助支腿的实时下放行程，再根据调平支腿的实时行程和脚盘高度差计算辅助支腿的理论刚触地行程，并根据该理论刚触地行程和辅助支腿预设的减速下放行程计算辅助支腿的理论下放行程，再根据辅助支腿的理论下放行程计算辅助支腿的下放时间，最后根据辅助支腿的下放时间控制驱动器驱动辅助支腿上的执行电机进行运转，进而实现辅助支腿的下放状态，由于已计算得知辅助支腿的下放时间，可使辅助支腿下放动作与起竖臂上升动作并行完成，相较于以往待起竖臂上升到位后再伸出辅助支腿的模式，本技术实施例有效节省了导弹发射前的准备时间，进而可避免起竖油缸长时间处于极限行程状态，降低了结构被破坏的风险，且辅助支腿的理论下放行程充分考虑了辅助支腿的理论刚触地行程，可有效防止辅助支腿下放过程中可能存在的触地安全问题，提高了发射装置的作业安全性。
114.在本技术的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元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技术的限制。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；可以是机械连接，也可以是电连接；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，可以根据具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
115.需要说明的是，在本技术中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
116.以上所述仅是本技术的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本技术。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本技术的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本技术将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。