鄭 新，趙 民，于煜斌，劉 琳

(1. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2. 中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

0 引言

試驗(yàn)運(yùn)載器在初始起控階段，飛行高度低，需在大初始姿態(tài)偏差及氣動(dòng)干擾條件下保證穩(wěn)定控制。在有效載荷釋放階段，多通道多次連續(xù)大角度調(diào)姿動(dòng)作需要足夠的控制能力。而運(yùn)載器艙體結(jié)構(gòu)空間有限，姿控動(dòng)力系統(tǒng)布置困難，控制力臂有限。研制過程中，任務(wù)需求有較大程度調(diào)整，給控制能力需求帶來變化。以上各種因素給姿控總體方案的設(shè)計(jì)帶來了困難。

姿控總體從優(yōu)化總體方案、提高系統(tǒng)整體性能的角度出發(fā)，采取多種優(yōu)化設(shè)計(jì)措施，主要如下：

1)鴨式直接力控制方案設(shè)計(jì)；

2)滾動(dòng)通道姿控方案優(yōu)化設(shè)計(jì)；

3)姿控動(dòng)力系統(tǒng)試車程序優(yōu)化設(shè)計(jì)；

4)多通道連續(xù)大角度調(diào)姿方案設(shè)計(jì)。

通過以上幾種措施的綜合應(yīng)用，成功地解決了研制中遇到的多個(gè)技術(shù)難點(diǎn)，設(shè)計(jì)出滿足任務(wù)要求且性能良好的姿控總體方案。

1 主要研究?jī)?nèi)容

1.1 鴨式直接力控制方案設(shè)計(jì)

運(yùn)載器艙體結(jié)構(gòu)空間有限，因飛行任務(wù)的需求，要將有效載荷布置在艙體尾段；還需要在尾段布置末修軌控發(fā)動(dòng)機(jī)，使得艙體尾段剩余空間十分狹小。若要在艙體尾段剩余空間再布置姿控動(dòng)力系統(tǒng)，則俯仰、偏航姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝平面靠近艙體縱向質(zhì)心位置所處橫截面，控制力臂太小，極大限制了俯仰、偏航通道的控制能力。

飛行任務(wù)的需求對(duì)運(yùn)載器的飛行高度進(jìn)行了約束，從而導(dǎo)致其初始起控階段存在較大的氣動(dòng)干擾。

級(jí)間分離過程對(duì)運(yùn)載器艙體產(chǎn)生干擾，使得運(yùn)載器在初始起控階段存在較大的初始姿態(tài)偏差。同時(shí)，為保證分離過程可靠，防止發(fā)生碰撞，要求在達(dá)到有效分離距離后再啟動(dòng)姿控系統(tǒng)工作，造成運(yùn)載器在初始起控階段存在一定時(shí)間的失控飛行。

在有效載荷釋放階段，為完成飛行任務(wù)，需進(jìn)行多通道的多次連續(xù)大幅調(diào)姿動(dòng)作，且要求在短時(shí)間內(nèi)完成，這就對(duì)姿控調(diào)姿能力提出了大的需求。

在綜合考慮姿控發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸、質(zhì)量、可選推力值的情況下，經(jīng)過核算，若要保證運(yùn)載器在大初始姿態(tài)偏差及氣動(dòng)干擾作用下的初始段穩(wěn)定控制,以及大角度調(diào)姿階段的調(diào)姿能力需求，則無(wú)法在艙體尾段布置姿控動(dòng)力系統(tǒng)。

針對(duì)上述難題，通過結(jié)構(gòu)配置優(yōu)化布局、姿控發(fā)動(dòng)機(jī)推力需求設(shè)計(jì)及選型，充分利用艙體前中段的空間，將軌控發(fā)動(dòng)機(jī)布置于艙體前段；將俯仰、偏航姿控發(fā)動(dòng)機(jī)布置于艙體中前段，其推力作用線距離艙體理論尖點(diǎn)的距離小于艙體縱向質(zhì)心位置距理論尖點(diǎn)的位置，即俯仰、偏航姿控發(fā)動(dòng)機(jī)為鴨式控制布局，有效地增大了俯仰、偏航姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的控制力臂長(zhǎng)度。

經(jīng)過多輪優(yōu)化迭代設(shè)計(jì)，確定了最終姿控動(dòng)力系統(tǒng)布置方案，通過控制力需求計(jì)算和數(shù)學(xué)仿真分析，并經(jīng)過了飛行試驗(yàn)的考核，驗(yàn)證了此方案的可行性。

1.2 滾動(dòng)通道姿控方案優(yōu)化設(shè)計(jì)

研制初期，確定滾動(dòng)通道姿控發(fā)動(dòng)機(jī)推力需求時(shí)，考慮到較高的姿態(tài)控制精度要求及空間結(jié)構(gòu)等因素的限制，姿控發(fā)動(dòng)機(jī)采用了單檔推力方案，且控制能力余量較小。

項(xiàng)目研制中，由于有效載荷質(zhì)量及飛行任務(wù)規(guī)劃的調(diào)整，運(yùn)載器初始段飛行軌跡高度明顯下降,飛行動(dòng)壓大幅增大，使得初始起控階段的氣動(dòng)干擾力矩大幅增加，滾動(dòng)通道干擾控制比如圖1 所示。

圖1 滾動(dòng)通道干擾控制比Fig.1 Rolling channel control disturbance ratio

由圖1可知，初始起控階段的干擾控制比在1.5～4之間，控制力遠(yuǎn)小于受到的干擾，不能穩(wěn)定控制姿態(tài)。

典型狀態(tài)的滾動(dòng)通道姿態(tài)數(shù)學(xué)仿真結(jié)果如圖2 所示。

圖2 滾動(dòng)通道姿態(tài)仿真結(jié)果Fig.2 Rolling channel attitude simulation results

由圖2可知，由于控制能力嚴(yán)重不足，滾動(dòng)通道姿態(tài)GAMMA在初始起控階段迅速發(fā)散?？紤]引入解耦控制，以保證運(yùn)載器在超過一定滾動(dòng)角速率下的俯仰和偏航通道姿態(tài)穩(wěn)定，但仿真結(jié)果中滾動(dòng)角速率超出敏感裝置量程，且在有效載荷釋放階段不能將滾動(dòng)角速率控制到要求值附近，方案不閉合。

為此，重新對(duì)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的控制力需求進(jìn)行核算，適當(dāng)增大姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的推力值，以提高控制能力；但增大推力值后，難以滿足有效載荷釋放時(shí)的姿態(tài)控制精度要求。針對(duì)上述問題，最直接的解決措施是采用兩檔變推力姿控發(fā)動(dòng)機(jī)布局方案；但因?yàn)榕擉w空間結(jié)構(gòu)、研制進(jìn)度、經(jīng)濟(jì)成本的限制，此措施無(wú)法實(shí)施。最終，姿控總體提出在一定程度上降低干擾力矩，同時(shí)適當(dāng)增大姿控發(fā)動(dòng)機(jī)推力值和推力響應(yīng)特性的折中方案。

首先，重新梳理了各干擾源及所占比重，通過降低滾動(dòng)通道結(jié)構(gòu)干擾、微抬飛行軌跡以減小動(dòng)壓，降低了氣動(dòng)干擾力矩；隨后，結(jié)合姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的工程設(shè)計(jì)生產(chǎn)實(shí)現(xiàn)性，根據(jù)控制能力及控制精度要求，對(duì)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和響應(yīng)特性需求指標(biāo)進(jìn)行了重新匹配優(yōu)化；最終，確定了滾動(dòng)通道的改進(jìn)姿控方案及相應(yīng)的姿控參數(shù)。

改進(jìn)方案的滾動(dòng)通道干擾控制比如圖3所示。

圖3 改進(jìn)方案的滾動(dòng)通道干擾控制比Fig.3 Rolling channel control disturbance ratio of the improved scheme

由圖3可知，改進(jìn)方案的滾動(dòng)通道干擾控制比與原方案相比有明顯下降。改進(jìn)方案的滾動(dòng)通道典型狀態(tài)姿控?cái)?shù)學(xué)仿真結(jié)果如圖4所示。

圖4 改進(jìn)方案的滾動(dòng)通道姿態(tài)仿真結(jié)果Fig.4 Simulation results of the rolling channel attitude of the improved scheme

由圖4可知，滾動(dòng)通道姿態(tài)GAMMA雖然在起控后的最初始段仍有一定程序的發(fā)散趨勢(shì)，但由于控制能力的增加及干擾力矩的減小，姿控系統(tǒng)在較短時(shí)間內(nèi)抑制住了姿態(tài)的發(fā)散趨勢(shì)，并實(shí)現(xiàn)了對(duì)姿態(tài)角和姿態(tài)角速率的穩(wěn)定控制，在有效載荷釋放階段前達(dá)到了要求的姿態(tài)控制精度。

1.3 姿控動(dòng)力系統(tǒng)試車程序優(yōu)化設(shè)計(jì)

為確保姿控動(dòng)力系統(tǒng)在整個(gè)飛行任務(wù)過程中穩(wěn)定可靠地工作，需要對(duì)姿控動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)的以下特性進(jìn)行考核。

1)推力室的冷、熱啟動(dòng)和冷、熱關(guān)閉特性，穩(wěn)態(tài)、脈沖工作特性。

2)變推推力室工作特性：0←→←→←→0的各過渡狀態(tài)工作過程和各穩(wěn)態(tài)工作過程。

3)短脈沖工作特性，此時(shí)只要求姿控發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)保證功能，不要求其性能。

4)飛行中可能頻繁工作的姿控發(fā)動(dòng)機(jī)，需要重點(diǎn)考核。

5)安排全部變推力俯仰偏航控制、滾控和軌控推力室同時(shí)工作，以考核最大工況下姿控動(dòng)力系統(tǒng)的推進(jìn)劑供應(yīng)能力。

據(jù)此，編制相應(yīng)的姿控動(dòng)力系統(tǒng)試車程序，并結(jié)合數(shù)學(xué)仿真結(jié)果進(jìn)行優(yōu)化調(diào)整，滿足既能考核到所有動(dòng)特性，又能與飛行時(shí)間、推進(jìn)劑消耗量匹配的需要。姿控動(dòng)力系統(tǒng)試車程序部分示意如圖5所示。

圖5 試車程序(部分)示意圖Fig.5 Schematic diagram of commissioning procedure (partial)

此姿控動(dòng)力系統(tǒng)試車程序的編制，是進(jìn)行姿控動(dòng)力系統(tǒng)整機(jī)熱試車的依據(jù)，保證了后續(xù)設(shè)計(jì)工作的順利開展。

1.4 多通道連續(xù)大角度調(diào)姿方案設(shè)計(jì)

試驗(yàn)中，嚴(yán)格要求在特定時(shí)間、特定空域、特性方位釋放所搭載的有效載荷。為此，需要結(jié)合飛行軌跡空域，進(jìn)行多通道多次連續(xù)大角度調(diào)姿動(dòng)作，并且要求運(yùn)載器在有效載荷釋放時(shí)刻達(dá)到要求的姿態(tài)控制精度。

為實(shí)現(xiàn)上述任務(wù)目標(biāo)，需要詳細(xì)分析姿控動(dòng)力系統(tǒng)的控制及調(diào)姿能力，結(jié)合各偏差軌道的高度等參數(shù)的變化、有效載荷釋放時(shí)的空域和姿態(tài)要求、有效載荷釋放對(duì)運(yùn)載器姿態(tài)的干擾作用，進(jìn)行多通道多次連續(xù)大角度調(diào)姿動(dòng)作的多輪迭代優(yōu)化，以最終得到滿足設(shè)計(jì)要求的有效載荷釋放方案。

采用拋物線調(diào)姿方法，則調(diào)姿時(shí)間可通過如下公式來計(jì)算

(1)

式中，各符號(hào)的含義如表1所示。

表1 符號(hào)含義Tab.1 Symbols

迭代流程示意圖如圖6所示。

圖6 迭代流程示意圖Fig.6 Schematic diagram of iterative process

經(jīng)過多輪迭代優(yōu)化，并根據(jù)系統(tǒng)響應(yīng)特性，選取一定的調(diào)姿穩(wěn)定時(shí)間，確定最終的調(diào)姿釋放方案。

采用全量數(shù)學(xué)模型對(duì)典型的雙通道3次連續(xù)大角度調(diào)姿釋放方案進(jìn)行數(shù)學(xué)仿真驗(yàn)證，仿真中計(jì)入有效載荷釋放過程對(duì)運(yùn)載器的干擾作用，典型數(shù)學(xué)仿真結(jié)果參數(shù)如圖7、圖8所示。

圖7 俯仰通道調(diào)姿仿真結(jié)果Fig.7 Simulation results of pitch channel adjustment attitude

圖8 偏航通道調(diào)姿仿真結(jié)果Fig.8 Simulation results of yaw channel adjustment attitude

由以上數(shù)學(xué)仿真結(jié)果可知，在姿控系統(tǒng)控制作用下，俯仰、偏航兩個(gè)通道都實(shí)現(xiàn)了預(yù)期的3次連續(xù)大角度調(diào)姿動(dòng)作，姿態(tài)角PHI、PSI均分別實(shí)現(xiàn)了對(duì)程序姿態(tài)角PHICX、PSICX的高精度跟蹤，在調(diào)姿穩(wěn)定段達(dá)到了有效載荷釋放時(shí)的姿態(tài)控制精度要求。

2 總結(jié)

針對(duì)試驗(yàn)運(yùn)載器，通過鴨式直接力控制方案設(shè)計(jì)、滾動(dòng)通道姿控方案優(yōu)化設(shè)計(jì)、多通道連續(xù)大角度調(diào)姿方案設(shè)計(jì)等技術(shù)，成功解決了姿控動(dòng)力系統(tǒng)控制能力不足、有效載荷按需釋放等難題。縮短了項(xiàng)目周期，降低了經(jīng)濟(jì)成本，為整個(gè)研制工作的順利開展及飛行試驗(yàn)的成功起到了至關(guān)重要的作用。