運(yùn)載火箭分離與姿控聯(lián)合仿真方法研究

張　健,翟章明，周一磊，張耐民，王旭剛

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京　100076)

運(yùn)載火箭分離與姿控聯(lián)合仿真方法研究

張健,翟章明，周一磊，張耐民，王旭剛

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京100076)

摘要：運(yùn)載火箭級(jí)間分離和其他長(zhǎng)行程分離過(guò)程中，上面級(jí)姿態(tài)控制力對(duì)分離兩體間隙影響較為顯著，在分離設(shè)計(jì)過(guò)程中必須開(kāi)展姿控與分離聯(lián)合仿真；基于多學(xué)科CAD/CAE分析工具聯(lián)合建模與仿真，研究了運(yùn)載火箭姿控與分離聯(lián)合仿真建模方法與仿真流程，實(shí)現(xiàn)了運(yùn)載火箭分離與姿控快速建模，以及三維可視化分離仿真，為分離過(guò)程精確預(yù)示與仿真分析提供了有力支撐。

關(guān)鍵詞：分離；姿態(tài)控制；聯(lián)合仿真

本文引用格式：張健,翟章明，周一磊，等.運(yùn)載火箭分離與姿控聯(lián)合仿真方法研究[J].四川兵工學(xué)報(bào)，2015(12):14-17.

Citation format:ZHANG Jian, ZHAI Zhang-ming, ZHOU Yi-lei, et al.Research on Co-Simulation Method with Stability Control and Separation of Launch Vehicle[J].Journal of Sichuan Ordnance,2015(12):14-17.

Research on Co-Simulation Method with Stability Control

and Separation of Launch Vehicle

ZHANG Jian, ZHAI Zhang-ming, ZHOU Yi-lei, ZHANG Nai-min, WANG Xu-gang

(Beijing Aerospace Systems Engineering Institute, Beijing 100076, China)

Abstract:The stage-separation of launch vehicle is a long distance separation. Up-stage stability control force has remarkable impact on separation-space, and co-simulation with stability control and separation is needed in separation design. Based on CAD/CAE tools, the co-simulation modeling method and simulation process was researched, and the launch vehicle attitude control and separation joint simulation modeling method and simulation process were analyzed, which the fast modeling of rocket separation and attitude control and 3 D visualization separation simulation were achieved, which provides a strong support for accurate predictor and the simulation analysis of separation process.

Key words:separation; stability control; co-simulation

運(yùn)載火箭在任務(wù)飛行過(guò)程中要經(jīng)歷級(jí)間分離、整流罩分離、有效載荷分離等多個(gè)分離環(huán)節(jié)，分離過(guò)程是一個(gè)瞬態(tài)過(guò)程，分離設(shè)計(jì)涉及多體動(dòng)力學(xué)、空氣動(dòng)力學(xué)、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)、姿態(tài)控制等多個(gè)學(xué)科，關(guān)系到運(yùn)載火箭外形選擇與布局、設(shè)計(jì)參數(shù)選取、飛行程序設(shè)計(jì)等多個(gè)方面，是火箭設(shè)計(jì)的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。在火箭級(jí)間分離和其他長(zhǎng)行程分離過(guò)程中，上面級(jí)姿態(tài)控制力對(duì)分離兩體間隙影響較為顯著，在分離設(shè)計(jì)過(guò)程中必須開(kāi)展姿控與分離聯(lián)合仿真，對(duì)分離過(guò)程進(jìn)行精確分析。

1姿控與分離聯(lián)合仿真目的

分離仿真是分離設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)，為提高分離仿真預(yù)示精度，更好地服務(wù)于工程設(shè)計(jì)，經(jīng)過(guò)多年發(fā)展，分離仿真技術(shù)從二維仿真發(fā)展到三維六自由度仿真，從自編程仿真發(fā)展到數(shù)字樣機(jī)仿真，從單一學(xué)科仿真發(fā)展到多學(xué)科聯(lián)合仿真[1]，分離仿真考慮的影響因素日臻完善，仿真預(yù)示精度逐漸提高。姿控與分離聯(lián)合仿真的目的是通過(guò)姿態(tài)控制模型與分離動(dòng)力學(xué)模型的耦合計(jì)算，進(jìn)行姿控與分離聯(lián)合仿真，實(shí)現(xiàn)分離過(guò)程的精確預(yù)示，指導(dǎo)分離設(shè)計(jì)[2]。

國(guó)外，在X-43A、X-51A高超聲速飛行器研究中，遇到復(fù)雜低空高超聲速氣動(dòng)分離問(wèn)題，分離環(huán)境復(fù)雜，分離體對(duì)姿態(tài)偏差和穩(wěn)定性要求高，通過(guò)建立姿控系統(tǒng)、分離系統(tǒng)全程聯(lián)合仿真平臺(tái)，實(shí)現(xiàn)了分離過(guò)程的精確預(yù)示，指導(dǎo)了飛行器分離和姿控系統(tǒng)的方案設(shè)計(jì)。國(guó)內(nèi)，在運(yùn)載火箭級(jí)間分離及其他長(zhǎng)行程、小間隙分離過(guò)程中，上面級(jí)姿態(tài)控制力對(duì)分離運(yùn)動(dòng)過(guò)程產(chǎn)生較大影響，必須開(kāi)展姿控與分離聯(lián)合仿真。

2姿控與分離聯(lián)合仿真方法

姿控與分離聯(lián)合仿真涉及姿態(tài)控制學(xué)、多體動(dòng)力學(xué)，以及分離間隙與碰撞檢測(cè)等多個(gè)學(xué)科的數(shù)學(xué)模型。分離過(guò)程重點(diǎn)關(guān)注分離碰撞，由于分離兩體接觸部位外形復(fù)雜，分離碰撞位置難以精確確定，因此在分離仿真時(shí)，首先建立分離體幾何模型，針對(duì)易碰危險(xiǎn)點(diǎn)建立分離間隙與碰撞檢測(cè)模型[3]，然后施加分離作用力和作用力矩，其中姿態(tài)控制力由姿態(tài)控制模型解算獲得，最后生成考慮姿態(tài)控制的多體動(dòng)力學(xué)模型。姿控與分離聯(lián)合仿真可采用自編程和基于多學(xué)科CAD/CAE工具兩種手段。

自編程實(shí)現(xiàn)碰撞檢測(cè)十分困難，通常兩個(gè)形狀簡(jiǎn)單的物體碰撞需要大量的代碼實(shí)現(xiàn)，同時(shí)自編程實(shí)現(xiàn)三維可視化仿真的難度較大，難以直觀地觀察分離過(guò)程?；诓煌瑢W(xué)科的CAD/CAE分析工具進(jìn)行聯(lián)合建模與仿真，可充分利用各學(xué)科分析工具的優(yōu)勢(shì)實(shí)現(xiàn)快速建模，以及三維、可視化仿真。例如，通過(guò)三維建模工具建立火箭上、下面級(jí)三維幾何模型，導(dǎo)入多體動(dòng)力學(xué)分析工具中，建立多體動(dòng)力學(xué)及分離間隙與碰撞檢測(cè)模型，并完成上面級(jí)姿態(tài)控制模型輸入、輸出參數(shù)的定義；然后，在控制仿真工具中建立上面級(jí)姿態(tài)控制模型，進(jìn)行多體動(dòng)力學(xué)和控制仿真工具的接口連接與調(diào)試；最后，通過(guò)多體動(dòng)力學(xué)與控制仿真工具的聯(lián)合計(jì)算，實(shí)現(xiàn)姿控與分離聯(lián)合仿真。

本文重點(diǎn)討論了基于三維建模工具CATIA、多體動(dòng)力學(xué)分析工具ADAMS和控制仿真工具M(jìn)atlab/Simulink進(jìn)行姿控與分離聯(lián)合仿真的建模方法與仿真流程。

2.1　建模方法

CATIA是目前常用的基于參數(shù)化建模的三維建模工具，具有強(qiáng)大的幾何建模、模型裝配和約束定義功能，生成的結(jié)構(gòu)化幾何模型可實(shí)現(xiàn)與ADAMS無(wú)縫對(duì)接。

ADAMS多體系動(dòng)力學(xué)仿真工具具備多體動(dòng)力學(xué)仿真、碰撞檢測(cè)、一體化仿真顯示、參數(shù)化設(shè)計(jì)與分析功能，與多個(gè)CAD/CAE工具留有通用接口。ADAMS采用成熟的拉格朗日運(yùn)動(dòng)方程，對(duì)每個(gè)剛體列出6個(gè)廣義帶乘子的拉格朗日運(yùn)動(dòng)方程及其相應(yīng)的約束方程。對(duì)于運(yùn)載火箭上、下面級(jí)分離建立如下的動(dòng)力學(xué)模型：

其中:K為動(dòng)能；qjk為描述系統(tǒng)廣義坐標(biāo)；ψi為系統(tǒng)約束方程；Fj為廣義坐標(biāo)方向的廣義力；λi為m×1拉格朗日乘子列陣；_up為火箭上面級(jí)；_down為火箭下面級(jí)。

分離碰撞檢測(cè)是分離仿真的難題，ADAMS在碰撞判斷方面建立了成熟的碰撞計(jì)算模型，提供了補(bǔ)償法和沖擊函數(shù)法兩種碰撞計(jì)算方法，并可直觀地獲得碰撞位置與碰撞力。ADAMS在與控制仿真工具進(jìn)行聯(lián)合計(jì)算時(shí)提供了ADAMS/Controls模塊，在ADAMS模型中定義狀態(tài)變量作為控制模型的輸入變量，狀態(tài)變量一般為火箭上面級(jí)的位置、速度、角度、角速度；同時(shí)在ADAMS模型中定義控制模型的輸出變量，輸出變量一般為火箭上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管擺角或噴管開(kāi)關(guān)控制量等。

Matlab/Simulink是一個(gè)交互式操作的動(dòng)態(tài)系統(tǒng)建模、仿真、分析集成環(huán)境，利用控制系統(tǒng)工具箱可快速地建立復(fù)雜的控制系統(tǒng)模型，SIMULINK提供了豐富的接口模塊，可與ADAMS進(jìn)行聯(lián)合計(jì)算。

基于CATIA、ADAMS、Matlab/Simulink聯(lián)合計(jì)算，實(shí)現(xiàn)姿控與分離聯(lián)合仿真的建模與仿真流程見(jiàn)圖1。

圖1　建模與仿真流程

通過(guò)CATIA建立火箭上、下面級(jí)參數(shù)化的幾何模型，對(duì)于外形或構(gòu)成復(fù)雜的分離體，可以利用裝配完成分離兩體建模。然后定義分離體相互約束的運(yùn)動(dòng)副，最終生成由幾何參數(shù)、裝配參數(shù)、約束參數(shù)組成結(jié)構(gòu)化幾何模型。

將結(jié)構(gòu)化幾何模型導(dǎo)入ADAMS，在分離體幾何模型上施加分離相關(guān)的作用力及作用力矩，建立分離間隙與碰撞檢測(cè)模型，生成分離動(dòng)力學(xué)計(jì)算模型。并在ADAMS中建立控制系統(tǒng)輸入、輸出變量，并通過(guò)ADAMS/Controls模塊完成與Matlab/Simulink的接口定義。

在Matlab/Simulink中搭建姿控系統(tǒng)模型，完成與ADAMS的接口調(diào)試和仿真參數(shù)設(shè)置，如仿真步長(zhǎng)、仿真時(shí)間、積分算法等，最終完成姿控與分離聯(lián)合仿真建模。

2.2　仿真流程

仿真計(jì)算時(shí)，ADAMS求解動(dòng)力學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，Matlab/Simulink求解姿態(tài)控制方程，通過(guò)ADAMS/CONTROL完成數(shù)據(jù)交換，共同完成姿控與分離的聯(lián)合計(jì)算。計(jì)算時(shí)可通過(guò)網(wǎng)絡(luò)實(shí)現(xiàn)多臺(tái)計(jì)算機(jī)并行計(jì)算，提高仿真效率。姿控與分離聯(lián)合仿真數(shù)據(jù)信息流見(jiàn)圖2。

圖2　姿控與分離聯(lián)合仿真信息流

3聯(lián)合仿真在運(yùn)載火箭分離仿真中的應(yīng)用

某運(yùn)載火箭級(jí)間分離為真空分離，接收到分離指令并解鎖后，下面級(jí)受4臺(tái)反推火箭作用向下運(yùn)動(dòng)遠(yuǎn)離上面級(jí)實(shí)現(xiàn)分離，分離干擾使得上面級(jí)姿態(tài)發(fā)生變化，上面級(jí)底部的16個(gè)姿控噴管按照控制系統(tǒng)指令開(kāi)啟和關(guān)閉實(shí)施姿態(tài)控制。由于分離行程達(dá)到2.5 m，分離時(shí)間持續(xù)約0.3 s，上面級(jí)主發(fā)動(dòng)機(jī)噴管與下面級(jí)艙段的儀器設(shè)備距離較近，屬于長(zhǎng)行程小間隙分離問(wèn)題，必須考慮上面級(jí)姿態(tài)控制力影響，進(jìn)行姿控與分離聯(lián)合仿真分析。

在CATIA中建立了火箭上、下面級(jí)的三維幾何模型，分離前上下兩體采用固定約束。將幾何模型導(dǎo)入ADAMS后，施加分離火箭反推力、下面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)后效力，以及上面級(jí)姿態(tài)控制力，生成全量六自由度分離動(dòng)力學(xué)模型，見(jiàn)圖3。

圖3　火箭級(jí)間分離幾何模型與多體動(dòng)力學(xué)模型

姿態(tài)控制力由上面級(jí)底部的16個(gè)姿控噴管的組合開(kāi)關(guān)提供。以上面級(jí)俯仰通道姿態(tài)控制為例，俯仰角偏差Δφa作為控制輸入，考慮噴管繼電特性，經(jīng)姿控網(wǎng)絡(luò)計(jì)算后生成噴管開(kāi)關(guān)量，控制16個(gè)噴管的開(kāi)啟與關(guān)閉，見(jiàn)圖4。

圖4　俯仰通道姿態(tài)控制網(wǎng)絡(luò)

在ADAMS中定義上面體俯仰、偏航、滾動(dòng)角偏差Δφ,Δψ,Δγ為姿控模型的輸入?yún)?shù)，并定義姿控噴管開(kāi)關(guān)量K1,K2…Ki…K16為姿控模型輸出參數(shù)，Ki為第i個(gè)噴管開(kāi)關(guān)量，Ki=1噴管開(kāi)啟，Ki=0噴管關(guān)閉。然后通過(guò)ADAMS/Controls模塊完成與Matlab/Simulink的接口定義，上面級(jí)姿態(tài)控制模型通過(guò)Simulink建立，Adams與Matlab聯(lián)合仿真計(jì)算框圖見(jiàn)圖5。

圖5　Adams與Matlab聯(lián)合仿真計(jì)算框圖

聯(lián)合仿真時(shí)每隨時(shí)間步長(zhǎng)推進(jìn)求解一步，ADAMS即輸出當(dāng)前姿態(tài)角偏差參數(shù)，并傳遞給Matlab，經(jīng)Simulink姿控模型解算獲得姿控噴管開(kāi)關(guān)量，傳遞給ADAMS用于姿態(tài)控制力計(jì)算，直至仿真結(jié)束。通過(guò)姿控與分離聯(lián)合仿真，分析了上面級(jí)有控和無(wú)控狀態(tài)下的兩體分離參數(shù)的差異，考慮上面級(jí)姿態(tài)控制后，上面級(jí)姿態(tài)發(fā)散趨勢(shì)得到控制，易碰點(diǎn)分離間隙小于無(wú)控狀態(tài)，見(jiàn)圖6~圖9。

圖6　上面級(jí)俯仰角偏差對(duì)比

圖7　上面級(jí)偏航角偏差對(duì)比

圖9　易碰點(diǎn)分離間隙對(duì)比

4結(jié)束語(yǔ)

基于CATIA、ADAMS和Matlab/Simulink聯(lián)合建模與仿真，研究了運(yùn)載火箭姿控與分離聯(lián)合仿真建模方法與仿真流程，通過(guò)充分利用各學(xué)科分析工具優(yōu)勢(shì)，實(shí)現(xiàn)了分離快速建模，以及三維可視化仿真，有效解決了分離間隙與碰撞檢測(cè)難題，實(shí)現(xiàn)了分離過(guò)程的精確預(yù)示。本文建立的基于多學(xué)科CAD/CAE分析工具的分離與姿控聯(lián)合仿真方法具有通用性，可廣泛應(yīng)用于火箭分離仿真研究。

參考文獻(xiàn)：

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[2]張久星.基于ADAMS的內(nèi)裝式空射運(yùn)載火箭分離過(guò)程動(dòng)力學(xué)分析[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào),2011,31(2):153-155.

[3]張科南.某飛行器級(jí)間分離氣動(dòng)力/約束力/飛力綜合建模與仿真[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào),2012,24(10):2227-2229.(責(zé)任編輯周江川)

【裝備理論與裝備技術(shù)】

中圖分類號(hào)：V421.7

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1006-0707(2015)12-0014-04

doi:10.11809/scbgxb2015.12.004

作者簡(jiǎn)介：張健(1985—)，男，工程師，主要從事運(yùn)載火箭彈道仿真和分離仿真研究。

收稿日期：2015-05-26