火箭級(jí)間分離與姿控耦合影響研究*

翟章明,張 健,林 崧,周一磊,徐明釗

(1 國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院,長(zhǎng)沙 410073;2 北京宇航系統(tǒng)工程研究所,北京 100076)

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火箭級(jí)間分離與姿控耦合影響研究*

翟章明1,2,張 健2,林 崧2,周一磊2,徐明釗2

(1 國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院,長(zhǎng)沙 410073;2 北京宇航系統(tǒng)工程研究所,北京 100076)

為分析分離與姿控耦合設(shè)計(jì)時(shí)的相互影響,提出了基于上面級(jí)噴管最大擺動(dòng)角速度,以及基于上面級(jí)實(shí)時(shí)控制的分離與姿控耦合計(jì)算方法,建立了級(jí)間分離與姿控耦合計(jì)算模型。某型火箭級(jí)間分離計(jì)算結(jié)果表明,采用基于上面級(jí)實(shí)時(shí)控制的耦合計(jì)算方法,能夠真實(shí)地反應(yīng)上面級(jí)姿態(tài)控制力作用下的級(jí)間分離過程,可為箭上設(shè)備安裝邊界設(shè)計(jì)提供準(zhǔn)確依據(jù)。

分離;姿控;耦合影響

0 引言

級(jí)間分離是運(yùn)載火箭任務(wù)飛行的關(guān)鍵環(huán)節(jié),通常采用熱分離方案,即分離面切割解鎖前上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火,級(jí)間段壓力升高,分離面切割后下面級(jí)在級(jí)間壓力與噴流力作用下遠(yuǎn)離上面級(jí)完成分離。級(jí)間分離過程中上、下面級(jí)承受發(fā)動(dòng)機(jī)推力、姿態(tài)控制力、氣動(dòng)力、后效力、級(jí)間壓力、噴流力等復(fù)雜力作用,其中上面級(jí)姿態(tài)控制力對(duì)分離間隙影響最為顯著。為減少上面級(jí)姿控力的影響,通常在分離前上面級(jí)控制系統(tǒng)停止工作,待分離到足夠安全距離后上面級(jí)噴管才起控?cái)[動(dòng),這種方式存在分離失控時(shí)間長(zhǎng)、對(duì)上面級(jí)初始穩(wěn)定性影響大的缺點(diǎn)[1-2]。由于級(jí)間分離高度一般在20～30 km,氣動(dòng)力對(duì)上面級(jí)姿態(tài)控制影響較大,為降低上面級(jí)起控難度,要求縮短上面級(jí)失控時(shí)間,極限情況下分離面切割同時(shí)上面級(jí)起控,級(jí)間分離時(shí)必須將分離與上面級(jí)姿態(tài)控制進(jìn)行耦合設(shè)計(jì),分離計(jì)算必須考慮上面級(jí)姿態(tài)控制力影響。

1 級(jí)間分離與姿控耦合設(shè)計(jì)

級(jí)間分離設(shè)計(jì)的重點(diǎn)是分離時(shí)序設(shè)計(jì),時(shí)序設(shè)計(jì)時(shí)主要考慮的因素有上下面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)特性、上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)特性、級(jí)間分離面切割特性、上面級(jí)啟控時(shí)間間隔等。根據(jù)火箭飛行特點(diǎn)與級(jí)間分離要求,典型級(jí)間分離時(shí)序見圖1。

圖1 典型級(jí)間熱分離時(shí)序

分離橫移量是衡量分離間隙變化的重要參數(shù),也是箭上儀器設(shè)備安裝邊界設(shè)計(jì)的重要依據(jù)。以某型運(yùn)載火箭為例,各偏差量對(duì)分離橫移影響見表1,表中以質(zhì)量偏差的橫移影響量為標(biāo)準(zhǔn),對(duì)其它偏差量影響進(jìn)行了歸一化對(duì)比。

從表1可以看出,上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)擺角δφ是影響分離橫移的關(guān)鍵因素,發(fā)動(dòng)機(jī)噴管在上面級(jí)姿控系統(tǒng)作用下擺動(dòng),分離計(jì)算時(shí)必須考慮噴管擺動(dòng)的動(dòng)態(tài)過程。在通常的級(jí)間分離設(shè)計(jì)中,為減少上面級(jí)姿態(tài)控制力對(duì)分離過程的影響,分離前上面級(jí)控制系統(tǒng)停止工作,待分離到一定安全距離后上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管才起控?cái)[動(dòng),典型時(shí)序見圖2,此時(shí)火箭上面級(jí)存在失控時(shí)間。對(duì)于姿控能力有限的火箭,為縮短失控時(shí)間,最大程度改善上面級(jí)起控條件,極限情況下要求分離面切割指令與上面級(jí)起控指令同時(shí)發(fā)出,分離面切割的同時(shí)上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管起控?cái)[動(dòng),典型時(shí)序見圖3。

圖2 分離與姿控獨(dú)立的時(shí)序設(shè)計(jì)

圖3 分離和姿控耦合的時(shí)序設(shè)計(jì)

采用圖3所示的分離時(shí)序,級(jí)間分離與上面級(jí)姿態(tài)控制須要進(jìn)行耦合設(shè)計(jì),分離計(jì)算必須考慮上面級(jí)姿態(tài)控制力影響,分離動(dòng)力學(xué)模型中需引入上面級(jí)姿態(tài)控制方程。

2 級(jí)間分離動(dòng)力學(xué)與姿態(tài)控制模型

將分離體視為剛體,忽略箭體彈性響應(yīng)建立級(jí)間分離動(dòng)力學(xué)模型[3-4]。由于火箭為軸對(duì)稱體,為簡(jiǎn)化分析,給出火箭俯仰平面的分離運(yùn)動(dòng)學(xué)與動(dòng)力學(xué)方程,分離體受力示意圖見圖4。

圖4 分離體受力示意圖

(1)

(2)

式中:mu、md為分離上面級(jí)、下面級(jí)的質(zhì)量;Jzu、Jzd為分離上面級(jí)、下面級(jí)的繞Z1軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量;F2、F1為上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)、下面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力;δφu、δφd為上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)、下面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的擺角;φu、φd為分離上面級(jí)、下面級(jí)的俯仰角;Lu、Ld為上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)、下面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的擺心和質(zhì)心的距離;Pu、Pd為上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的級(jí)間壓力與噴流力對(duì)上面級(jí)、下面級(jí)的作用力。

火箭上面級(jí)俯仰通道姿態(tài)控制以上面級(jí)俯仰角偏差和俯仰角速度為控制輸入[5],控制方程見式(3),控制網(wǎng)絡(luò)見圖5。

(3)

談及此，無關(guān)又相關(guān)地想到了劉禹錫的《陋室銘》，其中說：“談笑有鴻儒，往來無白丁?！爆F(xiàn)在鴻儒是多了，但白丁也多了，且白丁可能有鴻儒的學(xué)歷。

圖5 火箭上面級(jí)俯仰通道姿控網(wǎng)絡(luò)

對(duì)式(1)～式(3)進(jìn)行聯(lián)合求解可實(shí)現(xiàn)分離動(dòng)力學(xué)與姿態(tài)控制的耦合計(jì)算,獲得分離上面級(jí)、下面級(jí)運(yùn)動(dòng)參數(shù)以及兩體相對(duì)分離距離、分離速度、分離橫移等分離參數(shù)。

3 分離與姿控耦合影響計(jì)算方法

分離與姿控耦合計(jì)算可采用基于上面級(jí)噴管最大擺動(dòng)角速度的耦合計(jì)算方法,或基于上面級(jí)實(shí)時(shí)控制的耦合計(jì)算方法。前者不考慮姿態(tài)控制作用的閉環(huán)和動(dòng)態(tài)過程,分離過程中噴管作用力按照分離干擾量進(jìn)行處理,分離解鎖后上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)擺角按照伺服機(jī)構(gòu)擺動(dòng)角速度最大值擺動(dòng),擺動(dòng)方向按照分離橫移最不利的方向施加。后者通過姿控網(wǎng)絡(luò)實(shí)時(shí)計(jì)算獲得上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管擺角,屬于閉環(huán)控制過程。

3.1 基于最大擺動(dòng)角速度的耦合計(jì)算方法

1)偏差量設(shè)置:偏差量包括質(zhì)量、質(zhì)心、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量偏差,發(fā)動(dòng)機(jī)推力特性偏差,噴管擺角等;

2)仿真初始化:根據(jù)偏差量和分離體初始參數(shù),對(duì)仿真模型進(jìn)行初始化;

3)數(shù)值仿真:在分離運(yùn)動(dòng)隨時(shí)間推進(jìn)求解過程中,首先計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)擺角,然后計(jì)算上下面體所受合力與合力矩,最后通過數(shù)值積分得到速度、位移、姿態(tài)等分離體運(yùn)動(dòng)參數(shù);

4)結(jié)果分析:對(duì)危險(xiǎn)點(diǎn)動(dòng)態(tài)間隙進(jìn)行分析,若動(dòng)態(tài)間隙未達(dá)到最大值,則對(duì)偏差量進(jìn)行調(diào)整,重新進(jìn)行仿真計(jì)算。

圖6 基于最大擺動(dòng)角速度的耦合計(jì)算流程

3.2 基于上面級(jí)實(shí)時(shí)控制耦合計(jì)算方法

基于上面級(jí)噴管最大擺動(dòng)角速度的耦合計(jì)算,分離和姿控是完全獨(dú)立考慮的兩個(gè)環(huán)節(jié),與火箭真實(shí)飛行過程中發(fā)動(dòng)機(jī)擺動(dòng)情況存在明顯差異。實(shí)際飛行過程中,箭體姿控系統(tǒng)根據(jù)箭體姿態(tài)角和角速度等信息,通過姿控網(wǎng)絡(luò)實(shí)時(shí)計(jì)算獲得上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管擺角,屬于閉環(huán)控制過程?；谏厦婕?jí)實(shí)時(shí)控制的耦合計(jì)算方法通過在分離動(dòng)力學(xué)模型中引入姿控網(wǎng)絡(luò),進(jìn)行分離與姿控的耦合計(jì)算,計(jì)算流程見圖7。

圖7 基于上面級(jí)實(shí)時(shí)控制的耦合計(jì)算流程

4 算例分析

以某型運(yùn)載火箭為例,分別采用基于上面級(jí)噴管最大擺動(dòng)角速度和基于上面級(jí)實(shí)時(shí)控制兩種耦合計(jì)算方法,對(duì)級(jí)間分離與姿態(tài)控制力耦合影響進(jìn)行研究,計(jì)算結(jié)果見圖8、圖9。

圖8 俯仰通道發(fā)動(dòng)機(jī)擺角比較

結(jié)果表明,采用基于上面級(jí)實(shí)時(shí)控制計(jì)算可以得到分離過程中上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)時(shí)擺角,噴管最大擺動(dòng)角度小于基于最大擺動(dòng)角速度計(jì)算結(jié)果?；谏厦婕?jí)實(shí)時(shí)控制計(jì)算得到的危險(xiǎn)點(diǎn)最大分離橫移為35 mm,小于基于最大擺動(dòng)角速度計(jì)算的45 mm,實(shí)現(xiàn)了對(duì)分離過程的精確預(yù)示,為級(jí)間段儀器設(shè)備安裝提供了準(zhǔn)確的邊界。

圖9 危險(xiǎn)點(diǎn)分離橫移對(duì)比

5 結(jié)束語

上面級(jí)姿態(tài)控制力是影響運(yùn)載火箭級(jí)間分離過程的關(guān)鍵因素,級(jí)間分離采用分離與姿控耦合設(shè)計(jì),可以縮短上面級(jí)失控時(shí)間,為上面級(jí)起控創(chuàng)造有利條件。為分析分離與姿控耦合設(shè)計(jì)時(shí)的相互影響,文中建立了級(jí)間分離與姿控耦合計(jì)算模型,提出了基于上面級(jí)噴管最大擺動(dòng)角速度和基于上面級(jí)實(shí)時(shí)控制的耦合計(jì)算方法,通過某型運(yùn)載火箭級(jí)間分離計(jì)算表明,采用基于上面級(jí)實(shí)時(shí)控制的耦合計(jì)算方法,能夠真實(shí)地反應(yīng)級(jí)間分離運(yùn)動(dòng)過程,分離橫移小于基于最大擺動(dòng)角速度的計(jì)算結(jié)果,實(shí)現(xiàn)了對(duì)分離過程的精確預(yù)示,為箭上儀器設(shè)備安裝邊界設(shè)計(jì)提供準(zhǔn)確依據(jù)。

[1] 郭鳳美, 余夢(mèng)倫. 導(dǎo)彈分離設(shè)計(jì)技術(shù)研究 [J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù), 2014(1): 5-10.

[2] 沙建科, 徐敏, 施雨陽. 導(dǎo)彈級(jí)間分離干擾動(dòng)力學(xué)仿真研究 [J]. 應(yīng)用力學(xué)學(xué)報(bào), 2014, 31(3): 364-369.

[3] 賈沛然, 陳克俊, 何力. 遠(yuǎn)程火箭彈道學(xué) [M]. 長(zhǎng)沙: 國(guó)防科技大學(xué)出版社, 1993: 36-48.

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Research on Coupling Interaction between Rocket Stage Separation and Attitude Control

ZHAI Zhangming1,2,ZHANG Jian2,LIN Song2,ZHOU Yilei2,XU Mingzhao

(1 College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense Technolog, Changsha 410073, China;2 Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing 100076, China)

In order to analyze coupling interaction between stage separation and attitude control, the method for calculating coupling between separation and attitude control was proposed based on upper-stage nozzle’s maximum swing angular velocity and real time control, and calculating model of coupling between stage separation and attitude control was established. According to calculation of stage separation of some certain rocket, the coupling calculating method based on upper-stage real-time control truly reveals stage separating process under upper-stage attitude control force, can provide precise reference for installing boundary design of rocket-borne equipment.

stage separation; attitude control; coupling influence

2015-05-18

翟章明(1979-),男,陜西商洛人,高級(jí)工程師,研究方向:火箭分離研究。

V421.7

A