上面級(jí)-返回艙分離在線辨識(shí)技術(shù)研究與實(shí)踐

張利賓，劉 欣，顧偉軍，郭 源，焉 彬，王傳魁

上面級(jí)-返回艙分離在線辨識(shí)技術(shù)研究與實(shí)踐

張利賓，劉 欣，顧偉軍，郭 源，焉 彬，王傳魁

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京100076）

對(duì)多用途飛船返回艙與上面級(jí)未正常分離而造成的落區(qū)安全問題，提出上面級(jí)與返回艙分離與否的在線辨識(shí)方案。首先介紹了在線辨識(shí)基本原理，隨后給出了基于姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)連續(xù)推力激勵(lì)的在線辨識(shí)算法，最后進(jìn)行了數(shù)學(xué)仿真和飛行試驗(yàn)。在線辨識(shí)得到的角速度增量比值（K＝2.895 642）與數(shù)學(xué)仿真結(jié)果（K＝2.853 954）相符，說(shuō)明返回艙正常分離，表明在線辨識(shí)技術(shù)自主、可靠、有效，可為搜索返回艙以及上面級(jí)進(jìn)行第四次點(diǎn)火提供可信依據(jù)。

上面級(jí)；姿態(tài)控制；在線辨識(shí)；飛行試驗(yàn)結(jié)果

Abstract： If the 2nd-generation reentry capsule couldn＇t be separated from the upper stage， the landing area would move eastward and the safety of the landing would not be guaranteed.Therefore an on-line identification method for diagnosing separation was presented.As an elementary knowledge，the basic theory of the on-line identification from attitude dynamics equation was introduced.Then an on-line identification algorithm with the attitude control thruster working continuously was researched.The flight test result（K ＝ 2.895 642） was consistent with the mathematical simulation result（K ＝ 2.853 954）.The result indicated that the on-line identification method was reliable and efficient.Furthermore，it could provide a reliable basis for the radar searching of the capsule and the fourth burning of the upper stage＇s main engine.

Key words：upper stage； attitude control； on-line identification； flight test results

1 引言

遠(yuǎn)征一號(hào)甲上面級(jí)與載荷組合體搭載長(zhǎng)征七號(hào)運(yùn)載火箭于2016年6月25日20點(diǎn)在海南文昌發(fā)射場(chǎng)發(fā)射升空。組合體由上面級(jí)、多用途飛船返回艙、空間碎片主動(dòng)清理飛行器、天鴿飛行器、在軌加注試驗(yàn)裝置、翱翔之星共6類、7項(xiàng)載荷組成。以上面級(jí)為演示驗(yàn)證平臺(tái)，開展多項(xiàng)技術(shù)驗(yàn)證。上面級(jí)與基礎(chǔ)級(jí)分離后，上面級(jí)分離空間碎片清理飛行器及其支架，然后上面級(jí)在遠(yuǎn)地點(diǎn)進(jìn)行第一次變軌后分離翱翔之星；經(jīng)多圈滑行后，上面級(jí)在近地點(diǎn)進(jìn)行第二次變軌圓化軌道，開展在軌加注驗(yàn)證、分離天鴿飛行器1、2；至第13圈時(shí)，上面級(jí)在近圓軌道合適位置進(jìn)行第三次變軌制動(dòng)，進(jìn)入再入返回軌道，在滿足返回艙再入要求時(shí)分離返回艙；之后上面級(jí)進(jìn)行第四、五、六、七、八次變軌，接近長(zhǎng)征七號(hào)火箭二級(jí)箭體；此后進(jìn)行第九次變軌制動(dòng)，再入大氣層燒毀。

由于上面級(jí)無(wú)法獲得返回艙分離的機(jī)電信號(hào)，不能準(zhǔn)確獲知返回艙是否分離。若返回艙未正常分離，則上面級(jí)第4次主發(fā)動(dòng)機(jī)工作后不能重返軌道，會(huì)造成落區(qū)向東偏離預(yù)定著陸場(chǎng)，存在落區(qū)無(wú)法控制的風(fēng)險(xiǎn)；而返回艙進(jìn)入大氣后也無(wú)法燒毀，落區(qū)向東偏離后進(jìn)入城鎮(zhèn)和人口密集區(qū)域，有一定的安全問題。因此，正確識(shí)別返回艙是否分離是研制過程中必須攻克的難題。

識(shí)別返回艙是否分離主要有兩種方案：一是根據(jù)地面遙測(cè)結(jié)果，由現(xiàn)場(chǎng)工作人員判斷；二是箭載計(jì)算機(jī)根據(jù)慣性測(cè)量組合或分離行程開關(guān)等信息自主判斷。但是返回艙分離后至第4次主發(fā)動(dòng)機(jī)工作，上面級(jí)均不在地面測(cè)控區(qū)，因此根據(jù)地面遙測(cè)判斷無(wú)法實(shí)現(xiàn)。此外，分離行程開關(guān)安裝在返回艙上，上面級(jí)無(wú)法獲知分離信息；返回艙彈簧分離引起的速度增量較小，慣性測(cè)量組合測(cè)到該值后輸出的脈沖數(shù)較少，利用該信息容易造成誤判；利用變軌段姿態(tài)角偏差或角速度進(jìn)行判斷也不能解決落區(qū)東移問題。在返回艙未正常分離情況下，只有避免上面級(jí)進(jìn)行第四次變軌，才能保證落區(qū)安全?？紤]到返回艙分離前轉(zhuǎn)動(dòng)慣量約為分離后轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的2.8倍，差別很大，因此可以利用轉(zhuǎn)動(dòng)慣量變化判斷返回艙是否分離，進(jìn)而決定上面級(jí)是否進(jìn)行第四次變軌。

目前，國(guó)內(nèi)外研究轉(zhuǎn)動(dòng)慣量變化的文獻(xiàn)資料集中于復(fù)雜結(jié)構(gòu)航天器轉(zhuǎn)動(dòng)慣量在線辨識(shí)，用于姿態(tài)控制，已在航天飛機(jī)、空間站上應(yīng)用［1］其主要思想是利用姿控系統(tǒng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)（飛輪、姿控發(fā)動(dòng)機(jī)）工作對(duì)航天器進(jìn)行激勵(lì)，利用測(cè)量敏感器（陀螺和加速度計(jì)）采集相關(guān)數(shù)據(jù)，根據(jù)動(dòng)力學(xué)方程，由航天器計(jì)算機(jī)自主計(jì)算航天器質(zhì)心和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。

Wilson等提出基于指數(shù)加權(quán)遞歸最小二乘算法，利用陀螺測(cè)量信息，在線辨識(shí)航天器轉(zhuǎn)動(dòng)慣量和質(zhì)心位置［2］。 Bergmann 等［3-4］提出了一種使用高斯二階濾波的辨識(shí)方法，利用姿態(tài)測(cè)量參數(shù)和推力器參數(shù)來(lái)確定質(zhì)量特性參數(shù)，辨識(shí)模型忽略了ω×Jω這一耦合項(xiàng)，并且該算法復(fù)雜，計(jì)算量較大。Tanygin等［5］提出一種使用最小二乘法在自旋飛行器執(zhí)行在軌機(jī)動(dòng)時(shí)辨識(shí)其質(zhì)量特性的方法。Lee等［6］提出利用角動(dòng)量守恒原理估計(jì)Cassini衛(wèi)星轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的方法。國(guó)內(nèi)的王書廷［7］、朱東方［8］、黃河［9］等也提出了基于角動(dòng)量交換原理在線辨識(shí)航天器轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的方法。

考慮到上面級(jí)與返回艙組合體本身存在質(zhì)心橫移偏差，且姿控發(fā)動(dòng)機(jī)存在推力偏差、推力線偏斜、安裝角偏差，同時(shí)不需要在軌辨識(shí)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，僅是由分離前后轉(zhuǎn)動(dòng)慣量比值獲取返回艙分離與否的信息，因此本文提出一種基于單向姿控發(fā)動(dòng)機(jī)推力激勵(lì)的角速度增量在線辨識(shí)方案。

2 在線辨識(shí)基本原理

上面級(jí)組合體姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程如式（1）：

式中，J為轉(zhuǎn)動(dòng)慣量矩陣；ω為角速度；Mc為控制力矩；Md為干擾力矩。

考慮滑行段干擾力矩為空間環(huán)境力矩，遠(yuǎn)小于控制力矩，且當(dāng)角速度較小時(shí)，陀螺力矩ω×Jω為二階小量，則干擾力矩與陀螺力矩均可略去，得到姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程的簡(jiǎn)化形式如式（2）所示：

同樣，式（2）也可以寫為角速度增量形式，如式（3）所示：

易知，在固定時(shí)間Δt內(nèi)，由于轉(zhuǎn)動(dòng)慣量和控制力矩可認(rèn)為是已知的，且為常值，因此某通道姿控發(fā)動(dòng)機(jī)工作產(chǎn)生的控制力矩作用引起的角速度增量也是常值。姿控發(fā)動(dòng)機(jī)安裝位置、推力已知，則控制力矩已知；同時(shí)，返回艙分離前后轉(zhuǎn)動(dòng)慣量變化也是可以得到的，因此利用固定時(shí)間Δt內(nèi)的角速度增量 Δωi1（i ＝ x，y，z）可以判斷返回艙是否正常分離。

3 基于推力激勵(lì)的在線辨識(shí)方案

3.1 連續(xù)推力激勵(lì)方案

上面級(jí)以姿控發(fā)動(dòng)機(jī)為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，姿控系統(tǒng)正常情況下姿控發(fā)動(dòng)機(jī)為斷續(xù)開關(guān)控制，并存在延遲特性、開機(jī)加速過程和關(guān)機(jī)減速過程?；卸巍⒄{(diào)姿段、變軌段中，姿控10 N、150 N姿控發(fā)動(dòng)機(jī)并非同時(shí)開啟，即使同時(shí)開啟也存在加、減速過程且推力存在偏差，因此在上面級(jí)姿控正常工作時(shí)獲得的角速度增量Δωi1存在不連續(xù)問題。為解決該問題，可以利用返回艙分離前和分離后滑行段的特定時(shí)間，應(yīng)用同一臺(tái)150 N姿控發(fā)動(dòng)機(jī)連續(xù)工作激勵(lì)進(jìn)行在線辨識(shí)。

為避免三通道耦合狀態(tài)下ω×Jω帶來(lái)的影響，可以僅利用單通道姿控發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行激勵(lì)，其余兩通道處于無(wú)控狀態(tài)?？紤]返回艙分離后，上面級(jí)俯仰通道存在較大質(zhì)心橫移，且其值未能準(zhǔn)確獲知，而偏航通道質(zhì)心橫移非常小，因此可以用偏航通道負(fù)向150 N姿控發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行連續(xù)推力激勵(lì)。

偏航通道150 N姿控發(fā)動(dòng)機(jī)推力單邊激勵(lì)的過程為：0～2 s，偏航負(fù)向150 N姿控發(fā)動(dòng)機(jī)開啟。上面級(jí)角速度表現(xiàn)形式見圖1。

圖1 姿控單邊激勵(lì)角速度變化示意圖Fig.1 Angular rate with thruster working

3.2 在線辨識(shí)算法

假定姿控單邊推力連續(xù)激勵(lì)時(shí)長(zhǎng)相同、控制力矩相同，由于分離前后轉(zhuǎn)動(dòng)慣量不同，會(huì)帶來(lái)分離前后推力激勵(lì)產(chǎn)生的角速度增量不同，根據(jù)分離前后角速度增量比值判斷返回艙是否分離。步驟如下：

1）開啟偏航通道負(fù)向150 N姿控發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行推力連續(xù)激勵(lì)2 s；

2）0～0.2000 s內(nèi)不計(jì)算角速度增量；0.2001～2.0000 s內(nèi)，每0.2 s計(jì)算一次150 N姿控發(fā)動(dòng)機(jī)工作引起的角速度增量Δωy1k（k＝1～9），然后對(duì)9個(gè)Δωy1k取平均值，并記錄返回艙分離前角速度增量 Δωy1q、返回艙分離后角速度增量Δωy1h；

3）計(jì)算返回艙分離前、后角速度增量比值K，令K＝Δωy1h／Δωy1q，當(dāng)K≤μ時(shí)，認(rèn)為返回艙未分離，否則，認(rèn)為正常分離。μ定義為返回艙是否分離判定門限，是預(yù)先裝訂值。

4 數(shù)學(xué)仿真結(jié)果與飛行驗(yàn)證

在上面級(jí)組合體飛行任務(wù)前，對(duì)返回艙分離與否的在線辨識(shí)技術(shù)進(jìn)行標(biāo)稱轉(zhuǎn)動(dòng)慣量和標(biāo)稱姿控發(fā)動(dòng)機(jī)推力狀態(tài)下的數(shù)學(xué)仿真，標(biāo)稱狀態(tài)仿真結(jié)果見表1，返回艙分離前后角速度增量比值K＝2.853 954?？紤]上面級(jí)組合體存在轉(zhuǎn)動(dòng)慣量偏差、質(zhì)心橫移偏差、姿控發(fā)動(dòng)機(jī)推力偏差、推力線偏斜，上述偏差引起的最大角速度增量偏差約為±40%，因此確定分離判定門限μ＝0.6K≈1.7。

表1 在線辨識(shí)數(shù)學(xué)仿真結(jié)果Table 1 Numerical simulation results of on-line identification

返回艙分離前后在線辨識(shí)過程姿態(tài)角偏差和角速度曲線見圖2～圖5，可見返回艙分離前偏航通道繞體軸姿態(tài)角偏差約為0.5°、角速度約為0.5°／s；分離后偏航通道姿態(tài)角偏差約為1.4°、角速度約為1.5°／s。由于返回艙分離前、后的在線辨識(shí)過程均位于上面級(jí)姿態(tài)機(jī)動(dòng)之前，在線辨識(shí)帶來(lái)的角偏差和角速度均在姿態(tài)調(diào)整允許范圍之內(nèi)，不影響后續(xù)姿態(tài)控制任務(wù)。

圖2 分離前在線辨識(shí)過程姿態(tài)角偏差曲線Fig.2 Angular error of on-line identification before separation

上面級(jí)飛行試驗(yàn)中得到的在線辨識(shí)結(jié)果見表2。

圖3 分離前在線辨識(shí)過程姿態(tài)角速度曲線Fig.3 Angular rate of on-line identification before separation

圖4 分離后在線辨識(shí)過程姿態(tài)角偏差曲線Fig.4 Angular rate of on-line identification after separation

圖5 分離后在線辨識(shí)過程姿態(tài)角速度曲線Fig.5 Angular rate of on-line identification after separation

表2 在線辨識(shí)飛行試驗(yàn)結(jié)果Table 2 Flight results of on-line identification

飛行試驗(yàn)中在線辨識(shí)得到的比值K＝2.895 642，大于設(shè)定的判定門限1.7，分離前后角速度增量和比值與標(biāo)稱狀態(tài)數(shù)學(xué)仿真結(jié)果相符，說(shuō)明在線辨識(shí)是成功的；同時(shí)，在線辨識(shí)結(jié)果為引導(dǎo)地面站搜索、跟蹤返回艙提供了準(zhǔn)備條件，加之返回艙回收成功，這些飛行結(jié)果均表明在線辨識(shí)技術(shù)是可靠、可信的。

5 結(jié)論

本文針對(duì)上面級(jí)不能準(zhǔn)確獲知返回艙是否正常分離問題，提出了基于偏航通道負(fù)向150 N姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)連續(xù)推力激勵(lì)的在線辨識(shí)算法，通過計(jì)算返回艙分離前、后角速度增量比值，確定上面級(jí)-返回艙是否正常分離。飛行試驗(yàn)在線辨識(shí)得到的角速度增量比值K＝2.895 642，與標(biāo)稱狀態(tài)數(shù)學(xué)仿真結(jié)果K＝2.853 954相符，表明在線辨識(shí)算法自主、可靠、有效，可為飛行任務(wù)提供保障。

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（責(zé)任編輯：康金蘭）

Research and Application of On-line Identification in Upper Stage and Reentry Capsule Separation

ZHANG Libin， LIU Xin， GU Weijun， GUO Yuan， YAN Bin， WANG Chuankui
（Beijing Institute of Aerospace Systems Engineering， Beijing 100076， China）

V448.22

A

1674-5825（2017）05-0641-04

2017-02-27；

2017-08-02

張利賓，男，博士，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)楹教炱髯藨B(tài)控制。E-mail：zhanglibin1981＠126.com