探空火箭箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)物理仿真*

高 東 韓 鵬 毛博年 李艷麗 邵飛翔 卞春江

1.中國科學(xué)院國家空間科學(xué)中心，北京 100190 2.中國科學(xué)院大學(xué)天文與空間科學(xué)學(xué)院，北京 100049 3.凱邁(洛陽)氣源有限公司，洛陽 471003

探空火箭是一種進(jìn)行臨近空間垂直探測、科學(xué)載荷空間試驗、微重力實驗的有效平臺[1-2]。隨著航天技術(shù)的發(fā)展，作為航天技術(shù)搖籃的探空火箭因其具有獨(dú)特不可替代的作用，其試驗活動也蓬勃發(fā)展，美國NASA指出，火箭探空計劃在開拓新的學(xué)科領(lǐng)域和發(fā)展空間技術(shù)方面起到了關(guān)鍵性的作用，為發(fā)展新儀器、新實驗、新觀測技術(shù)和探索新領(lǐng)域提供了經(jīng)濟(jì)而有效的手段，應(yīng)繼續(xù)保持強(qiáng)有力的火箭探空計劃。

我國于50年代開始研制探空火箭，但60年代后，探空火箭的研制進(jìn)入了沉寂期，進(jìn)入21世紀(jì)后，探空火箭又逐步走上了進(jìn)行近地空間探測的舞臺。中國科學(xué)院國家空間科學(xué)中心在子午工程、863計劃支持下進(jìn)行了一系列的火箭探測任務(wù)。隨著探測任務(wù)的不斷推進(jìn)和探測效果的不斷提高，在鯤鵬-1B探空火箭設(shè)計中，為箭頭平臺增加了姿態(tài)控制系統(tǒng)，協(xié)助探空火箭完成既定的探測目標(biāo)。

探空火箭箭頭是一種細(xì)長型的、可繞縱軸(火箭最小慣量軸)旋轉(zhuǎn)的一種飛行器，箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)在飛行任務(wù)中，需要完成箭頭的消旋/消章控制、三軸穩(wěn)定控制、姿態(tài)機(jī)動控制和軸向(縱軸)旋轉(zhuǎn)控制等一系列控制動作，控制要求高，難度較大。在箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計完成后，為了在地面進(jìn)行姿態(tài)控制系統(tǒng)性能的仿真與測試，需要建立基于三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺的箭頭姿態(tài)控制物理仿真系統(tǒng)。相比箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)的數(shù)字仿真，物理仿真系統(tǒng)具有如下優(yōu)勢：

1)全物理仿真不必用數(shù)學(xué)模型代替控制系統(tǒng)和控制對象的動力學(xué)；控制系統(tǒng)的各環(huán)節(jié)實物直接參與控制氣浮臺，可有效發(fā)現(xiàn)控制系統(tǒng)設(shè)計和某些部件實際模型存在的問題[3]；

2)全物理仿真可以充分驗證和測試系統(tǒng)各環(huán)節(jié)的耦合特性，而數(shù)學(xué)模型很難刻畫各環(huán)節(jié)的耦合作用；

3)將全物理仿真的結(jié)果與數(shù)字仿真結(jié)果進(jìn)行比較和分析，可以進(jìn)一步促進(jìn)姿態(tài)控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型建立過程，提高數(shù)學(xué)模型的精度。

與衛(wèi)星物理仿真系統(tǒng)相比，箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)需要完成軸向自旋控制、大角度姿態(tài)機(jī)動等復(fù)雜的控制動作，所以其三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺需要具備兩軸無限制轉(zhuǎn)動特性，為此需要設(shè)計能夠適應(yīng)探空火箭箭頭姿態(tài)運(yùn)動特點的三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺。

本文介紹了鯤鵬1B探空火箭的姿態(tài)控制系統(tǒng)，對驗證該姿控系統(tǒng)的地面物理仿真系統(tǒng)的設(shè)計進(jìn)行了詳細(xì)介紹，介紹了姿控系統(tǒng)的算法，最后對探空火箭任務(wù)的4種模式進(jìn)行仿真測試。

1 箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)的組成

箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)由慣量姿態(tài)測量儀、姿態(tài)控制器、姿態(tài)驅(qū)動器和冷氣推進(jìn)器組成。見圖 1所示。慣性姿態(tài)測量儀實時測量箭頭的姿態(tài)信息，并將姿態(tài)信息發(fā)送至姿態(tài)控制器，姿態(tài)控制器計算出姿態(tài)控制指令，姿態(tài)控制指令由姿態(tài)驅(qū)動器轉(zhuǎn)化為冷氣推進(jìn)器的開關(guān)信號，驅(qū)動冷氣推進(jìn)器產(chǎn)生控制力矩，控制箭頭的姿態(tài)。

慣性姿態(tài)測量儀采用三架構(gòu)的光纖陀螺和石英加速度計組成，實時測量箭頭的姿態(tài)角和角速度的信息；姿態(tài)控制器采用FPGA+DSP的架構(gòu)設(shè)計，集成了RS422接口電路和總線接口電路，解析姿態(tài)信息、進(jìn)行飛行控制管理和控制指令計算；姿態(tài)驅(qū)動器基于TI公司的電磁閥專用工業(yè)級驅(qū)動芯片DRV102進(jìn)行設(shè)計，接收控制器的控制指令，并輸出冷氣推進(jìn)器的開關(guān)信號。

冷氣推進(jìn)器由高壓氣瓶、減壓器、壓力傳感器、電磁閥和連接管路組成。冷氣推進(jìn)器布局在箭頭的尾部，根據(jù)控制要求設(shè)計6個噴嘴，每個噴嘴由單獨(dú)的電磁閥控制。6個噴嘴進(jìn)行組合可以實現(xiàn)滾動、俯仰和偏航3個通道的姿態(tài)控制。

2 箭頭姿態(tài)控制全物理仿真系統(tǒng)設(shè)計

箭頭姿態(tài)控制全物理仿真系統(tǒng)由三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺、箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)、電源模塊、數(shù)據(jù)管理單元和數(shù)據(jù)遙測單元組成。三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺用來模擬箭頭的姿態(tài)動力學(xué)，數(shù)據(jù)管理單元用來將姿態(tài)控制系統(tǒng)的遙測數(shù)據(jù)和監(jiān)測數(shù)據(jù)進(jìn)行集中管理，數(shù)據(jù)遙測單元把數(shù)據(jù)下傳至地面計算機(jī)，進(jìn)行實時監(jiān)測，如圖 2所示。

圖2 箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)物理仿真系統(tǒng)組成原理圖

三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺是物理仿真的核心設(shè)備，氣浮轉(zhuǎn)臺是依靠壓縮空氣在氣浮軸承與軸承座之間形成的氣膜，使轉(zhuǎn)動的部分浮起，從而實現(xiàn)失重和無摩擦的相對運(yùn)動條件[4-5]，以模擬探空火箭箭頭在實際飛行過程中的姿態(tài)運(yùn)動。

為了滿足探空火箭箭頭可以繞縱軸旋轉(zhuǎn)和大角度機(jī)動的姿態(tài)運(yùn)動特性，三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺需要具備2軸無限制運(yùn)動，以充分模擬箭頭的姿態(tài)運(yùn)動，滿足箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)的仿真與測試需求。為此參考文獻(xiàn)[6]設(shè)計了適應(yīng)鯤鵬1B箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)的懸臂梁式三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺，來模擬箭頭的姿態(tài)運(yùn)動，見圖 3所示。

圖3 懸臂梁式三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺

該懸臂梁式三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺可以在偏航和滾動兩個通道進(jìn)行360°無限制運(yùn)動，其主要性能指標(biāo)如下：

軸向可旋轉(zhuǎn)角度為360°；偏航可旋轉(zhuǎn)角度為360°；俯仰可旋轉(zhuǎn)角度為±30°；氣浮軸承摩擦力矩為<10-4Nm；轉(zhuǎn)臺可承載質(zhì)量≥400kg。

探空火箭箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)1∶1安裝到氣浮臺轉(zhuǎn)臺懸臂的一端，另一端安裝配重裝置，以保持氣浮轉(zhuǎn)臺的平衡。由于箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)采用冷氣推進(jìn)器作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，在試驗過程中，隨著冷氣推進(jìn)器的工作，冷氣推進(jìn)器儲氣瓶的氣體的減少會破壞氣浮臺的平衡狀態(tài)，為此設(shè)計了雙氣瓶結(jié)構(gòu)，2個氣瓶分別安裝到氣浮轉(zhuǎn)臺懸臂兩端，采用管路聯(lián)通，這樣冷氣推進(jìn)器在工作過程中，同時消耗2個氣瓶中的氣體，氣浮臺始終保持平衡，見圖4所示。

圖4 三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺氣瓶配平設(shè)計

供電模塊負(fù)責(zé)為箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)、數(shù)據(jù)管理單元和遙測單元進(jìn)行供電。為了實現(xiàn)低成本設(shè)計，供電模塊采用普通的鋰電池，并經(jīng)過適當(dāng)設(shè)計，實現(xiàn)可控上、斷電功能。

數(shù)據(jù)管理單元將箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)物理仿真過程中的滾動角、俯仰角和偏航角數(shù)據(jù)和系統(tǒng)的監(jiān)測數(shù)據(jù)進(jìn)行統(tǒng)一管理后發(fā)送至數(shù)據(jù)遙測單元的WIFI-A端口處，如圖2所示。

數(shù)據(jù)遙測單元利用無線WIFI設(shè)備實現(xiàn)地面仿真工控機(jī)與氣浮轉(zhuǎn)臺上的箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)據(jù)通訊。遙測數(shù)據(jù)通過WIFI-A端口發(fā)送，WIFI-B端口進(jìn)行接收，并通過有線方式傳送至地面數(shù)據(jù)顯示終端。

三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺受到臺體的限制，其俯仰通道的活動控制只有30°，不能充分模擬箭頭在飛行時的姿態(tài)運(yùn)動(箭頭在實際飛行時需要進(jìn)行俯仰60°→-60°的姿態(tài)機(jī)動)，為此，利用氣浮轉(zhuǎn)臺的偏航運(yùn)動通道模擬箭頭的俯仰運(yùn)動，這樣可以充分對姿態(tài)機(jī)動控制環(huán)節(jié)進(jìn)行有效仿真。

3 全物理仿真

3.1 控制算法

為了適應(yīng)冷氣推進(jìn)器的開關(guān)特性和高精度指向控制要求，控制器應(yīng)具有開關(guān)特性輸出，并具有一定的阻尼特性，為此，控制器采用偽速率控制[7]?？刂破鹘Y(jié)構(gòu)見圖5所示。

圖5 偽速率控制器

偽速率控制器具有很好的穩(wěn)定精度，且具有相位超前特性，可以為系統(tǒng)提供一定的阻尼特性?？刂苹芈分校鶕?jù)冷氣推進(jìn)器的最小控制脈沖寬度和控制精度等因素綜合設(shè)計Km和Tm的值。偽速率控制器的最小控制脈沖寬度與其它參數(shù)的關(guān)系為

上式中，Ton為最小指令噴氣時間；h為遲滯系數(shù)；?D為極限環(huán)寬度(極限環(huán)可以表征角度或者角速度)。

在控制律設(shè)計中，雖然偽速率控制器可以給系統(tǒng)帶來一定的阻尼特性，但是阻尼較小，達(dá)不到設(shè)計要求，為此我們提出了一種改進(jìn)的偽速率控制器[8]，即在原偽速率控制器的前端增加一個PD形式的前饋網(wǎng)絡(luò)，這樣可以進(jìn)一步增加系統(tǒng)阻尼，有效防止控制超調(diào)。改進(jìn)的偽速率控制器如圖6所示。

圖6 一種改進(jìn)的偽速率控制器

3.2 仿真測試

利用箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)物理仿真轉(zhuǎn)臺對消旋、三軸穩(wěn)定、姿態(tài)機(jī)動和軸向旋轉(zhuǎn)4個控制模式進(jìn)行測試，4個模式依次在一次物理仿真過程中實現(xiàn)，物理仿真系統(tǒng)的性能參數(shù)為：

姿態(tài)測量精度為0.6°；角速度測量精度為0.05(°)/s；測量頻率為200Hz；控制頻率為≤50Hz；控制精度為≤3°；

仿真的初始條件和控制目標(biāo)為：

系統(tǒng)起控時間為41s；

4種控制模式時間分別為：

a)消旋控制模式：41s～61s；

b)三軸穩(wěn)定控制模式：62s～270s；

c)姿態(tài)機(jī)動控制模式：271s～291s；

d)軸向(縱軸)旋轉(zhuǎn)控制模式：>291s；

初始姿態(tài)參數(shù)：滾動角速度320(°)/s，偏航角50°；

三軸穩(wěn)定控制目標(biāo)：俯仰和滾動0°，偏航60°；

姿態(tài)機(jī)動開始時間為271s；

姿態(tài)機(jī)動通道及角度：偏航軸機(jī)動120°；

旋轉(zhuǎn)通道及角速度：將滾動軸起旋至180(°)/s。

在物理仿真過程中，會在三軸分別施加一定的人工干擾，即在氣浮臺運(yùn)行過程中，人為觸碰氣浮臺旋臂，使箭頭姿態(tài)快速偏離控制目標(biāo)，以驗證箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)的抗干擾能力，箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)物理仿真的控制效果如圖7～12所示。

圖7 偏航角控制響應(yīng)

圖8 偏航角速度控制響應(yīng)

圖9 俯仰角控制響應(yīng)

圖10 俯仰角速度控制響應(yīng)

圖11 滾動角控制響應(yīng)

圖12 滾動角速度控制響應(yīng)

圖7～12中，方框標(biāo)記處為在三軸穩(wěn)定控制模式中施加的人工干擾，從物理仿真曲線可以看出，在改進(jìn)的偽速率控制作用下，姿態(tài)很快收斂到三軸穩(wěn)定控制目標(biāo)附近，說明箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)具有一定的抗干擾能力。此外，從仿真曲線還可以看出，在4個控制模式順序物理仿真過程中，模式切換靈活，每個控制模式控制穩(wěn)定，箭頭姿態(tài)均收斂到控制目標(biāo)附近。

從物理仿真的過程看，雙通道360°旋轉(zhuǎn)空間的三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺能夠充分仿真探空火箭的姿態(tài)運(yùn)動與控制過程，有效支撐了探空火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)的設(shè)計與實現(xiàn)。

4 結(jié)論

本文闡述了利用雙通道360°旋轉(zhuǎn)空間、懸臂梁式三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺構(gòu)建探空火箭箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)物理仿真系統(tǒng)，該系統(tǒng)可以逼真模擬箭頭在飛行過程中的實際飛行動作，有效支撐了箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)在地面的功能驗證與性能測試，有效促進(jìn)了探空火箭姿態(tài)控制技術(shù)的發(fā)展。

雙通道360°旋轉(zhuǎn)空間、懸臂梁式三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺可以為細(xì)長型、繞縱軸旋轉(zhuǎn)類飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)提供很好的地面物理仿真環(huán)境，本文的研究成果對從事此類飛行器姿態(tài)控制技術(shù)研究、物理仿真研究有借鑒和應(yīng)用價值。

參 考 文 獻(xiàn)

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