新一代大型運(yùn)載火箭大推力直接入軌高精度姿態(tài)控制方法

黃 聰，張 宇，王 輝，李學(xué)鋒，王 碩

（北京航天自動控制研究所，北京，100854）

0 引 言

長征五號B運(yùn)載火箭（以下簡稱CZ-5B火箭）是長征五號（以下簡稱CZ-5火箭）的一級半構(gòu)型，由芯一級+助推器+整流罩組成，沒有單獨(dú)的調(diào)姿和末速修正過程，CZ-5B火箭利用一級火箭直接將空間站的核心艙和實驗艙等送入預(yù)定軌道，在一級發(fā)動機(jī)關(guān)機(jī)時，約 1400 kN的推力在3～6 s之內(nèi)消失，相當(dāng)于一輛高速行駛的火車突然“剎車”，還要穩(wěn)穩(wěn)?？吭谥付ㄎ恢?，姿態(tài)控制難度極大[1,2]。

在火箭主發(fā)動機(jī)關(guān)機(jī)后，存在后效推力偏差大、關(guān)機(jī)時刻機(jī)架變形干擾大、渦輪泵停轉(zhuǎn)干擾大等特點，巨大的液體推進(jìn)劑晃動導(dǎo)致剛晃和彈晃交聯(lián)耦合嚴(yán)重[3]，考慮到關(guān)機(jī)后發(fā)動機(jī)推力迅速下降，姿態(tài)控制能力急劇減弱，大幅增加了入軌時刻姿態(tài)控制難度。

本文分析了主流運(yùn)載火箭入軌時刻發(fā)動機(jī)推力，結(jié)合主發(fā)動機(jī)直接入軌任務(wù)特點對不同火箭主要特征參數(shù)進(jìn)行比對，提出了后效飛行段多維增益自適應(yīng)調(diào)整技術(shù)，并通過仿真結(jié)果與飛行結(jié)果驗證了該技術(shù)方案的正確性。

1 大推力入軌任務(wù)特點

對國內(nèi)外各型號運(yùn)載火箭入軌時刻發(fā)動機(jī)推力當(dāng)量進(jìn)行比對分析[4]，結(jié)果如表1所示。

表1 運(yùn)載火箭入軌時刻推力比對 Tab.1 Thrust Comparison of Launch Vehicles in Orbit at Home and Aboard

從表1比對結(jié)果可以看出，CZ-5B火箭在芯一級入軌時刻推力達(dá)到接近140 t?？紤]到CZ-5B火箭目標(biāo)軌道為近地軌道（Low Earth Orbit，LEO），入軌時刻軌道高度較低，若載荷分離姿態(tài)控制精度不高可能導(dǎo)致分離失敗，存在載荷再入墜毀導(dǎo)致發(fā)射任務(wù)失利的風(fēng)險[5]。

對 3型空間站發(fā)射任務(wù)運(yùn)載火箭（CZ-2F、CZ-7與 CZ-5B）大推力入軌時刻箭體特征進(jìn)行比對，結(jié)果如表2所示。

表2 3型空間站發(fā)射任務(wù)運(yùn)載火箭大推力入軌特征比對 Tab.2 The High Thrust Orbit Entry Feature Comparison of Three Kinds of Launch Vehicles for Space Station Launch Missions

從表2中的比對結(jié)果可以看出：

a）CZ-5B火箭后效沖量及入軌時刻過載更大，對火箭入軌精度影響更加明顯；

b）CZ-5B火箭載荷分離前發(fā)動機(jī)推力更大，關(guān)機(jī)后效段干擾更大變化更快，機(jī)架變形結(jié)構(gòu)干擾更大，后效段姿態(tài)控制的難度顯著提升；

c）CZ-5B火箭關(guān)機(jī)后效時間更長，相同條件下載荷分離姿態(tài)角偏差更大；

d）CZ-5B火箭三通道控制力矩系數(shù)更大，相同條件下載荷分離姿態(tài)控制精度更低。

綜合以上3型運(yùn)載火箭特征參數(shù)比對結(jié)果可看出，在入軌分離時刻，CZ-5B火箭姿態(tài)控制難度更大，需要針對CZ-5B火箭入軌時刻箭體特征開展高精度姿態(tài)控制技術(shù)研究，以提升載荷分離時刻姿態(tài)精度。

2 多維增益調(diào)整技術(shù)

2.1 CZ-5B火箭芯一級控制方案

CZ-5B火箭芯一級采用“姿態(tài)角偏差+角速度控制”[6]，以實現(xiàn)火箭剛體、液體晃動和彈性振動穩(wěn)定，控制原理如圖1所示。

圖1 CZ-5B火箭芯一級姿態(tài)控制系統(tǒng)原理框圖 Fig.1 The Block Diagram of Attitude Control System for CZ-5B Core 1

其俯仰、偏航和滾動三通道控制方程為

在CZ-5B火箭關(guān)機(jī)后效控制段，由于滾動通道機(jī)架變形、結(jié)構(gòu)、渦輪泵停轉(zhuǎn)等干擾影響，同時考慮到主發(fā)動機(jī)關(guān)機(jī)后火箭控制能力急劇減弱，需自適應(yīng)調(diào)整滾動通道控制參數(shù)，實現(xiàn)載荷分離精度提升。

2.2 控制增益自適應(yīng)調(diào)整方法

控制增益自適應(yīng)調(diào)整的本質(zhì)是通過自適應(yīng)調(diào)節(jié)控制器參數(shù)，從而消除內(nèi)外干擾和不確定性，以達(dá)到預(yù)定的控制性能目標(biāo)[3]。在CZ-5B火箭主發(fā)動機(jī)關(guān)機(jī)后，較大的分離干擾會導(dǎo)致箭體產(chǎn)生明顯的姿態(tài)角速度，存在分離姿態(tài)偏差較大的風(fēng)險。利用多維增益調(diào)整技術(shù)，對關(guān)機(jī)后效段滾動通道靜態(tài)增益和動態(tài)增益進(jìn)行自適應(yīng)調(diào)整，減小系統(tǒng)靜態(tài)增益系數(shù)，增大系統(tǒng)動態(tài)增益系數(shù)，讓發(fā)動機(jī)后效控制能力最大限度修正箭體姿態(tài)角速度，使載荷分離精度滿足要求[8]。

以芯一級關(guān)機(jī)時刻tg_b為切換時間點，在關(guān)機(jī)前后 滾動通道增益設(shè)計采用兩種方式能夠顯著提升載荷分離時刻姿態(tài)控制精度：在芯一級關(guān)機(jī)前采用相對時間插值計算方式，在芯一級關(guān)機(jī)后滾動通道采用增益自適應(yīng)調(diào)整方式。圖2和圖3分別給出了關(guān)機(jī)后效段滾動通道靜態(tài)增益變化過程和動態(tài)增益變化過程。

圖2 關(guān)機(jī)后效段滾動通道靜態(tài)增益變化過程 Fig.2 The Static Gain Change Process of Rolling Channel During Thrust Decay Phase

圖3 關(guān)機(jī)后效段滾動通道動態(tài)增益變化過程 Fig.3 The Dynamic Gain Change Process of Rolling Channel During Thrust Decay Phase

芯一級關(guān)機(jī)后滾動通道控制增益自適應(yīng)調(diào)整主要由以下4步實現(xiàn)：

a）確定滾動通道增益系數(shù)動態(tài)調(diào)整起始時間tg_b。主發(fā)動機(jī)關(guān)機(jī)時刻，滾動通道增益開始執(zhí)行動態(tài)調(diào)整，可以通過制導(dǎo)系統(tǒng)發(fā)出的關(guān)機(jī)時間確定時間參數(shù)tg_b。

b）確定非線性調(diào)節(jié)時間t1。發(fā)動機(jī)推力從關(guān)機(jī)時刻下降到額定推力 70%的時間，即發(fā)動機(jī)推力下降到額定推力的 70%時的對應(yīng)時刻為tg_end，因此非線性調(diào)節(jié)時間參數(shù)滿足t1=tg_end-tg_b。

c）確定時間參數(shù) Δt1。有限制條件 Δt1≤ （tg_end-tg_b）/2，按設(shè)計經(jīng)驗一般令 Δt1≤ （tg_end-tg_b）/3。

d）主發(fā)動機(jī)關(guān)機(jī)后滾動通道增益計算。

3 穩(wěn)定性分析

選擇CZ-5B芯一級關(guān)機(jī)后0.5 s和1.0 s兩個秒點作為特征秒點，對箭體滾動通道開展穩(wěn)定性分析，綜合校正網(wǎng)絡(luò)后的箭體Nichols曲線如圖4和圖5所示。

圖4 芯一級關(guān)機(jī)后0.5s滾動通道Nichols對數(shù)幅相圖 Fig.4 The Nichols Logarithmic Phase Diagram of Rolling Channel 0.5s Seconds after the Core 1 Shutdown

圖5 芯一級關(guān)機(jī)后1.0 s滾動通道Nichols對數(shù)幅相圖 Fig.5 The Nichols Logarithmic Phase Diagram of Rolling Channel 1.0s Seconds after the Core 1 Shutdown

從圖4與圖5分析結(jié)果可以看出，在關(guān)機(jī)后效段0～1 s滾動通道低頻幅值裕度大于-13 dB，剛體相位裕度大于30°，晃動采用相位穩(wěn)定方式，穩(wěn)定裕度大于50°，彈性均采用幅值穩(wěn)定，綜上可以看出，關(guān)機(jī)后效段滾動通道頻域穩(wěn)定。

4 仿真結(jié)果

在相同初始條件下，分別在芯一級關(guān)機(jī)后效段滾動通道增益保持與滾動通道增益調(diào)整2種控制方式下開展仿真，結(jié)果如表3所示。

表3 兩種控制方式下載荷分離時刻滾動通道姿態(tài)統(tǒng)計 Tab.3 The Rolling Channel Attitude Statistics by Two Control Modes of the Load Separation Moment

從表3統(tǒng)計結(jié)果可以看出，在后效段采用滾動增益保持控制方式時，滾動通道姿態(tài)角偏差與姿態(tài)角速度明顯偏大，不能有效滿足分離姿態(tài)精度要求。

芯一級主發(fā)動機(jī)后效控制段采用多維增益自適應(yīng)調(diào)整控制方式，系統(tǒng)仿真狀態(tài)考慮額定、上限、下限3種狀態(tài)，結(jié)構(gòu)干擾考慮正向和負(fù)向2種施加方式，在6種組合下開展仿真遍歷，仿真結(jié)果如表4所示。

表4 載荷分離時刻滾動通道姿態(tài)統(tǒng)計 Tab.4 The Rolling Channel Attitude Statistics of the Load Separation Moment

從表4統(tǒng)計結(jié)果可以看出，載荷分離時刻滾動通道姿態(tài)角偏差小于3.2°，姿態(tài)角速度小于0.6 (°)/s，與指標(biāo)相比均有 40%以上控制余量，仿真結(jié)果表明采用多維增益自適應(yīng)調(diào)整技術(shù)后，載荷分離時刻滾動通道姿態(tài)控制效果提升明顯，分離精度滿足指標(biāo)要求。

5 飛行結(jié)果

根據(jù)CZ-5B火箭遙一飛行遙測結(jié)果，船箭分離時刻滾動姿態(tài)角偏差和角速度如表5所示。

表5 CZ-5B火箭遙一載荷分離時刻滾動通道姿態(tài)統(tǒng)計 Tab.5 The Rolling Channel Attitude Statistics of CZ-5B Y1 Load separation moment

從表5可見，CZ-5B火箭遙一實際飛行載荷分離時刻滾動通道姿態(tài)精度極高，姿態(tài)角偏差和姿態(tài)角速度滿足指標(biāo)要求且余量較大，表明在芯一級關(guān)機(jī)后效段采用多維增益自適應(yīng)調(diào)整技術(shù)后，有效提升了載荷分離時刻姿態(tài)精度。實際飛行結(jié)果表明 CZ-5B火箭遙一滾動通道在芯一級后效段增益調(diào)整功能實現(xiàn)正確，結(jié)果正確。

6 結(jié)束語

對于大推力直接入軌運(yùn)載火箭，在主發(fā)動機(jī)關(guān)機(jī)后效控制段，利用多維增益自適應(yīng)調(diào)整控制技術(shù)可以有效提升載荷分離時刻姿態(tài)控制精度，解決了百噸級大推力直接入軌高精度姿態(tài)控制難題，保證了載荷分離安全。