運(yùn)載火箭姿控系統(tǒng)組件化模型庫設(shè)計(jì)與應(yīng)用

于一帆 陶久亮 王 晨 馬 成 彭 博

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

1 引 言

運(yùn)載火箭飛行性能仿真是以火箭全系統(tǒng)為研究對象，對飛行全過程各項(xiàng)綜合性能進(jìn)行分析與評估的活動。開展運(yùn)載火箭飛行性能仿真，能夠?qū)鸺诙喾N發(fā)射條件、多種工況、多種偏差和典型故障下的飛行過程進(jìn)行預(yù)示，評估環(huán)境條件對火箭發(fā)射的影響，為改進(jìn)設(shè)計(jì)和制定故障預(yù)案提供支持，對提高型號可靠性、確保發(fā)射成功具有重要意義。而姿控系統(tǒng)仿真模型作為運(yùn)載火箭飛行性能仿真系統(tǒng)中的重要組成部分，用于實(shí)現(xiàn)仿真系統(tǒng)中控制火箭穩(wěn)定飛行和姿控系統(tǒng)典型故障仿真的功能，是必不可少的關(guān)鍵分系統(tǒng)模型之一。其建模質(zhì)量也嚴(yán)重關(guān)系到整個(gè)仿真系統(tǒng)的精確度和可靠性。

目前，我國運(yùn)載火箭發(fā)射任務(wù)密集，航天器種類繁多。在飛行仿真系統(tǒng)建模中，由于目前不同型號的姿控系統(tǒng)差異性大、專用型強(qiáng)、復(fù)用性差，導(dǎo)致在系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案、仿真需求有新的改動時(shí)，不得不重新開發(fā)，原有經(jīng)過驗(yàn)證的仿真模型代碼也無法得到復(fù)用，這不僅延長了開發(fā)周期，也導(dǎo)致了模型可信度的降低。

為了提高模型可重用性，實(shí)現(xiàn)對模型資源和模型驗(yàn)證成果的積累，本文提出了面向運(yùn)載火箭飛行性能仿真的姿控系統(tǒng)通用仿真建模技術(shù)，通過合理劃分模型功能，將姿控模型中可重用的部分進(jìn)行提煉固化形成可復(fù)用的基礎(chǔ)建模組件，將模型中差異性較大的部分通過參數(shù)配置的形式和對基礎(chǔ)建模組件進(jìn)行拼裝搭建的形式進(jìn)行重組和改型，實(shí)現(xiàn)針對不同型號和不同仿真需求的姿控系統(tǒng)仿真模型快速構(gòu)建。

2 姿控系統(tǒng)仿真模型組件化設(shè)計(jì)

2.1 組件化模型設(shè)計(jì)方法

組件化模型設(shè)計(jì)方法將仿真模型建模重塑為一個(gè)模型組裝的過程，通過參數(shù)配置和模型拼裝的過程來進(jìn)行姿控系統(tǒng)仿真模型開發(fā)。不同運(yùn)載火箭型號的姿控系統(tǒng)架構(gòu)基本相同，控制算法也有共性之處，本文采用組件化建模的思路進(jìn)行運(yùn)載火箭姿控系統(tǒng)仿真模型設(shè)計(jì)，形成姿控系統(tǒng)組件化仿真模型庫，盡量減少建模過程中的重復(fù)工作。組件化模型設(shè)計(jì)方法的特點(diǎn)總結(jié)如下：

(1)系統(tǒng)模型的分層架構(gòu)。系統(tǒng)模型按照功能模型和單機(jī)模型分層分類，易于用戶理解整個(gè)仿真系統(tǒng)的構(gòu)成。

(2)模型的參數(shù)化設(shè)計(jì)。將模型的底層算法邏輯和參數(shù)相分離，用戶可通過界面參數(shù)配置即可實(shí)現(xiàn)不同的功能。極大提高了模型的復(fù)用率和用戶的建模銷量。

(3)模型的并行開發(fā)。組件化模型設(shè)計(jì)將系統(tǒng)的功能模塊按照較細(xì)的顆粒度進(jìn)行劃分，可實(shí)現(xiàn)不同功能模塊并行開發(fā)，提升了功能模塊的優(yōu)化空間。

(4)模型的高可靠性。模型庫中的每個(gè)功能模塊都能進(jìn)行詳細(xì)的校驗(yàn)，與商軟模塊進(jìn)行精度和建模效率對比，一定程度上提高了模型庫中功能模塊的可靠性。

姿控系統(tǒng)仿真模型的組件化設(shè)計(jì)首先對姿控系統(tǒng)進(jìn)行梳理，按照不同運(yùn)載火箭姿控系統(tǒng)的特征進(jìn)行歸類，然后對這些歸類后的特征進(jìn)行抽象，抽象出不同的單機(jī)模型和算法模型，并對這些組件化模型進(jìn)行建模、開發(fā)和驗(yàn)證。再依據(jù)最初的分類原則，基于組件化模型進(jìn)行裝配，最終實(shí)現(xiàn)運(yùn)作火箭姿控系統(tǒng)的仿真模型。由此可見，姿控系統(tǒng)組件化模型設(shè)計(jì)的建模過程包括組件化設(shè)計(jì)、組件化開發(fā)、組件化裝配、組件參數(shù)配置和模型庫存儲這五個(gè)環(huán)節(jié)。其中組件化設(shè)計(jì)是整個(gè)建模方法的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，它是整個(gè)建模過程的基礎(chǔ)，關(guān)乎模型庫的易用性和精度。

2.2 姿控系統(tǒng)仿真模型組件化接口設(shè)計(jì)

針對姿控系統(tǒng)開展組件化建模工作，首先需要制訂仿真建模規(guī)范并開發(fā)組件化模型接口，從而實(shí)現(xiàn)對多個(gè)仿真模型組件模塊的統(tǒng)一封裝、管理和仿真驅(qū)動運(yùn)行。運(yùn)載火箭姿態(tài)控制仿真系統(tǒng)是典型的連續(xù)離散混合系統(tǒng)仿真，有連續(xù)傳遞函數(shù)、插值算法等連續(xù)仿真，也有校正網(wǎng)絡(luò)等離散仿真，系統(tǒng)內(nèi)部狀態(tài)變化是連續(xù)的，飛行時(shí)序、飛行故障等事件的發(fā)生是離散的。

對于運(yùn)載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)仿真模型而言，可以將其歸納為給定一組的輸入，經(jīng)過內(nèi)部的狀態(tài)運(yùn)算，然后得到一組輸出，用統(tǒng)一的數(shù)學(xué)表述可寫為：

(1)

其中，各參量的定義為：

T

——系統(tǒng)的仿真時(shí)間；

U

——系統(tǒng)輸入；

Y

——系統(tǒng)輸出；

X

——系統(tǒng)的內(nèi)部狀態(tài)；

F

——狀態(tài)的變化規(guī)律；

G

——輸出的變化規(guī)律。

針對連續(xù)離散混合仿真系統(tǒng)的特點(diǎn)，本文設(shè)計(jì)了一種基于消息驅(qū)動的連續(xù)離散混合系統(tǒng)組件模型建模方法。將仿真模型離散狀態(tài)的轉(zhuǎn)移以消息形式加以描述。在輸入、輸出、狀態(tài)變量這三個(gè)組件接口的基礎(chǔ)上，增加消息和事件接口。其中消息是模型發(fā)出和接收的信號信息，事件以回調(diào)函數(shù)形式實(shí)現(xiàn)，定義了模型如何響應(yīng)接收到的消息。

依據(jù)上述理論，設(shè)計(jì)形成姿控系統(tǒng)組件化模型接口描述規(guī)范如圖1所示。每個(gè)組件模型包括5個(gè)接口：輸入?yún)?shù)(Input)、輸出參數(shù)(Output)、狀態(tài)參數(shù)(State)、事件響應(yīng)接口(Event)、消息(Message)。其中Input、Output、State的信息類型均為參數(shù)列表，每個(gè)組件模型需明確參數(shù)個(gè)數(shù)、每個(gè)參數(shù)的描述及數(shù)據(jù)類型等。這些是組件模型的個(gè)性信息。Message是指模型發(fā)出和接收的信號信息，包括模型主動發(fā)出，系統(tǒng)響應(yīng)和轉(zhuǎn)發(fā)的消息，還包括系統(tǒng)和其它模型發(fā)出，本模型響應(yīng)的消息。Event以回調(diào)函數(shù)形式實(shí)現(xiàn)，定義了模型如何響應(yīng)接收到的消息。

圖1 模型描述規(guī)范

以姿態(tài)角偏差計(jì)算模型為例，按照組件模型規(guī)范進(jìn)行建模，模型輸入?yún)?shù)為：俯仰角、偏航角、滾轉(zhuǎn)角、俯仰角指令、偏航角指令和滾轉(zhuǎn)角指令，模型輸出參數(shù)為：俯仰角偏差、偏航角偏差和滾轉(zhuǎn)角偏差，模型狀態(tài)參數(shù)為0，模型消息均為接收級間消息，事件響應(yīng)為接收到分離消息后，切換至相應(yīng)飛行段的姿態(tài)角指令。模型庫中其它單機(jī)模型和算法模型均遵循此模型規(guī)范，便于模型的重用和擴(kuò)展，提高了模型通用性。

2.3 姿控系統(tǒng)仿真模型庫設(shè)計(jì)

一般來說，運(yùn)載火箭的姿態(tài)控制系統(tǒng)主要具有以下功能：

(1)控制功能：根據(jù)彈道設(shè)計(jì)的要求，控制運(yùn)載火箭的姿態(tài)，實(shí)現(xiàn)彈道的轉(zhuǎn)彎、變軌等飛行程序；根據(jù)制導(dǎo)系統(tǒng)的要求，控制運(yùn)載火箭的姿態(tài)，改變推力矢量方向，實(shí)現(xiàn)橫、法向?qū)б刂疲?/p>

(2)姿態(tài)穩(wěn)定功能：克服作用在箭體上的各種干擾的影響，使運(yùn)載火箭的姿態(tài)穩(wěn)定在允許范圍內(nèi)，確?；鸺€(wěn)定飛行；

(3)調(diào)姿定向功能：按照發(fā)射任務(wù)的要求，將有效載荷的姿態(tài)調(diào)整到指定的方向上。

常見的運(yùn)載火箭姿控系統(tǒng)一般包括敏感器件、執(zhí)行機(jī)構(gòu)、箭載計(jì)算機(jī)等部件，另外還有增益調(diào)度、連續(xù)/離散傳遞函數(shù)、坐標(biāo)轉(zhuǎn)換、控制方程等算法。因此，按照組件化建模的思想，姿控系統(tǒng)基礎(chǔ)模型庫可分為單機(jī)模型和算法模型兩大類，頂層的單機(jī)模型可由底層的算法模型封裝而成，可直接調(diào)用封裝好的單機(jī)模型進(jìn)行仿真，也可根據(jù)型號特點(diǎn)，采用基礎(chǔ)算法模型封裝型號特有的單機(jī)模型，以達(dá)到快速響應(yīng)型號任務(wù)的目的。姿控系統(tǒng)仿真模型庫的架構(gòu)如圖2所示。

圖2 姿控系統(tǒng)基礎(chǔ)仿真模型庫架構(gòu)圖

由圖2可知，常用的算法模型可包括：增益調(diào)度模型、箭機(jī)指令解算模型、連續(xù)/離散傳遞函數(shù)模型、冗余管理模型、伺服限幅模型、推力合成模型、坐標(biāo)轉(zhuǎn)換模型等。以連續(xù)傳遞函數(shù)算法模型為例，該模塊通過讀取分子分母系數(shù)文件，得到不同的傳遞函數(shù)數(shù)學(xué)模型，并將其轉(zhuǎn)化成能觀測標(biāo)準(zhǔn)形式，采用四階龍格庫塔積分算法求解能觀測標(biāo)準(zhǔn)型方程得到傳遞函數(shù)的輸出。用戶調(diào)用傳遞函數(shù)模型，在界面配置傳遞函數(shù)的分子分母系數(shù)和傳函階次，得到不同階次的傳遞函數(shù)模型，輸入信號，計(jì)算得到相應(yīng)的輸出。同時(shí)，根據(jù)運(yùn)載火箭伺服系統(tǒng)的組成和構(gòu)型，可將配置好的連續(xù)傳遞函數(shù)算法模型組裝成伺服機(jī)構(gòu)單機(jī)模型，被姿控系統(tǒng)直接調(diào)用，或具備相同伺服構(gòu)型的其它運(yùn)載火箭仿真系統(tǒng)調(diào)用。

常用的單機(jī)模型包括：箭載計(jì)算機(jī)模型、慣性平臺模型、速率陀螺模型、加速度計(jì)模型、姿控噴管模型、空氣舵模型、伺服機(jī)構(gòu)模型等。以箭載計(jì)算機(jī)模型為例，該模型首先對姿態(tài)角偏差、姿態(tài)角速度、橫法向加速度等輸入信號進(jìn)行校正濾波并進(jìn)行控制解算，因此，箭載計(jì)算機(jī)模型可由離散傳遞函數(shù)模型、箭機(jī)指令解算模型和增益調(diào)度模型組成。

3 組件化模型庫驗(yàn)證

開發(fā)出姿控系統(tǒng)基礎(chǔ)仿真模型庫之后，需要對模型仿真精度進(jìn)行驗(yàn)證，在相同的輸入條件下，將模型庫中各個(gè)組件仿真模型分別與商業(yè)軟件Matlab/Simulink模型進(jìn)行精度對比，得到兩者仿真結(jié)果對比驗(yàn)證的誤差情況如表1所示。

表1 模型驗(yàn)證情況Tab.1 Modelvalidation模型誤差數(shù)量級模型誤差數(shù)量級箭載計(jì)算機(jī)10-15增益調(diào)度10-7慣性平臺10-7箭機(jī)指令解算0速率陀螺10-7傳遞函數(shù)10-7加速度計(jì)10-7伺服限幅0姿控噴管0推力合成0空氣舵10-7坐標(biāo)轉(zhuǎn)換0伺服機(jī)構(gòu)10-7冗余管理0

由表1可知，模型庫中的算法模型和單機(jī)模型與Simulink模型的仿真誤差均小于10數(shù)量級。不僅如此，采用模型庫搭建開環(huán)控制系統(tǒng)，在相同輸入條件下與Simulink模型輸出結(jié)果進(jìn)行對比，仿真結(jié)果之間的誤差達(dá)到了10數(shù)量級。驗(yàn)證了姿控系統(tǒng)基礎(chǔ)模型庫的仿真正確性和精確性。

4 仿真應(yīng)用案例

4.1 應(yīng)用案例背景介紹

以某型運(yùn)載火箭飛行性能仿真為例，該型號火箭姿控系統(tǒng)需根據(jù)彈道設(shè)計(jì)的要求，控制運(yùn)載火箭的姿態(tài)，實(shí)現(xiàn)彈道的轉(zhuǎn)彎、變軌等飛行程序；根據(jù)制導(dǎo)系統(tǒng)的要求，控制運(yùn)載火箭的姿態(tài)，改變推力矢量方向，實(shí)現(xiàn)橫、法向?qū)б刂?；根?jù)載荷設(shè)計(jì)的要求，控制運(yùn)載火箭的姿態(tài)，改變飛行軌跡，實(shí)現(xiàn)飛行載荷控制。采用姿控系統(tǒng)模型庫搭建運(yùn)載火箭姿控系統(tǒng)仿真模型如圖3所示。

圖3 某型火箭三冗余姿控系統(tǒng)仿真模型體系

4.2 仿真配置與結(jié)果分析

組件化建模方法使得模型在很大程度上實(shí)現(xiàn)了參數(shù)化，搭建仿真模型之后，對模型關(guān)鍵參數(shù)，如傳遞函數(shù)分子分母系數(shù)、飛行段切換消息、動靜態(tài)增益等進(jìn)行配置。將運(yùn)載火箭飛行性能仿真系統(tǒng)的仿真步長設(shè)置為0.005s，控制系統(tǒng)仿真模型的解算周期設(shè)置為0.01s，仿真時(shí)間設(shè)置為170s。為仿真模型配置相關(guān)偏差項(xiàng)，如大氣密度偏差、某發(fā)動機(jī)安裝角偏差、結(jié)構(gòu)質(zhì)量偏差以及法向力系數(shù)偏差等，以驗(yàn)證控制系統(tǒng)的性能，所考慮的偏差項(xiàng)及取值如表2所示。

表2 偏差配置項(xiàng)Tab.2 Deviationconfigurationitem偏差項(xiàng)大氣密度偏差某發(fā)動機(jī)安裝角偏差結(jié)構(gòu)質(zhì)量偏差法向力系數(shù)偏差偏差取值5%-1.5′0.7%6%

運(yùn)行某型號運(yùn)載火箭飛行性能仿真系統(tǒng)，俯仰角偏差和偏航角偏差的輸出結(jié)果如圖4和圖5所示。由圖可知，在給定多項(xiàng)偏差的情況下，火箭姿態(tài)失調(diào)角都在允許范圍內(nèi)，說明在姿控系統(tǒng)的控制下，火箭按照姿態(tài)程序角飛行，控制效果良好，仿真結(jié)果也證明了姿控系統(tǒng)組件化模型庫的正確性和可用性。

圖4 俯仰角偏差仿真結(jié)果(deg)

圖5 偏航角偏差仿真結(jié)果(deg)

最后，針對該運(yùn)載火箭型號姿控系統(tǒng)仿真建模工作，將C++自編程、Matlab/Simulink建模和基礎(chǔ)模型庫建模三種建模方式進(jìn)行對比，分別就建模時(shí)間、自編程比例和建模特點(diǎn)進(jìn)行比較，如表3所示。

表3 三種方式建模效率對比Tab.3 Efficiencycomparisonofthethreemodelingmethods建模方式C++自編程Matlab/Simulink基礎(chǔ)模型庫建模時(shí)間14天7天3天自編程比例100%36%8%建模特點(diǎn)代碼量大,通用性差軟件成熟度高,但缺少專業(yè)針對性,通用性一般專業(yè)針對性強(qiáng),通用性好,建模效率高

從表3可知，由于姿控系統(tǒng)模型庫的開發(fā)以我國多個(gè)運(yùn)載火箭型號仿真經(jīng)驗(yàn)為工程基礎(chǔ)，以組件化的建模思想為技術(shù)基礎(chǔ)，因此，相對于其它建模方式來說，基礎(chǔ)模型庫具有專業(yè)針對性強(qiáng)，通用性好，建模效率高等優(yōu)點(diǎn)，更適用于我國研制的運(yùn)載火箭飛行綜合性能仿真。

5 結(jié)束語

本文通過組件化建模的設(shè)計(jì)方法，構(gòu)建了運(yùn)載火箭姿控系統(tǒng)組件化仿真模型庫，基于此模型庫搭建不同型號的姿控系統(tǒng)仿真模型，在提高建模效率的同時(shí)又能保證仿真可信度，為運(yùn)載火箭系統(tǒng)級仿真建模起到了示范性作用，并且本文所提到的方法具備向其他領(lǐng)域模型體系設(shè)計(jì)推廣的潛力。