基于拔銷(xiāo)器鎖定的飛行器氣動(dòng)控制面解鎖控制方法

姚 旺，趙曉寧，周?chē)?guó)峰，孫 崢，雷 豹

(中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院， 北京 100076)

1 引言

大氣層內(nèi)飛行器一般具有多個(gè)可轉(zhuǎn)動(dòng)的氣動(dòng)控制面，根據(jù)氣動(dòng)布局的不同可以是舵面或翼面，用于提供氣動(dòng)控制力及控制力矩。根據(jù)工作時(shí)序的設(shè)計(jì)，飛行器飛行過(guò)程中的某些時(shí)段內(nèi)，這些氣動(dòng)控制面需要保持固定轉(zhuǎn)角，其余時(shí)段則需要進(jìn)行轉(zhuǎn)角的動(dòng)態(tài)控制。因此，在舵面或翼面保持固定轉(zhuǎn)角的飛行時(shí)段，需要設(shè)計(jì)專(zhuān)門(mén)的鎖定機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)對(duì)氣動(dòng)控制面的鎖定，并根據(jù)需要在特定的時(shí)間點(diǎn)進(jìn)行解鎖，隨后即可對(duì)舵面或翼面轉(zhuǎn)角實(shí)施控制[1-3]?？煽康逆i定與解鎖技術(shù)是保證飛行控制品質(zhì)的前提，尤其是隨著變形飛行器等新概念飛行控制技術(shù)的發(fā)展，使得飛行器舵面或翼面的鎖定與解鎖技術(shù)在飛控系統(tǒng)中更為關(guān)鍵[4-7]，很有必要對(duì)其相關(guān)的工作機(jī)制開(kāi)展理論和試驗(yàn)研究。

當(dāng)前，飛行器舵面或翼面的鎖定主要采用舵面或翼面鎖定和伺服機(jī)構(gòu)鎖定2種方式。舵面或翼面鎖定一般采用機(jī)械式的拔銷(xiāo)器鎖定方案，在鎖定時(shí)利用拔銷(xiāo)器的鎖銷(xiāo)約束舵面或翼面，在解鎖時(shí)解除銷(xiāo)軸對(duì)舵面或翼面的約束，即可使得舵面或翼面自由擺動(dòng)；伺服機(jī)構(gòu)鎖定方式通過(guò)在伺服系統(tǒng)內(nèi)部設(shè)計(jì)電機(jī)鎖，通過(guò)電控手段鎖定伺服作動(dòng)器內(nèi)部的電機(jī)，使得電機(jī)不能轉(zhuǎn)動(dòng)，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)舵面或翼面的鎖定。以上2種鎖定方式均可以實(shí)現(xiàn)飛行器舵面或翼面的可靠鎖定，相比之下伺服機(jī)構(gòu)鎖定方式需要在伺服系統(tǒng)內(nèi)部設(shè)計(jì)電機(jī)鎖，一方面會(huì)增大伺服系統(tǒng)體積，不利于在空間約束強(qiáng)的小型飛行器中使用；另一方面，其鎖定的可靠性低于機(jī)械式的拔銷(xiāo)器銷(xiāo)軸鎖定方案，易出現(xiàn)不可靠鎖定的問(wèn)題[8-12]。因此，本文主要研究機(jī)械式拔銷(xiāo)器鎖定方案。

傳統(tǒng)的機(jī)械式拔銷(xiāo)器解鎖方法為保證可靠性，通常一路舵面或翼面需要兩路時(shí)序資源，且拔銷(xiāo)器銷(xiāo)軸縮回的過(guò)程中易出現(xiàn)與舵面或翼面卡滯的問(wèn)題，同時(shí)在判斷解鎖狀態(tài)時(shí)一般需要增加額外的硬件資源(例如行程開(kāi)關(guān)等)。針對(duì)以上問(wèn)題，本文從以下幾個(gè)方面開(kāi)展研究工作：① 提出了一種基于關(guān)鍵時(shí)間點(diǎn)的氣動(dòng)控制面鎖定狀態(tài)查詢(xún)方法，用于實(shí)現(xiàn)鎖定狀態(tài)的可靠查詢(xún)與獲?。虎?設(shè)計(jì)了一種拔銷(xiāo)器驅(qū)動(dòng)線(xiàn)路綜合冗余設(shè)計(jì)方案，利用少量的驅(qū)動(dòng)資源實(shí)現(xiàn)飛行器多路舵面或翼面的可靠解鎖；③ 通過(guò)設(shè)計(jì)銷(xiāo)器解鎖時(shí)刻與舵面或翼面受控時(shí)刻的精確配合時(shí)序，有效防止解鎖過(guò)程中出現(xiàn)銷(xiāo)軸卡滯；④ 提出了一種簡(jiǎn)易的解鎖狀態(tài)判定方法，不依托額外的硬件資源實(shí)現(xiàn)了飛行器舵面或翼面解鎖狀態(tài)的可靠判定。最后，通過(guò)地面原理性試驗(yàn)驗(yàn)證了方法的正確性。

2 機(jī)械式拔銷(xiāo)器鎖定方案

基于機(jī)械式拔銷(xiāo)器的飛行器舵面或翼面鎖定原理如圖1所示。在鎖定狀態(tài)，通過(guò)將拔銷(xiāo)器的銷(xiāo)軸插入至舵面或翼面的銷(xiāo)孔中，利用銷(xiāo)軸實(shí)現(xiàn)對(duì)舵面或翼面的約束；解鎖時(shí)，為拔銷(xiāo)器設(shè)計(jì)電氣驅(qū)動(dòng)信號(hào)，拔銷(xiāo)器中的換能元將電能轉(zhuǎn)化為熱能，引燃始發(fā)裝藥，經(jīng)過(guò)輸出裝藥能量放大，最終產(chǎn)生高溫高壓氣體進(jìn)入拔銷(xiāo)器的容腔內(nèi)，推動(dòng)銷(xiāo)軸剪斷止動(dòng)銷(xiāo)的限制，克服加載在銷(xiāo)軸上的載荷，使銷(xiāo)軸回縮。銷(xiāo)軸在回縮規(guī)定距離后，由止退結(jié)構(gòu)鎖定，實(shí)現(xiàn)解除鎖定過(guò)程不可逆。拔銷(xiāo)器銷(xiāo)軸縮回后，舵面或翼面的約束解除，可以受控進(jìn)行自由轉(zhuǎn)動(dòng)。

圖1 舵面或翼面鎖定原理示意圖Fig.1 Principle of rudder or wing locking

3 舵面或翼面解鎖控制方法

3.1 舵面或翼面鎖定狀態(tài)查詢(xún)

為防止飛行器鎖定的舵面或翼面意外解鎖帶來(lái)危害，在飛行器發(fā)射前或舵面或翼面解鎖前，一般需要監(jiān)測(cè)舵面或翼面的鎖定狀態(tài)。實(shí)時(shí)查詢(xún)舵面或翼面鎖定狀態(tài)將帶來(lái)極大的系統(tǒng)資源消耗，同時(shí)可能帶來(lái)誤判舵面或翼面解鎖的風(fēng)險(xiǎn)。為此，本文設(shè)計(jì)了一種舵面或翼面鎖定狀態(tài)的查詢(xún)方法，其查詢(xún)流程如圖2所示。在飛行器飛行程序中選取多個(gè)關(guān)鍵時(shí)間點(diǎn)，在這些時(shí)間點(diǎn)上進(jìn)行鎖定狀態(tài)查詢(xún)。關(guān)鍵時(shí)間點(diǎn)的選取需要結(jié)合飛行器舵面和翼面解鎖前的飛行程序，至少應(yīng)包含上電自檢時(shí)刻和解鎖前時(shí)刻，以確保飛行器上電時(shí)刻和解鎖前時(shí)刻舵面和翼面處于鎖定狀態(tài)，其余關(guān)鍵時(shí)間點(diǎn)可根據(jù)具體飛行程序選取，一般結(jié)合飛行器其余動(dòng)作一并開(kāi)展(例如初始對(duì)準(zhǔn)等)，時(shí)間間隔不宜過(guò)于密集，避免增加額外的誤判風(fēng)險(xiǎn)。

圖2 舵面或翼面鎖定狀態(tài)查詢(xún)流程示意圖Fig.2 Inquiry process of rudder or wing locking status

在特定的時(shí)間點(diǎn)進(jìn)行舵面或翼面鎖定狀態(tài)查詢(xún)時(shí)，一般基于當(dāng)前舵面或翼面的擺角進(jìn)行判定。由于舵面或翼面下緣開(kāi)孔與拔銷(xiāo)器銷(xiāo)軸之間存在間隙，因此鎖定狀態(tài)的舵面或翼面仍會(huì)存在小角度的擺角。假設(shè)舵面或翼面在鎖定狀態(tài)的極限擺角為θ，考慮到舵面或翼面轉(zhuǎn)角位置的采樣誤差，判斷舵面或翼面鎖定的判據(jù)需要設(shè)計(jì)為θ+Δθ(根據(jù)經(jīng)驗(yàn)Δθ一般取值在0.5°～2°之間)。

綜上所述，在飛行器上電時(shí)刻、關(guān)鍵節(jié)點(diǎn)、舵面或翼面解鎖前等時(shí)刻，可以連續(xù)多次獲取舵面或翼面當(dāng)前的擺角，若全部舵面或翼面的當(dāng)前擺角θ0均未超過(guò)θ+Δθ，則判定舵面或翼面處于可靠鎖定狀態(tài)；若某次θ0超過(guò)θ+Δθ，則判定為舵面或翼面未正常鎖定，轉(zhuǎn)為執(zhí)行相應(yīng)的安全性設(shè)計(jì)措施。

3.2 拔銷(xiāo)器驅(qū)動(dòng)線(xiàn)路設(shè)計(jì)

為保證飛行器舵面或翼面的可靠解鎖，拔銷(xiāo)器需要設(shè)計(jì)為雙路冗余電流驅(qū)動(dòng)控制，只需任意一路驅(qū)動(dòng)線(xiàn)路有效，拔銷(xiāo)器的銷(xiāo)軸即可實(shí)現(xiàn)可靠縮回與鎖定。在飛行器實(shí)際應(yīng)用中，存在多路舵面或翼面同時(shí)鎖定與解鎖的情況，若為每路舵面或翼面解鎖均設(shè)計(jì)兩路冗余的驅(qū)動(dòng)時(shí)序，將消耗極多的系統(tǒng)時(shí)序驅(qū)動(dòng)資源，為系統(tǒng)設(shè)計(jì)帶來(lái)較大的負(fù)擔(dān)，因此本文設(shè)計(jì)了一種綜合冗余的設(shè)計(jì)方法。

假定在某特定的應(yīng)用場(chǎng)景下，需要同時(shí)解鎖四路舵面或翼面，一種綜合線(xiàn)路冗余設(shè)計(jì)方法的基本原理見(jiàn)圖3。采用“一驅(qū)四”的驅(qū)動(dòng)方式，驅(qū)動(dòng)線(xiàn)路1同時(shí)驅(qū)動(dòng)四路拔銷(xiāo)器的火工品1，驅(qū)動(dòng)線(xiàn)路2同時(shí)驅(qū)動(dòng)四路拔銷(xiāo)器的火工品2，每只拔銷(xiāo)器中任一路火工品可靠起爆即可實(shí)現(xiàn)拔銷(xiāo)器銷(xiāo)軸的縮回，因此實(shí)現(xiàn)了在僅使用兩路驅(qū)動(dòng)時(shí)序的情況下，對(duì)四只舵面或翼面的可靠解鎖控制。

圖3 多路舵面或翼面解鎖綜合冗余驅(qū)動(dòng)方法的基本原理框圖Fig.3 Integrated redundant driving method for unlocking multi-channel rudder or wing

為了匹配拔銷(xiāo)器火工品起爆所需要的驅(qū)動(dòng)電流，需要在每條驅(qū)動(dòng)線(xiàn)路上設(shè)計(jì)合適的限流電阻，限流電阻阻值的選取方法為：假定拔銷(xiāo)器內(nèi)部單路火工品阻值為R1，使單路火工品可靠起爆的驅(qū)動(dòng)電流為I1，驅(qū)動(dòng)線(xiàn)路的供電電壓為U1，則限流電阻R限的計(jì)算方法為：

R限=4×U1/I1-R1/4

(1)

3.3 舵面或翼面解鎖時(shí)序

解鎖時(shí)序是飛行器動(dòng)舵面或翼面解鎖設(shè)計(jì)的核心程序，若解鎖時(shí)序設(shè)計(jì)不合理，極易出現(xiàn)解鎖過(guò)程中拔銷(xiāo)器與舵面或翼面邊緣卡滯等現(xiàn)象，可能導(dǎo)致拔銷(xiāo)器銷(xiāo)軸不能可靠縮回，影響舵面或翼面正常解鎖。舵面或翼面解鎖時(shí)序包含3個(gè)關(guān)鍵環(huán)節(jié)，分別為驅(qū)動(dòng)舵面或翼面運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力電池激活、發(fā)出拔銷(xiāo)器驅(qū)動(dòng)時(shí)序、舵面或翼面受控回零，具體說(shuō)明如下：

1) 舵面或翼面解鎖前，由于不對(duì)舵面或翼面進(jìn)行控制，因此為舵面或翼面運(yùn)動(dòng)提供能源的動(dòng)力電池處于未激活狀態(tài)；舵面或翼面解鎖后，飛行器需要進(jìn)行舵面或翼面的閉環(huán)控制，解鎖后動(dòng)力電池必須激活，并持續(xù)輸出動(dòng)力供電；

2) 拔銷(xiāo)器驅(qū)動(dòng)時(shí)序輸出用于驅(qū)動(dòng)拔銷(xiāo)器內(nèi)部的火工品可靠起爆，驅(qū)動(dòng)時(shí)序持續(xù)時(shí)間需要大于火工品可靠發(fā)火時(shí)間，并留有一定余量；

3) 舵面或翼面受控回零指的是在拔銷(xiāo)器的銷(xiāo)軸可靠縮回后，舵面或翼面在控制指令的驅(qū)動(dòng)下保持在電氣零位。

一種典型的舵面或翼面解鎖控制時(shí)序見(jiàn)圖4，舵面或翼面解鎖時(shí)序以發(fā)出動(dòng)力電池激活時(shí)序時(shí)刻作為T(mén)0，動(dòng)力電池激活時(shí)序持續(xù)0.2 s，之后開(kāi)始判斷電池建壓結(jié)果(連續(xù)多次采集動(dòng)力電池電壓，滿(mǎn)足動(dòng)力電池建壓正常判據(jù)即認(rèn)為電池建壓正常)，在2 s內(nèi)判定電池建壓正常后，發(fā)出拔銷(xiāo)器驅(qū)動(dòng)時(shí)序，持續(xù)0.1 s，大約3 ms后拔銷(xiāo)器銷(xiāo)軸可靠縮回并鎖定，從發(fā)出拔銷(xiāo)器驅(qū)動(dòng)時(shí)序開(kāi)始0.02 s后，舵面或翼面伺服驅(qū)動(dòng)器中的功率模塊上電，此時(shí)舵面或翼面受控回零，0.08 s后，舵面或翼面按控制指令開(kāi)始閉環(huán)運(yùn)動(dòng)。

圖4 舵面或翼面解鎖時(shí)序示意圖Fig.4 Unlocking sequence of rudder or wing

舵面或翼面解鎖時(shí)序設(shè)計(jì)的核心思想是“先解鎖，后回零”，按照該時(shí)序設(shè)計(jì)，拔銷(xiāo)器銷(xiāo)軸在縮回過(guò)程中僅需要克服舵面或翼面與拔銷(xiāo)器銷(xiāo)軸的接觸摩擦力，不會(huì)受到舵面或翼面伺服額外的控制力作用；若采用“先回零，后解鎖”的方式，由于伺服回零存在精度偏差，可能出現(xiàn)伺服回零時(shí)與拔銷(xiāo)器銷(xiāo)軸卡滯現(xiàn)象，導(dǎo)致伺服電機(jī)堵轉(zhuǎn)，影響后續(xù)的拔銷(xiāo)器可靠縮回。

3.4 舵面或翼面解鎖狀態(tài)判定

飛行器對(duì)于舵面或翼面解鎖狀態(tài)的判定至關(guān)重要，往往作為是否正常執(zhí)行后續(xù)飛行程序的前提。舵面或翼面解鎖狀態(tài)可以通過(guò)采集每路拔銷(xiāo)器的工作狀態(tài)獲取，但是該種方式需要拔銷(xiāo)器內(nèi)部設(shè)計(jì)額外的狀態(tài)反饋線(xiàn)路，一方面增加了拔銷(xiāo)器的設(shè)計(jì)難度，同時(shí)該方式僅表征拔銷(xiāo)器的工作狀態(tài)，未反映舵面或翼面最終是否可靠解鎖的狀態(tài)。基于此，提出了一種簡(jiǎn)易的小幅度擺動(dòng)舵面或翼面，閉環(huán)比對(duì)舵面或翼面控制指令及角度反饋的方法，判定舵面或翼面是否正常解鎖，具體流程如下：

1) 向每路舵面或翼面發(fā)送運(yùn)動(dòng)至α的指令；

2) 連續(xù)采集舵面或翼面實(shí)際角度反饋，若連續(xù)多個(gè)反饋周期判定舵機(jī)處于α±Δα，則判定舵面或翼面運(yùn)動(dòng)到位，否則判定解鎖失敗；

3) 向每路舵面或翼面發(fā)送歸零指令，若連續(xù)多個(gè)反饋周期判定舵機(jī)處于0±Δα，則判定舵面或翼面解鎖成功，可以執(zhí)行后續(xù)飛行程序，否則判定解鎖失敗，轉(zhuǎn)為既定的安全性設(shè)計(jì)措施。

在設(shè)計(jì)舵面或翼面擺動(dòng)角度α?xí)r需要考慮舵面或翼面動(dòng)作產(chǎn)生的控制力矩在飛行器的承受范圍內(nèi)，一般不超過(guò)2°；Δα的選取需要考慮舵面和翼面的控制精度，一般不超過(guò)0.5°。

4 試驗(yàn)

對(duì)于一種需要同時(shí)解鎖四路舵面或翼面的典型應(yīng)用場(chǎng)景，按照?qǐng)D2中舵面或翼面解鎖時(shí)序開(kāi)展地面原理性驗(yàn)證試驗(yàn)。

利用28 V供電信號(hào)驅(qū)動(dòng)拔銷(xiāo)器，限流電阻按照式(1)經(jīng)計(jì)算為2.4 Ω，拔銷(xiāo)器內(nèi)部火工品實(shí)測(cè)電阻、計(jì)算發(fā)火電流如表1所示，其中計(jì)算得到的拔銷(xiāo)器中每路火工品橋絲電阻的計(jì)算電流均在有效發(fā)火電流范圍內(nèi)，實(shí)際驅(qū)動(dòng)持續(xù)時(shí)間為100 ms，監(jiān)測(cè)結(jié)果見(jiàn)圖5所示，驅(qū)動(dòng)完成后檢查4只拔銷(xiāo)器，銷(xiāo)軸全部可靠縮回。

表1 拔銷(xiāo)器火工品實(shí)測(cè)值與計(jì)算電流范圍

圖5 拔銷(xiāo)器解鎖時(shí)序監(jiān)測(cè)結(jié)果界面Fig.5 Unlocking sequence monitoring of pin puller

動(dòng)力電池激活與拔銷(xiāo)器解鎖時(shí)序發(fā)出監(jiān)測(cè)情況見(jiàn)圖6所示，可以看出發(fā)出動(dòng)力電池激活時(shí)序后約0.8 s，動(dòng)力電池建壓正常，之后正常發(fā)出了拔銷(xiāo)器解鎖時(shí)序。

圖6 動(dòng)力電池激活與拔銷(xiāo)器解鎖時(shí)序監(jiān)測(cè)曲線(xiàn)Fig.6 Timing monitoring of power battery activation and pin puller unlocking

拔銷(xiāo)器正常解鎖后，控制舵面或翼面進(jìn)行小角度擺動(dòng)，進(jìn)而判斷舵面或翼面是否正常解鎖，舵面或翼面實(shí)際監(jiān)測(cè)情況見(jiàn)圖7(僅展示1號(hào)舵)，由圖7可知四路舵面或翼面均正常受控?cái)[動(dòng)至2°，然后快速回零，由此判定四路舵面或翼面均正常解鎖，系統(tǒng)正常執(zhí)行試驗(yàn)程序，表明文中的解鎖控制方法正確。

圖7 舵面1解鎖后擺動(dòng)曲線(xiàn)Fig.7 Swing of rudder 1 after unlocking

5 結(jié)論

本文首先討論了一種基于拔銷(xiāo)器實(shí)現(xiàn)飛行器舵面或翼面鎖定的應(yīng)用場(chǎng)景，基于此提出了一種可控舵面或翼面解鎖控制方法，包含基于關(guān)鍵時(shí)間點(diǎn)的舵面或翼面鎖定狀態(tài)查詢(xún)、綜合冗余拔銷(xiāo)器驅(qū)動(dòng)線(xiàn)路設(shè)計(jì)、可靠舵面或翼面解鎖時(shí)序設(shè)計(jì)與簡(jiǎn)易舵面或翼面解鎖狀態(tài)判定方法，通過(guò)開(kāi)展四路舵面或翼面解鎖的地面原理性試驗(yàn)，證明了設(shè)計(jì)方法的正確性與可行性。本文提出的舵面或翼面解鎖控制方法具有一定的通用性，可以用于指導(dǎo)開(kāi)展飛行器可控舵面或翼面、折疊舵面或翼面鎖定與解鎖方案設(shè)計(jì)。