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    試驗運載器姿控總體優(yōu)化設(shè)計技術(shù)

    2022-09-13 05:50:14于煜斌
    宇航總體技術(shù) 2022年4期
    關(guān)鍵詞:艙體有效載荷控制能力

    鄭 新,趙 民,于煜斌,劉 琳

    (1. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所,北京 100076;2. 中國運載火箭技術(shù)研究院,北京 100076)

    0 引言

    試驗運載器在初始起控階段,飛行高度低,需在大初始姿態(tài)偏差及氣動干擾條件下保證穩(wěn)定控制。在有效載荷釋放階段,多通道多次連續(xù)大角度調(diào)姿動作需要足夠的控制能力。而運載器艙體結(jié)構(gòu)空間有限,姿控動力系統(tǒng)布置困難,控制力臂有限。研制過程中,任務(wù)需求有較大程度調(diào)整,給控制能力需求帶來變化。以上各種因素給姿控總體方案的設(shè)計帶來了困難。

    姿控總體從優(yōu)化總體方案、提高系統(tǒng)整體性能的角度出發(fā),采取多種優(yōu)化設(shè)計措施,主要如下:

    1)鴨式直接力控制方案設(shè)計;

    2)滾動通道姿控方案優(yōu)化設(shè)計;

    3)姿控動力系統(tǒng)試車程序優(yōu)化設(shè)計;

    4)多通道連續(xù)大角度調(diào)姿方案設(shè)計。

    通過以上幾種措施的綜合應(yīng)用,成功地解決了研制中遇到的多個技術(shù)難點,設(shè)計出滿足任務(wù)要求且性能良好的姿控總體方案。

    1 主要研究內(nèi)容

    1.1 鴨式直接力控制方案設(shè)計

    運載器艙體結(jié)構(gòu)空間有限,因飛行任務(wù)的需求,要將有效載荷布置在艙體尾段;還需要在尾段布置末修軌控發(fā)動機(jī),使得艙體尾段剩余空間十分狹小。若要在艙體尾段剩余空間再布置姿控動力系統(tǒng),則俯仰、偏航姿控發(fā)動機(jī)的安裝平面靠近艙體縱向質(zhì)心位置所處橫截面,控制力臂太小,極大限制了俯仰、偏航通道的控制能力。

    飛行任務(wù)的需求對運載器的飛行高度進(jìn)行了約束,從而導(dǎo)致其初始起控階段存在較大的氣動干擾。

    級間分離過程對運載器艙體產(chǎn)生干擾,使得運載器在初始起控階段存在較大的初始姿態(tài)偏差。同時,為保證分離過程可靠,防止發(fā)生碰撞,要求在達(dá)到有效分離距離后再啟動姿控系統(tǒng)工作,造成運載器在初始起控階段存在一定時間的失控飛行。

    在有效載荷釋放階段,為完成飛行任務(wù),需進(jìn)行多通道的多次連續(xù)大幅調(diào)姿動作,且要求在短時間內(nèi)完成,這就對姿控調(diào)姿能力提出了大的需求。

    在綜合考慮姿控發(fā)動機(jī)尺寸、質(zhì)量、可選推力值的情況下,經(jīng)過核算,若要保證運載器在大初始姿態(tài)偏差及氣動干擾作用下的初始段穩(wěn)定控制,以及大角度調(diào)姿階段的調(diào)姿能力需求,則無法在艙體尾段布置姿控動力系統(tǒng)。

    針對上述難題,通過結(jié)構(gòu)配置優(yōu)化布局、姿控發(fā)動機(jī)推力需求設(shè)計及選型,充分利用艙體前中段的空間,將軌控發(fā)動機(jī)布置于艙體前段;將俯仰、偏航姿控發(fā)動機(jī)布置于艙體中前段,其推力作用線距離艙體理論尖點的距離小于艙體縱向質(zhì)心位置距理論尖點的位置,即俯仰、偏航姿控發(fā)動機(jī)為鴨式控制布局,有效地增大了俯仰、偏航姿控發(fā)動機(jī)的控制力臂長度。

    經(jīng)過多輪優(yōu)化迭代設(shè)計,確定了最終姿控動力系統(tǒng)布置方案,通過控制力需求計算和數(shù)學(xué)仿真分析,并經(jīng)過了飛行試驗的考核,驗證了此方案的可行性。

    1.2 滾動通道姿控方案優(yōu)化設(shè)計

    研制初期,確定滾動通道姿控發(fā)動機(jī)推力需求時,考慮到較高的姿態(tài)控制精度要求及空間結(jié)構(gòu)等因素的限制,姿控發(fā)動機(jī)采用了單檔推力方案,且控制能力余量較小。

    項目研制中,由于有效載荷質(zhì)量及飛行任務(wù)規(guī)劃的調(diào)整,運載器初始段飛行軌跡高度明顯下降,飛行動壓大幅增大,使得初始起控階段的氣動干擾力矩大幅增加,滾動通道干擾控制比如圖1 所示。

    圖1 滾動通道干擾控制比Fig.1 Rolling channel control disturbance ratio

    由圖1可知,初始起控階段的干擾控制比在1.5~4之間,控制力遠(yuǎn)小于受到的干擾,不能穩(wěn)定控制姿態(tài)。

    典型狀態(tài)的滾動通道姿態(tài)數(shù)學(xué)仿真結(jié)果如圖2 所示。

    圖2 滾動通道姿態(tài)仿真結(jié)果Fig.2 Rolling channel attitude simulation results

    由圖2可知,由于控制能力嚴(yán)重不足,滾動通道姿態(tài)GAMMA在初始起控階段迅速發(fā)散??紤]引入解耦控制,以保證運載器在超過一定滾動角速率下的俯仰和偏航通道姿態(tài)穩(wěn)定,但仿真結(jié)果中滾動角速率超出敏感裝置量程,且在有效載荷釋放階段不能將滾動角速率控制到要求值附近,方案不閉合。

    為此,重新對姿控發(fā)動機(jī)的控制力需求進(jìn)行核算,適當(dāng)增大姿控發(fā)動機(jī)的推力值,以提高控制能力;但增大推力值后,難以滿足有效載荷釋放時的姿態(tài)控制精度要求。針對上述問題,最直接的解決措施是采用兩檔變推力姿控發(fā)動機(jī)布局方案;但因為艙體空間結(jié)構(gòu)、研制進(jìn)度、經(jīng)濟(jì)成本的限制,此措施無法實施。最終,姿控總體提出在一定程度上降低干擾力矩,同時適當(dāng)增大姿控發(fā)動機(jī)推力值和推力響應(yīng)特性的折中方案。

    首先,重新梳理了各干擾源及所占比重,通過降低滾動通道結(jié)構(gòu)干擾、微抬飛行軌跡以減小動壓,降低了氣動干擾力矩;隨后,結(jié)合姿控發(fā)動機(jī)的工程設(shè)計生產(chǎn)實現(xiàn)性,根據(jù)控制能力及控制精度要求,對姿控發(fā)動機(jī)的推力和響應(yīng)特性需求指標(biāo)進(jìn)行了重新匹配優(yōu)化;最終,確定了滾動通道的改進(jìn)姿控方案及相應(yīng)的姿控參數(shù)。

    改進(jìn)方案的滾動通道干擾控制比如圖3所示。

    圖3 改進(jìn)方案的滾動通道干擾控制比Fig.3 Rolling channel control disturbance ratio of the improved scheme

    由圖3可知,改進(jìn)方案的滾動通道干擾控制比與原方案相比有明顯下降。改進(jìn)方案的滾動通道典型狀態(tài)姿控數(shù)學(xué)仿真結(jié)果如圖4所示。

    圖4 改進(jìn)方案的滾動通道姿態(tài)仿真結(jié)果Fig.4 Simulation results of the rolling channel attitude of the improved scheme

    由圖4可知,滾動通道姿態(tài)GAMMA雖然在起控后的最初始段仍有一定程序的發(fā)散趨勢,但由于控制能力的增加及干擾力矩的減小,姿控系統(tǒng)在較短時間內(nèi)抑制住了姿態(tài)的發(fā)散趨勢,并實現(xiàn)了對姿態(tài)角和姿態(tài)角速率的穩(wěn)定控制,在有效載荷釋放階段前達(dá)到了要求的姿態(tài)控制精度。

    1.3 姿控動力系統(tǒng)試車程序優(yōu)化設(shè)計

    為確保姿控動力系統(tǒng)在整個飛行任務(wù)過程中穩(wěn)定可靠地工作,需要對姿控動力發(fā)動機(jī)的以下特性進(jìn)行考核。

    1)推力室的冷、熱啟動和冷、熱關(guān)閉特性,穩(wěn)態(tài)、脈沖工作特性。

    2)變推推力室工作特性:0←→←→←→0的各過渡狀態(tài)工作過程和各穩(wěn)態(tài)工作過程。

    3)短脈沖工作特性,此時只要求姿控發(fā)動機(jī)系統(tǒng)保證功能,不要求其性能。

    4)飛行中可能頻繁工作的姿控發(fā)動機(jī),需要重點考核。

    5)安排全部變推力俯仰偏航控制、滾控和軌控推力室同時工作,以考核最大工況下姿控動力系統(tǒng)的推進(jìn)劑供應(yīng)能力。

    據(jù)此,編制相應(yīng)的姿控動力系統(tǒng)試車程序,并結(jié)合數(shù)學(xué)仿真結(jié)果進(jìn)行優(yōu)化調(diào)整,滿足既能考核到所有動特性,又能與飛行時間、推進(jìn)劑消耗量匹配的需要。姿控動力系統(tǒng)試車程序部分示意如圖5所示。

    圖5 試車程序(部分)示意圖Fig.5 Schematic diagram of commissioning procedure (partial)

    此姿控動力系統(tǒng)試車程序的編制,是進(jìn)行姿控動力系統(tǒng)整機(jī)熱試車的依據(jù),保證了后續(xù)設(shè)計工作的順利開展。

    1.4 多通道連續(xù)大角度調(diào)姿方案設(shè)計

    試驗中,嚴(yán)格要求在特定時間、特定空域、特性方位釋放所搭載的有效載荷。為此,需要結(jié)合飛行軌跡空域,進(jìn)行多通道多次連續(xù)大角度調(diào)姿動作,并且要求運載器在有效載荷釋放時刻達(dá)到要求的姿態(tài)控制精度。

    為實現(xiàn)上述任務(wù)目標(biāo),需要詳細(xì)分析姿控動力系統(tǒng)的控制及調(diào)姿能力,結(jié)合各偏差軌道的高度等參數(shù)的變化、有效載荷釋放時的空域和姿態(tài)要求、有效載荷釋放對運載器姿態(tài)的干擾作用,進(jìn)行多通道多次連續(xù)大角度調(diào)姿動作的多輪迭代優(yōu)化,以最終得到滿足設(shè)計要求的有效載荷釋放方案。

    采用拋物線調(diào)姿方法,則調(diào)姿時間可通過如下公式來計算

    (1)

    式中,各符號的含義如表1所示。

    表1 符號含義Tab.1 Symbols

    迭代流程示意圖如圖6所示。

    圖6 迭代流程示意圖Fig.6 Schematic diagram of iterative process

    經(jīng)過多輪迭代優(yōu)化,并根據(jù)系統(tǒng)響應(yīng)特性,選取一定的調(diào)姿穩(wěn)定時間,確定最終的調(diào)姿釋放方案。

    采用全量數(shù)學(xué)模型對典型的雙通道3次連續(xù)大角度調(diào)姿釋放方案進(jìn)行數(shù)學(xué)仿真驗證,仿真中計入有效載荷釋放過程對運載器的干擾作用,典型數(shù)學(xué)仿真結(jié)果參數(shù)如圖7、圖8所示。

    圖7 俯仰通道調(diào)姿仿真結(jié)果Fig.7 Simulation results of pitch channel adjustment attitude

    圖8 偏航通道調(diào)姿仿真結(jié)果Fig.8 Simulation results of yaw channel adjustment attitude

    由以上數(shù)學(xué)仿真結(jié)果可知,在姿控系統(tǒng)控制作用下,俯仰、偏航兩個通道都實現(xiàn)了預(yù)期的3次連續(xù)大角度調(diào)姿動作,姿態(tài)角PHI、PSI均分別實現(xiàn)了對程序姿態(tài)角PHICX、PSICX的高精度跟蹤,在調(diào)姿穩(wěn)定段達(dá)到了有效載荷釋放時的姿態(tài)控制精度要求。

    2 總結(jié)

    針對試驗運載器,通過鴨式直接力控制方案設(shè)計、滾動通道姿控方案優(yōu)化設(shè)計、多通道連續(xù)大角度調(diào)姿方案設(shè)計等技術(shù),成功解決了姿控動力系統(tǒng)控制能力不足、有效載荷按需釋放等難題??s短了項目周期,降低了經(jīng)濟(jì)成本,為整個研制工作的順利開展及飛行試驗的成功起到了至關(guān)重要的作用。

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