李大偉，劉成

（1.中國科學院國家空間科學中心，北京100190；2.中國科學院大學北京100190）

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探空火箭微重力環(huán)境的實現(xiàn)

李大偉1，2，劉成2

（1.中國科學院國家空間科學中心，北京100190；2.中國科學院大學北京100190）

摘要：微重力火箭可以提供一個穩(wěn)定持久的微重力環(huán)境進行一系列科學工程試驗，為了達到較高的微重力水平，需要對火箭進行消旋和姿態(tài)控制，實現(xiàn)各軸角速度和各向加速度值低于10 μG。本文介紹的″yo-yo″系統(tǒng)配合速率控制系統(tǒng)（RCS）可以有效降低各軸角速度和加速度，文章涉及了系統(tǒng)設(shè)計參數(shù)，控制回路和控制算法等。

關(guān)鍵詞：微重力；速率控制系統(tǒng)；消旋；″yo-yo″系統(tǒng)

微重力環(huán)境作為一種重要的試驗環(huán)境，可以進行理化研究試驗、生物機體試驗、流體燃燒試驗、新型材料試驗等，對新材料研究、太空環(huán)境仿真、載荷設(shè)備驗證等具有重要作用［1］。目前可以獲取微重力的手段主要有落塔、落井、探空火箭以及其他各種空間飛行器［2］。其中探空火箭由于技術(shù)成熟、研制周期短、性價比高、靈活性好等優(yōu)點越來越受到微重力試驗的青睞，進行微重力試驗的探空火箭又叫微重力火箭。目前，ESA（歐洲航天局）超過半數(shù)以上的探空火箭是用于微重力科學實驗。

出于彈道穩(wěn)定等其他原因，探空火箭發(fā)射后本身有一定的自旋速度，釋放的載荷也帶有一定的自旋。微重力火箭相比普通的空間探測用途的探空火箭，多了一套姿態(tài)控制系統(tǒng)，對箭體和載荷進行消旋以及姿態(tài)穩(wěn)定控制，以提供較好的微重力環(huán)境。通常微重力環(huán)境要求載荷加速度達到10 μG或以下水平，三軸角速度要低于30°/mjn。如何穩(wěn)定有效地實現(xiàn)這一指標成了微重力火箭姿態(tài)控制的重點問題。

1　減旋機構(gòu)

減旋機構(gòu)可以使微重力火箭轉(zhuǎn)速大幅降低。目前主要有繩索式和伸桿式兩種。繩索式又形象地稱為″yo-yo″減旋系統(tǒng)。“yo-yo”系統(tǒng)是一個能夠使得空間飛行器減旋的裝置，已經(jīng)被廣泛應用到探空火箭、衛(wèi)星等其他儀器中，能夠有效減小或者停止物體的旋轉(zhuǎn)。由于火箭本身有一定的自旋，載荷被釋放后，也帶有一定的自旋，自旋頻率大約在1～5 Hz之間，經(jīng)過″yo-yo″系統(tǒng)可以將自旋頻率降低到接近0 Hz。

″yo-yo″系統(tǒng)由兩根繩索構(gòu)成，繩索對稱地圍繞在載荷的外側(cè)，繩索的末端系有一個一定質(zhì)量的重物。重物被釋放后慢慢展開，由于離心力的作用，會逐漸遠離載荷的轉(zhuǎn)軸，使得載荷的角動量轉(zhuǎn)移到了重物上，載荷的自旋速度得到大幅度降低，最后繩索斷開，重物從載荷上脫落。圖1為″yo-yo″系統(tǒng)展開的正面和側(cè)面示意圖［3］。

″yo-yo″系統(tǒng)的主要參數(shù)是繩索的長度1和重物的質(zhì)量m（下面公式中的m為兩個重物質(zhì)量之和），他們由載荷的轉(zhuǎn)動慣量Im和半徑R所決定。釋放前后載荷的角速度關(guān)系有以下公式：

其中：

圖1　“yo-yo”系統(tǒng)展開正面及側(cè)面示意圖

系統(tǒng)要求釋放后自旋速度越低越好，取cR2-I2=0，即I=R。由這個結(jié)果可知，在載荷半徑和轉(zhuǎn)動慣量一定的情況下，繩索長度越長，重物所需的質(zhì)量越輕。但是繩索長度過長時，就會增加重物展開過程的時間［4］。

圖2為NASA探空火箭″SIERRA″上的″yo-yo″減旋系統(tǒng)。

圖2　NASA探空火箭“SIERRA”的“yo-yo”系統(tǒng)

伸桿式減旋系統(tǒng)的原理與″yo-yo″系統(tǒng)類似，是將拉桿逐節(jié)拉開后通過增大轉(zhuǎn)動慣量達到減小自旋角速度的目的。繩索式減旋機構(gòu)的優(yōu)點是繩索可以很長，減旋效果明顯，雖然展開過程要比伸桿式稍長，但屬于可以接受的程度。圖3為德國航空局（DLR）的MAPHEUS-01探空火箭″yo-yo″系統(tǒng)展開后自旋速度變化曲線，可以發(fā)現(xiàn)″yo-yo″系統(tǒng)大概用了0.9 s將自旋頻率由4.5 Hz降到接近0 Hz，減旋效果迅速而顯著［5］。

圖3　″yo-yo″系統(tǒng)展開期間自旋速率曲線

2　速率控制系統(tǒng)

2.1硬件設(shè)計

經(jīng)過減旋機構(gòu)對自旋速度的大幅消除，微重力火箭還要通過速率控制系統(tǒng)（RCS）對載荷進行姿態(tài)穩(wěn)定已達到滿意的微重力效果。RCS主要通過冷氣推進對載荷的姿態(tài)進行修正和穩(wěn)定。歐洲的μG項目比如MAXUS，MASER以及TEXUS等系列探空火箭都用到RCS來提供極高的微重力試驗環(huán)境。RCS的目的是減小探空火箭飛出大氣層后釋放的載荷的角速率，從而使得其離心加速度降低到低于10 μG的程度。

常用幾種典型冷氣見表1，氫氣和氦氣雖然比推力很大，但是相對分子量較小，相同推力下需要增加氣罐的體積從而增加系統(tǒng)的質(zhì)量。氨氣雖然比推力較高，但是會損壞電子設(shè)備。氮氣使用安全，同時存儲體積較小，應用較為廣泛［6］。

表1　冷氣推進效果比較

一個RCS可以看成由3個控制回路組成，這3個控制回路分別用來實時修正載荷的ro11、pjtch和yaw速率?？刂苹芈返闹饕糠质抢錃怏w系統(tǒng)（CGS），一個CGS由氣罐、壓力調(diào)節(jié)器、電磁閥和噴氣嘴構(gòu)成。圖4為ESA的DS19系列探空火箭CGS系統(tǒng)框圖。

圖4　CGS結(jié)構(gòu)示意圖

氣罐用來儲存高壓氮氣，壓強越大，氣罐體積越小，但罐壁厚度也相應增加，會增大氣罐的質(zhì)量。壓強與推理之間的關(guān)系如圖所示。綜合考慮，對于不同質(zhì)量的載荷，通常將氣罐體積設(shè)計為1～10 L，氣體壓強范圍一般在200～300 bar之間。氣罐的高壓氣體通過壓力調(diào)節(jié)器將氣體的壓強降低到電磁閥能夠適應的壓強范圍。常見的噴氣嘴位置分布如圖5所示，自旋方向的噴嘴是成對同時操作的，防止產(chǎn)生額外的力矩對載荷姿態(tài)造成影響。

圖5　噴氣嘴位置分布圖

箭載控制器輸出控制信號，信號通過放大電路，使得電流幅度達到特定的值，從而能夠驅(qū)動繼電器，控制電磁閥的工作。壓力調(diào)節(jié)器的作用是將氣罐內(nèi)高壓存儲的氣體適當降壓以匹配電磁閥的適用范圍。

2.2控制律與算法

RCS控制回路如圖6所示。系統(tǒng)對陀螺儀的輸出與預設(shè)的角速度進行比較，然后通過一定的算法控制冷氣推進裝置對載荷的角速度進行修正，修正后重復進行比較直至達到預期的角速度值。通常繼電器采用Bang-Bang控制，分為最小損失函數(shù)和模糊控制兩種方案。前一種方案雖然需要大量的計算但是已經(jīng)過大量的航天飛行驗證充分有效［4］。采用最小損失函數(shù)的Bang-Bang控制有兩種方案：三軸控制和單軸控制。前者把3個軸的角速度誤差統(tǒng)一作為輸入源，然后通過一定的算法進行三軸角速度消旋，這種方案消旋精度高但是實現(xiàn)起來非常復雜；后者把3個軸的角速度控制獨立開來，將單個軸的角速度誤差作為輸入源然后對單軸進行角速度消旋，這種方案實現(xiàn)起來簡單而又迅速。

圖6　RCS控制回路

控制率基于Bang-Bang控制，對于速率控制的損失函數(shù)如下：

其中α為角加速度，C為各軸的指標權(quán)重，將損失函數(shù)導入漢密爾頓函數(shù)中得到如下控制律，其中f（α，C，λ，L）由漢密爾頓函數(shù)最小值決定：

3　結(jié)論

文中介紹了微重力火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)。其中減旋機構(gòu)可以將載荷的自旋速度有效降低，然后通過依靠冷氣推進的

RCS系統(tǒng)對各向加速度進行微調(diào)，使微重力水平達到10 μG

級別。文章敘述了減旋機構(gòu)和RCS系統(tǒng)的原理、參數(shù)、控制律等，從系統(tǒng)層面上介紹了姿態(tài)控制系統(tǒng)的原理，為國內(nèi)微重力火箭的研究和設(shè)計提供一定的參考。

參考文獻：

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Attltude control system for mlcrogravlty rocket

LI Da-wej1，2，LIU Cheng1
（1.National Space Science Center，Chinese Academy of Sciences，Beijing 100190，China；2.University of Chinese Academy of Sciences，Beijing 100190，China）

Abstract:Mjcrogravjty rockets can support a stab1e and 1ong mjcrogravjty envjronment to conduct a serjes of scjentjfjc and engjneerjng experjments. To achjeve condjtjons of mjcrogravjty above the atmosphere，the rocket need despjnnjng and rate contro1. Thjs attjtude contro1 system provjdes angu1ar rate contro1 for soundjng rocket mjcrogravjty pay1oads to mjnjmjze the centrjfuga1 acce1eratjons to a 1eve1 1ower than 10 μG. Thjs artjc1e descrjbes the prjncjp1e of a rate contro1 system. It provjdes an jnsjght jnto the jnteractjon between the desjgn parameter，contro1 1oop，re1ated a1gorjthm and so on.

Key words:mjcrogravjty；rate contro1 system；despjn；yo-yo system

中圖分類號：V439+.7

文獻標識碼：A

文章編號：1674-6236（2016）07-0020-03

收稿日期：2015-10-08稿件編號：201510019

基金項目：國家863計劃資助項目（2015AA7033045）

作者簡介：李大偉（1988—），男，安徽合肥人，博士研究生。研究方向：航空航天、嵌入式設(shè)計。