翟章明,張 健,林 崧,周一磊,徐明釗

(1 國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院,長沙 410073;2 北京宇航系統(tǒng)工程研究所,北京 100076)

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火箭級間分離與姿控耦合影響研究*

翟章明1,2,張 健2,林 崧2,周一磊2,徐明釗2

(1 國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院,長沙 410073;2 北京宇航系統(tǒng)工程研究所,北京 100076)

為分析分離與姿控耦合設(shè)計時的相互影響,提出了基于上面級噴管最大擺動角速度,以及基于上面級實(shí)時控制的分離與姿控耦合計算方法,建立了級間分離與姿控耦合計算模型。某型火箭級間分離計算結(jié)果表明,采用基于上面級實(shí)時控制的耦合計算方法,能夠真實(shí)地反應(yīng)上面級姿態(tài)控制力作用下的級間分離過程,可為箭上設(shè)備安裝邊界設(shè)計提供準(zhǔn)確依據(jù)。

分離;姿控;耦合影響

0 引言

級間分離是運(yùn)載火箭任務(wù)飛行的關(guān)鍵環(huán)節(jié),通常采用熱分離方案,即分離面切割解鎖前上面級發(fā)動機(jī)點(diǎn)火,級間段壓力升高,分離面切割后下面級在級間壓力與噴流力作用下遠(yuǎn)離上面級完成分離。級間分離過程中上、下面級承受發(fā)動機(jī)推力、姿態(tài)控制力、氣動力、后效力、級間壓力、噴流力等復(fù)雜力作用,其中上面級姿態(tài)控制力對分離間隙影響最為顯著。為減少上面級姿控力的影響,通常在分離前上面級控制系統(tǒng)停止工作,待分離到足夠安全距離后上面級噴管才起控擺動,這種方式存在分離失控時間長、對上面級初始穩(wěn)定性影響大的缺點(diǎn)[1-2]。由于級間分離高度一般在20～30 km,氣動力對上面級姿態(tài)控制影響較大,為降低上面級起控難度,要求縮短上面級失控時間,極限情況下分離面切割同時上面級起控,級間分離時必須將分離與上面級姿態(tài)控制進(jìn)行耦合設(shè)計,分離計算必須考慮上面級姿態(tài)控制力影響。

1 級間分離與姿控耦合設(shè)計

級間分離設(shè)計的重點(diǎn)是分離時序設(shè)計,時序設(shè)計時主要考慮的因素有上下面級發(fā)動機(jī)關(guān)機(jī)特性、上面級發(fā)動機(jī)啟動特性、級間分離面切割特性、上面級啟控時間間隔等。根據(jù)火箭飛行特點(diǎn)與級間分離要求,典型級間分離時序見圖1。

圖1 典型級間熱分離時序

分離橫移量是衡量分離間隙變化的重要參數(shù),也是箭上儀器設(shè)備安裝邊界設(shè)計的重要依據(jù)。以某型運(yùn)載火箭為例,各偏差量對分離橫移影響見表1,表中以質(zhì)量偏差的橫移影響量為標(biāo)準(zhǔn),對其它偏差量影響進(jìn)行了歸一化對比。

從表1可以看出,上面級發(fā)動機(jī)擺角δφ是影響分離橫移的關(guān)鍵因素,發(fā)動機(jī)噴管在上面級姿控系統(tǒng)作用下擺動,分離計算時必須考慮噴管擺動的動態(tài)過程。在通常的級間分離設(shè)計中,為減少上面級姿態(tài)控制力對分離過程的影響,分離前上面級控制系統(tǒng)停止工作,待分離到一定安全距離后上面級發(fā)動機(jī)噴管才起控擺動,典型時序見圖2,此時火箭上面級存在失控時間。對于姿控能力有限的火箭,為縮短失控時間,最大程度改善上面級起控條件,極限情況下要求分離面切割指令與上面級起控指令同時發(fā)出,分離面切割的同時上面級發(fā)動機(jī)噴管起控擺動,典型時序見圖3。

圖2 分離與姿控獨(dú)立的時序設(shè)計

圖3 分離和姿控耦合的時序設(shè)計

采用圖3所示的分離時序,級間分離與上面級姿態(tài)控制須要進(jìn)行耦合設(shè)計,分離計算必須考慮上面級姿態(tài)控制力影響,分離動力學(xué)模型中需引入上面級姿態(tài)控制方程。

2 級間分離動力學(xué)與姿態(tài)控制模型

將分離體視為剛體,忽略箭體彈性響應(yīng)建立級間分離動力學(xué)模型[3-4]。由于火箭為軸對稱體,為簡化分析,給出火箭俯仰平面的分離運(yùn)動學(xué)與動力學(xué)方程,分離體受力示意圖見圖4。

圖4 分離體受力示意圖

(1)

(2)

式中:mu、md為分離上面級、下面級的質(zhì)量;Jzu、Jzd為分離上面級、下面級的繞Z1軸的轉(zhuǎn)動慣量;F2、F1為上面級發(fā)動機(jī)、下面級發(fā)動機(jī)的推力;δφu、δφd為上面級發(fā)動機(jī)、下面級發(fā)動機(jī)的擺角;φu、φd為分離上面級、下面級的俯仰角;Lu、Ld為上面級發(fā)動機(jī)、下面級發(fā)動機(jī)的擺心和質(zhì)心的距離;Pu、Pd為上面級發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的級間壓力與噴流力對上面級、下面級的作用力。

火箭上面級俯仰通道姿態(tài)控制以上面級俯仰角偏差和俯仰角速度為控制輸入[5],控制方程見式(3),控制網(wǎng)絡(luò)見圖5。

(3)

談及此，無關(guān)又相關(guān)地想到了劉禹錫的《陋室銘》，其中說：“談笑有鴻儒，往來無白丁。”現(xiàn)在鴻儒是多了，但白丁也多了，且白丁可能有鴻儒的學(xué)歷。

圖5 火箭上面級俯仰通道姿控網(wǎng)絡(luò)

對式(1)～式(3)進(jìn)行聯(lián)合求解可實(shí)現(xiàn)分離動力學(xué)與姿態(tài)控制的耦合計算,獲得分離上面級、下面級運(yùn)動參數(shù)以及兩體相對分離距離、分離速度、分離橫移等分離參數(shù)。

3 分離與姿控耦合影響計算方法

分離與姿控耦合計算可采用基于上面級噴管最大擺動角速度的耦合計算方法,或基于上面級實(shí)時控制的耦合計算方法。前者不考慮姿態(tài)控制作用的閉環(huán)和動態(tài)過程,分離過程中噴管作用力按照分離干擾量進(jìn)行處理,分離解鎖后上面級發(fā)動機(jī)擺角按照伺服機(jī)構(gòu)擺動角速度最大值擺動,擺動方向按照分離橫移最不利的方向施加。后者通過姿控網(wǎng)絡(luò)實(shí)時計算獲得上面級發(fā)動機(jī)噴管擺角,屬于閉環(huán)控制過程。

3.1 基于最大擺動角速度的耦合計算方法

1)偏差量設(shè)置:偏差量包括質(zhì)量、質(zhì)心、轉(zhuǎn)動慣量偏差,發(fā)動機(jī)推力特性偏差,噴管擺角等;

2)仿真初始化:根據(jù)偏差量和分離體初始參數(shù),對仿真模型進(jìn)行初始化;

3)數(shù)值仿真:在分離運(yùn)動隨時間推進(jìn)求解過程中,首先計算發(fā)動機(jī)擺角,然后計算上下面體所受合力與合力矩,最后通過數(shù)值積分得到速度、位移、姿態(tài)等分離體運(yùn)動參數(shù);

4)結(jié)果分析:對危險點(diǎn)動態(tài)間隙進(jìn)行分析,若動態(tài)間隙未達(dá)到最大值,則對偏差量進(jìn)行調(diào)整,重新進(jìn)行仿真計算。

圖6 基于最大擺動角速度的耦合計算流程

3.2 基于上面級實(shí)時控制耦合計算方法

基于上面級噴管最大擺動角速度的耦合計算,分離和姿控是完全獨(dú)立考慮的兩個環(huán)節(jié),與火箭真實(shí)飛行過程中發(fā)動機(jī)擺動情況存在明顯差異。實(shí)際飛行過程中,箭體姿控系統(tǒng)根據(jù)箭體姿態(tài)角和角速度等信息,通過姿控網(wǎng)絡(luò)實(shí)時計算獲得上面級發(fā)動機(jī)噴管擺角,屬于閉環(huán)控制過程?；谏厦婕墝?shí)時控制的耦合計算方法通過在分離動力學(xué)模型中引入姿控網(wǎng)絡(luò),進(jìn)行分離與姿控的耦合計算,計算流程見圖7。

圖7 基于上面級實(shí)時控制的耦合計算流程

4 算例分析

以某型運(yùn)載火箭為例,分別采用基于上面級噴管最大擺動角速度和基于上面級實(shí)時控制兩種耦合計算方法,對級間分離與姿態(tài)控制力耦合影響進(jìn)行研究,計算結(jié)果見圖8、圖9。

圖8 俯仰通道發(fā)動機(jī)擺角比較

結(jié)果表明,采用基于上面級實(shí)時控制計算可以得到分離過程中上面級發(fā)動機(jī)實(shí)時擺角,噴管最大擺動角度小于基于最大擺動角速度計算結(jié)果?；谏厦婕墝?shí)時控制計算得到的危險點(diǎn)最大分離橫移為35 mm,小于基于最大擺動角速度計算的45 mm,實(shí)現(xiàn)了對分離過程的精確預(yù)示,為級間段儀器設(shè)備安裝提供了準(zhǔn)確的邊界。

圖9 危險點(diǎn)分離橫移對比

5 結(jié)束語

上面級姿態(tài)控制力是影響運(yùn)載火箭級間分離過程的關(guān)鍵因素,級間分離采用分離與姿控耦合設(shè)計,可以縮短上面級失控時間,為上面級起控創(chuàng)造有利條件。為分析分離與姿控耦合設(shè)計時的相互影響,文中建立了級間分離與姿控耦合計算模型,提出了基于上面級噴管最大擺動角速度和基于上面級實(shí)時控制的耦合計算方法,通過某型運(yùn)載火箭級間分離計算表明,采用基于上面級實(shí)時控制的耦合計算方法,能夠真實(shí)地反應(yīng)級間分離運(yùn)動過程,分離橫移小于基于最大擺動角速度的計算結(jié)果,實(shí)現(xiàn)了對分離過程的精確預(yù)示,為箭上儀器設(shè)備安裝邊界設(shè)計提供準(zhǔn)確依據(jù)。

[1] 郭鳳美, 余夢倫. 導(dǎo)彈分離設(shè)計技術(shù)研究 [J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù), 2014(1): 5-10.

[2] 沙建科, 徐敏, 施雨陽. 導(dǎo)彈級間分離干擾動力學(xué)仿真研究 [J]. 應(yīng)用力學(xué)學(xué)報, 2014, 31(3): 364-369.

[3] 賈沛然, 陳克俊, 何力. 遠(yuǎn)程火箭彈道學(xué) [M]. 長沙: 國防科技大學(xué)出版社, 1993: 36-48.

[4] 孫平, 劉昆. 小型固體運(yùn)載器一、二級分離動力學(xué)與仿真研究 [J]. 國防科技大學(xué)學(xué)報, 2010, 32(2): 27-32.

[5] 楊濤, 王中偉, 張為華, 等. 導(dǎo)彈級間分離特性的數(shù)學(xué)分析研究 [J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報, 2007, 27(2): 80-82.

Research on Coupling Interaction between Rocket Stage Separation and Attitude Control

ZHAI Zhangming1,2,ZHANG Jian2,LIN Song2,ZHOU Yilei2,XU Mingzhao

(1 College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense Technolog, Changsha 410073, China;2 Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing 100076, China)

In order to analyze coupling interaction between stage separation and attitude control, the method for calculating coupling between separation and attitude control was proposed based on upper-stage nozzle’s maximum swing angular velocity and real time control, and calculating model of coupling between stage separation and attitude control was established. According to calculation of stage separation of some certain rocket, the coupling calculating method based on upper-stage real-time control truly reveals stage separating process under upper-stage attitude control force, can provide precise reference for installing boundary design of rocket-borne equipment.

stage separation; attitude control; coupling influence

2015-05-18

翟章明(1979-),男,陜西商洛人,高級工程師,研究方向:火箭分離研究。

V421.7

A