高 東 韓 鵬 毛博年 李艷麗 邵飛翔 卞春江

1.中國(guó)科學(xué)院國(guó)家空間科學(xué)中心，北京 100190 2.中國(guó)科學(xué)院大學(xué)天文與空間科學(xué)學(xué)院，北京 100049 3.凱邁(洛陽(yáng))氣源有限公司，洛陽(yáng) 471003

探空火箭是一種進(jìn)行臨近空間垂直探測(cè)、科學(xué)載荷空間試驗(yàn)、微重力實(shí)驗(yàn)的有效平臺(tái)[1-2]。隨著航天技術(shù)的發(fā)展，作為航天技術(shù)搖籃的探空火箭因其具有獨(dú)特不可替代的作用，其試驗(yàn)活動(dòng)也蓬勃發(fā)展，美國(guó)NASA指出，火箭探空計(jì)劃在開(kāi)拓新的學(xué)科領(lǐng)域和發(fā)展空間技術(shù)方面起到了關(guān)鍵性的作用，為發(fā)展新儀器、新實(shí)驗(yàn)、新觀(guān)測(cè)技術(shù)和探索新領(lǐng)域提供了經(jīng)濟(jì)而有效的手段，應(yīng)繼續(xù)保持強(qiáng)有力的火箭探空計(jì)劃。

我國(guó)于50年代開(kāi)始研制探空火箭，但60年代后，探空火箭的研制進(jìn)入了沉寂期，進(jìn)入21世紀(jì)后，探空火箭又逐步走上了進(jìn)行近地空間探測(cè)的舞臺(tái)。中國(guó)科學(xué)院國(guó)家空間科學(xué)中心在子午工程、863計(jì)劃支持下進(jìn)行了一系列的火箭探測(cè)任務(wù)。隨著探測(cè)任務(wù)的不斷推進(jìn)和探測(cè)效果的不斷提高，在鯤鵬-1B探空火箭設(shè)計(jì)中，為箭頭平臺(tái)增加了姿態(tài)控制系統(tǒng)，協(xié)助探空火箭完成既定的探測(cè)目標(biāo)。

探空火箭箭頭是一種細(xì)長(zhǎng)型的、可繞縱軸(火箭最小慣量軸)旋轉(zhuǎn)的一種飛行器，箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)在飛行任務(wù)中，需要完成箭頭的消旋/消章控制、三軸穩(wěn)定控制、姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制和軸向(縱軸)旋轉(zhuǎn)控制等一系列控制動(dòng)作，控制要求高，難度較大。在箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)完成后，為了在地面進(jìn)行姿態(tài)控制系統(tǒng)性能的仿真與測(cè)試，需要建立基于三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)的箭頭姿態(tài)控制物理仿真系統(tǒng)。相比箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)的數(shù)字仿真，物理仿真系統(tǒng)具有如下優(yōu)勢(shì)：

1)全物理仿真不必用數(shù)學(xué)模型代替控制系統(tǒng)和控制對(duì)象的動(dòng)力學(xué)；控制系統(tǒng)的各環(huán)節(jié)實(shí)物直接參與控制氣浮臺(tái)，可有效發(fā)現(xiàn)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)和某些部件實(shí)際模型存在的問(wèn)題[3]；

2)全物理仿真可以充分驗(yàn)證和測(cè)試系統(tǒng)各環(huán)節(jié)的耦合特性，而數(shù)學(xué)模型很難刻畫(huà)各環(huán)節(jié)的耦合作用；

3)將全物理仿真的結(jié)果與數(shù)字仿真結(jié)果進(jìn)行比較和分析，可以進(jìn)一步促進(jìn)姿態(tài)控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型建立過(guò)程，提高數(shù)學(xué)模型的精度。

與衛(wèi)星物理仿真系統(tǒng)相比，箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)需要完成軸向自旋控制、大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)等復(fù)雜的控制動(dòng)作，所以其三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)需要具備兩軸無(wú)限制轉(zhuǎn)動(dòng)特性，為此需要設(shè)計(jì)能夠適應(yīng)探空火箭箭頭姿態(tài)運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)的三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)。

本文介紹了鯤鵬1B探空火箭的姿態(tài)控制系統(tǒng)，對(duì)驗(yàn)證該姿控系統(tǒng)的地面物理仿真系統(tǒng)的設(shè)計(jì)進(jìn)行了詳細(xì)介紹，介紹了姿控系統(tǒng)的算法，最后對(duì)探空火箭任務(wù)的4種模式進(jìn)行仿真測(cè)試。

1 箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)的組成

箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)由慣量姿態(tài)測(cè)量?jī)x、姿態(tài)控制器、姿態(tài)驅(qū)動(dòng)器和冷氣推進(jìn)器組成。見(jiàn)圖 1所示。慣性姿態(tài)測(cè)量?jī)x實(shí)時(shí)測(cè)量箭頭的姿態(tài)信息，并將姿態(tài)信息發(fā)送至姿態(tài)控制器，姿態(tài)控制器計(jì)算出姿態(tài)控制指令，姿態(tài)控制指令由姿態(tài)驅(qū)動(dòng)器轉(zhuǎn)化為冷氣推進(jìn)器的開(kāi)關(guān)信號(hào)，驅(qū)動(dòng)冷氣推進(jìn)器產(chǎn)生控制力矩，控制箭頭的姿態(tài)。

慣性姿態(tài)測(cè)量?jī)x采用三架構(gòu)的光纖陀螺和石英加速度計(jì)組成，實(shí)時(shí)測(cè)量箭頭的姿態(tài)角和角速度的信息；姿態(tài)控制器采用FPGA+DSP的架構(gòu)設(shè)計(jì)，集成了RS422接口電路和總線(xiàn)接口電路，解析姿態(tài)信息、進(jìn)行飛行控制管理和控制指令計(jì)算；姿態(tài)驅(qū)動(dòng)器基于TI公司的電磁閥專(zhuān)用工業(yè)級(jí)驅(qū)動(dòng)芯片DRV102進(jìn)行設(shè)計(jì)，接收控制器的控制指令，并輸出冷氣推進(jìn)器的開(kāi)關(guān)信號(hào)。

冷氣推進(jìn)器由高壓氣瓶、減壓器、壓力傳感器、電磁閥和連接管路組成。冷氣推進(jìn)器布局在箭頭的尾部，根據(jù)控制要求設(shè)計(jì)6個(gè)噴嘴，每個(gè)噴嘴由單獨(dú)的電磁閥控制。6個(gè)噴嘴進(jìn)行組合可以實(shí)現(xiàn)滾動(dòng)、俯仰和偏航3個(gè)通道的姿態(tài)控制。

2 箭頭姿態(tài)控制全物理仿真系統(tǒng)設(shè)計(jì)

箭頭姿態(tài)控制全物理仿真系統(tǒng)由三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)、箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)、電源模塊、數(shù)據(jù)管理單元和數(shù)據(jù)遙測(cè)單元組成。三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)用來(lái)模擬箭頭的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)，數(shù)據(jù)管理單元用來(lái)將姿態(tài)控制系統(tǒng)的遙測(cè)數(shù)據(jù)和監(jiān)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行集中管理，數(shù)據(jù)遙測(cè)單元把數(shù)據(jù)下傳至地面計(jì)算機(jī)，進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)，如圖 2所示。

圖2 箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)物理仿真系統(tǒng)組成原理圖

三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)是物理仿真的核心設(shè)備，氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)是依靠壓縮空氣在氣浮軸承與軸承座之間形成的氣膜，使轉(zhuǎn)動(dòng)的部分浮起，從而實(shí)現(xiàn)失重和無(wú)摩擦的相對(duì)運(yùn)動(dòng)條件[4-5]，以模擬探空火箭箭頭在實(shí)際飛行過(guò)程中的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)。

為了滿(mǎn)足探空火箭箭頭可以繞縱軸旋轉(zhuǎn)和大角度機(jī)動(dòng)的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)特性，三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)需要具備2軸無(wú)限制運(yùn)動(dòng)，以充分模擬箭頭的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)，滿(mǎn)足箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)的仿真與測(cè)試需求。為此參考文獻(xiàn)[6]設(shè)計(jì)了適應(yīng)鯤鵬1B箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)的懸臂梁式三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)，來(lái)模擬箭頭的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)，見(jiàn)圖 3所示。

圖3 懸臂梁式三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)

該懸臂梁式三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)可以在偏航和滾動(dòng)兩個(gè)通道進(jìn)行360°無(wú)限制運(yùn)動(dòng)，其主要性能指標(biāo)如下：

軸向可旋轉(zhuǎn)角度為360°；偏航可旋轉(zhuǎn)角度為360°；俯仰可旋轉(zhuǎn)角度為±30°；氣浮軸承摩擦力矩為<10-4Nm；轉(zhuǎn)臺(tái)可承載質(zhì)量≥400kg。

探空火箭箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)1∶1安裝到氣浮臺(tái)轉(zhuǎn)臺(tái)懸臂的一端，另一端安裝配重裝置，以保持氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)的平衡。由于箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)采用冷氣推進(jìn)器作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，在試驗(yàn)過(guò)程中，隨著冷氣推進(jìn)器的工作，冷氣推進(jìn)器儲(chǔ)氣瓶的氣體的減少會(huì)破壞氣浮臺(tái)的平衡狀態(tài)，為此設(shè)計(jì)了雙氣瓶結(jié)構(gòu)，2個(gè)氣瓶分別安裝到氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)懸臂兩端，采用管路聯(lián)通，這樣冷氣推進(jìn)器在工作過(guò)程中，同時(shí)消耗2個(gè)氣瓶中的氣體，氣浮臺(tái)始終保持平衡，見(jiàn)圖4所示。

圖4 三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)氣瓶配平設(shè)計(jì)

供電模塊負(fù)責(zé)為箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)、數(shù)據(jù)管理單元和遙測(cè)單元進(jìn)行供電。為了實(shí)現(xiàn)低成本設(shè)計(jì)，供電模塊采用普通的鋰電池，并經(jīng)過(guò)適當(dāng)設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)可控上、斷電功能。

數(shù)據(jù)管理單元將箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)物理仿真過(guò)程中的滾動(dòng)角、俯仰角和偏航角數(shù)據(jù)和系統(tǒng)的監(jiān)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行統(tǒng)一管理后發(fā)送至數(shù)據(jù)遙測(cè)單元的WIFI-A端口處，如圖2所示。

數(shù)據(jù)遙測(cè)單元利用無(wú)線(xiàn)WIFI設(shè)備實(shí)現(xiàn)地面仿真工控機(jī)與氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)上的箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)據(jù)通訊。遙測(cè)數(shù)據(jù)通過(guò)WIFI-A端口發(fā)送，WIFI-B端口進(jìn)行接收，并通過(guò)有線(xiàn)方式傳送至地面數(shù)據(jù)顯示終端。

三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)受到臺(tái)體的限制，其俯仰通道的活動(dòng)控制只有30°，不能充分模擬箭頭在飛行時(shí)的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)(箭頭在實(shí)際飛行時(shí)需要進(jìn)行俯仰60°→-60°的姿態(tài)機(jī)動(dòng))，為此，利用氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)的偏航運(yùn)動(dòng)通道模擬箭頭的俯仰運(yùn)動(dòng)，這樣可以充分對(duì)姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制環(huán)節(jié)進(jìn)行有效仿真。

3 全物理仿真

3.1 控制算法

為了適應(yīng)冷氣推進(jìn)器的開(kāi)關(guān)特性和高精度指向控制要求，控制器應(yīng)具有開(kāi)關(guān)特性輸出，并具有一定的阻尼特性，為此，控制器采用偽速率控制[7]。控制器結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖5所示。

圖5 偽速率控制器

偽速率控制器具有很好的穩(wěn)定精度，且具有相位超前特性，可以為系統(tǒng)提供一定的阻尼特性?？刂苹芈分校鶕?jù)冷氣推進(jìn)器的最小控制脈沖寬度和控制精度等因素綜合設(shè)計(jì)Km和Tm的值。偽速率控制器的最小控制脈沖寬度與其它參數(shù)的關(guān)系為

上式中，Ton為最小指令噴氣時(shí)間；h為遲滯系數(shù)；?D為極限環(huán)寬度(極限環(huán)可以表征角度或者角速度)。

在控制律設(shè)計(jì)中，雖然偽速率控制器可以給系統(tǒng)帶來(lái)一定的阻尼特性，但是阻尼較小，達(dá)不到設(shè)計(jì)要求，為此我們提出了一種改進(jìn)的偽速率控制器[8]，即在原偽速率控制器的前端增加一個(gè)PD形式的前饋網(wǎng)絡(luò)，這樣可以進(jìn)一步增加系統(tǒng)阻尼，有效防止控制超調(diào)。改進(jìn)的偽速率控制器如圖6所示。

圖6 一種改進(jìn)的偽速率控制器

3.2 仿真測(cè)試

利用箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)物理仿真轉(zhuǎn)臺(tái)對(duì)消旋、三軸穩(wěn)定、姿態(tài)機(jī)動(dòng)和軸向旋轉(zhuǎn)4個(gè)控制模式進(jìn)行測(cè)試，4個(gè)模式依次在一次物理仿真過(guò)程中實(shí)現(xiàn)，物理仿真系統(tǒng)的性能參數(shù)為：

姿態(tài)測(cè)量精度為0.6°；角速度測(cè)量精度為0.05(°)/s；測(cè)量頻率為200Hz；控制頻率為≤50Hz；控制精度為≤3°；

仿真的初始條件和控制目標(biāo)為：

系統(tǒng)起控時(shí)間為41s；

4種控制模式時(shí)間分別為：

a)消旋控制模式：41s～61s；

b)三軸穩(wěn)定控制模式：62s～270s；

c)姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制模式：271s～291s；

d)軸向(縱軸)旋轉(zhuǎn)控制模式：>291s；

初始姿態(tài)參數(shù)：滾動(dòng)角速度320(°)/s，偏航角50°；

三軸穩(wěn)定控制目標(biāo)：俯仰和滾動(dòng)0°，偏航60°；

姿態(tài)機(jī)動(dòng)開(kāi)始時(shí)間為271s；

姿態(tài)機(jī)動(dòng)通道及角度：偏航軸機(jī)動(dòng)120°；

旋轉(zhuǎn)通道及角速度：將滾動(dòng)軸起旋至180(°)/s。

在物理仿真過(guò)程中，會(huì)在三軸分別施加一定的人工干擾，即在氣浮臺(tái)運(yùn)行過(guò)程中，人為觸碰氣浮臺(tái)旋臂，使箭頭姿態(tài)快速偏離控制目標(biāo)，以驗(yàn)證箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)的抗干擾能力，箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)物理仿真的控制效果如圖7～12所示。

圖7 偏航角控制響應(yīng)

圖8 偏航角速度控制響應(yīng)

圖9 俯仰角控制響應(yīng)

圖10 俯仰角速度控制響應(yīng)

圖11 滾動(dòng)角控制響應(yīng)

圖12 滾動(dòng)角速度控制響應(yīng)

圖7～12中，方框標(biāo)記處為在三軸穩(wěn)定控制模式中施加的人工干擾，從物理仿真曲線(xiàn)可以看出，在改進(jìn)的偽速率控制作用下，姿態(tài)很快收斂到三軸穩(wěn)定控制目標(biāo)附近，說(shuō)明箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)具有一定的抗干擾能力。此外，從仿真曲線(xiàn)還可以看出，在4個(gè)控制模式順序物理仿真過(guò)程中，模式切換靈活，每個(gè)控制模式控制穩(wěn)定，箭頭姿態(tài)均收斂到控制目標(biāo)附近。

從物理仿真的過(guò)程看，雙通道360°旋轉(zhuǎn)空間的三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)能夠充分仿真探空火箭的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)與控制過(guò)程，有效支撐了探空火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)。

4 結(jié)論

本文闡述了利用雙通道360°旋轉(zhuǎn)空間、懸臂梁式三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)構(gòu)建探空火箭箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)物理仿真系統(tǒng)，該系統(tǒng)可以逼真模擬箭頭在飛行過(guò)程中的實(shí)際飛行動(dòng)作，有效支撐了箭頭姿態(tài)控制系統(tǒng)在地面的功能驗(yàn)證與性能測(cè)試，有效促進(jìn)了探空火箭姿態(tài)控制技術(shù)的發(fā)展。

雙通道360°旋轉(zhuǎn)空間、懸臂梁式三自由度氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)可以為細(xì)長(zhǎng)型、繞縱軸旋轉(zhuǎn)類(lèi)飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)提供很好的地面物理仿真環(huán)境，本文的研究成果對(duì)從事此類(lèi)飛行器姿態(tài)控制技術(shù)研究、物理仿真研究有借鑒和應(yīng)用價(jià)值。

參 考 文 獻(xiàn)

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