唐寅峰，楊靖宇，張峻渤

(1.沈陽航空航天大學(xué) 智能飛行器系統(tǒng)理論與技術(shù)實驗室，沈陽 110136；2.沈陽戈達德智能裝備科技有限公司 研發(fā)部，沈陽 110001)

能源問題是當今世界發(fā)展的一個主要問題，如今人們主要消耗不可再生資源，但地球能源儲備逐年減少，而需求卻在增加，這加劇了供需矛盾[1-2]。此外還伴隨著環(huán)境問題，所以建立清潔綠色的新能源體系意義重大。然而目前新能源都存在不穩(wěn)定、數(shù)量有限等問題，為此地面太陽能和空間太陽能受到人們的關(guān)注，空間太陽能相比地面太陽能具有日照時間長、能流密度高、持續(xù)穩(wěn)定等優(yōu)點[3]，經(jīng)計算,空間太陽能光照總量是地面太陽能光照總量的5倍以上[4-5]，而開發(fā)空間太陽能需要空間太陽能電站，因此空間太陽能電站技術(shù)有著更好的發(fā)展前景[6]。早在1968年，Glaser P就在Science發(fā)表的文章中第一次詳細論述了發(fā)展空間太陽能電站的必要性、可行性，并提出了空間太陽能電站的設(shè)計思想[7]。美國是最早啟動空間太陽能電站研究的國家，在20世紀70年代和 90 年代，爆發(fā)了幾次國際能源危機，美國都資助了空間太陽能電站的研究項目[8]。國內(nèi)科學(xué)家也啟動了發(fā)展空間太陽能電站技術(shù)的計劃。2018年12月6日，我國在重慶璧山區(qū)啟動建設(shè)首個空間太陽能發(fā)電站實驗基地，在36 000千米外的太空建兆瓦級太陽能發(fā)電站，計劃在2021年至2025年太陽能電站建成并發(fā)電，2025年后開始大規(guī)?？臻g太陽能電站系統(tǒng)相關(guān)工作[9-10]。隨著進入太空的航天器越來越多，太空垃圾問題將日益突出?？茖W(xué)家預(yù)測：如果制造太空垃圾的速度以每年2%～5%的速度繼續(xù)增長下去，到2300年，任何航天器都將無法再進入太空軌道?，F(xiàn)如今，科學(xué)家們?yōu)榻鉀Q太空垃圾問題，提出了幾種應(yīng)對方式：(1)用微型衛(wèi)星清理；(2)用機器人衛(wèi)星撿拾；(3)以微小衛(wèi)星作為基礎(chǔ)，配合機械臂捕捉；(4)“壁虎漫步”機器人清理[11-13]。無論用什么方式都需要將清理裝置送到預(yù)定軌道，而單獨發(fā)射微小型清理衛(wèi)星所需成本太高，可通過空間太陽能電站攜帶進入太空，進入太空后進行彈射分離，且太空環(huán)境中還存在其他航天器，空間太陽能電站也可以發(fā)射子衛(wèi)星來保護自己，且子衛(wèi)星還可以進行一些太空實驗。

本文以空間太陽能電站為載體，提出天基衛(wèi)星智能通用彈射系統(tǒng)平臺設(shè)計方案，一方面用于彈射微小型衛(wèi)星或機器人衛(wèi)星清理太空垃圾，另一方面用于空間太陽能電站彈射子衛(wèi)星來保護自己，或彈射子衛(wèi)星進行一些太空實驗。采用可折疊自由組合式的方法設(shè)計智能彈射器，根據(jù)發(fā)射對象將各裝置進行自由組合，實現(xiàn)尺寸可調(diào)、彈射動力可變，從而滿足不同的發(fā)射要求。設(shè)計的可折疊自由組合式智能彈射器也適用于?；悄軓椛湎到y(tǒng)，用于艦載無人機的發(fā)射。基于空間太陽能電站協(xié)同控制實驗平臺，建立空間太陽能電站動力學(xué)方程，建立仿真控制系統(tǒng)；結(jié)合雙環(huán)滑模變結(jié)構(gòu)控制方法設(shè)計空間太陽能電站協(xié)同控制器。仿真結(jié)果表明：采用雙環(huán)滑模變結(jié)構(gòu)控制方法可有效對空間太陽能電站姿態(tài)進行精準控制，可以消除彈射系統(tǒng)對空間太陽能電站的姿態(tài)影響。

1 天基衛(wèi)星智能通用彈射系統(tǒng)設(shè)計

設(shè)計了一種一階或N階可折疊自由組合式智能彈射器，由運載小車、彈射裝置、傳動裝置、動力裝置和雙安全緩沖裝置組成，整個智能彈射器結(jié)構(gòu)組成如圖1所示。

采用可折疊自由組合式的方法設(shè)計智能彈射器，根據(jù)發(fā)射對象將各裝置進行自由組合，使其達到彈射環(huán)境多樣化、彈射場地多樣性，克服傳統(tǒng)的彈射裝置尺寸固定、發(fā)射動力有限等問題，實現(xiàn)尺寸可調(diào)、彈射動力可變，從而滿足不同的發(fā)射要求。如圖2所示為一階可折疊自由組合式智能彈射器，圖3為四階可折疊自由組合式智能彈射器。

圖1 智能彈射器結(jié)構(gòu)裝置圖

圖2 一階可折疊自由組合式智能彈射器

圖3 四階可折疊自由組合式智能彈射器

可折疊自由組合式智能彈射器的一階彈射器彈射過程：檢查各裝置連接情況、發(fā)射彈射信號、電磁鐵和交流電動機通電、電磁鐵閉合、交流電動機正轉(zhuǎn)。動力裝置通過連動皮帶帶動傳動裝置正轉(zhuǎn)，傳動裝置通過三角皮帶帶動小車拉條正轉(zhuǎn)。當轉(zhuǎn)速達到發(fā)射速度，給電磁鐵開關(guān)裝置發(fā)射信號，電磁鐵開關(guān)裝置分離，分離的電磁鐵開關(guān)裝置帶動彈射桿向前運動并與小車拉條相扣，小車拉條帶動彈射桿向前運動，彈射桿帶動分離的電磁鐵開關(guān)裝置向前運動。分離的電磁鐵開關(guān)裝置觸發(fā)彈簧阻尼器，彈簧阻尼器吸收動能，彈簧阻尼器釋放動能給彈簧阻尼器限位塊，彈簧阻尼器限位塊帶動運載小車載板向前運動，進而加速運載小車載板上的彈射對象。當運載小車載板到達液壓阻尼器，彈射桿與小車拉條分離，液壓阻尼器減速運載小車載板，并使運載小車載板停止運動，同時運載小車載板上的彈射對象被彈射出去；然后，通過開關(guān)控制交流電動機進行低速反轉(zhuǎn)，進而彈射桿與小車拉條相扣，運載小車載板向后運動到達初始位置，彈射桿與小車拉條再次分離，運載小車載板和電磁鐵復(fù)位，斷電，彈射完成。

四階智能彈射器與一階智能彈射器原理相同，這里就不做闡述。同理可得N階可折疊自由組合式智能彈射器。

2 天基衛(wèi)星智能通用彈射系統(tǒng)控制研究

2.1 天基智能彈射系統(tǒng)控制研究

可折疊自由組合式智能彈射器適用于天基智能彈射系統(tǒng)。隨著航天技術(shù)的進步，為了很好地開發(fā)利用太陽能，發(fā)射空間太陽能電站成為必然趨勢。由于太空環(huán)境中存在太空垃圾和其他航天器，空間太陽能電站就有必要攜帶子衛(wèi)星進入太空，用以清理太空垃圾以保護空間太陽能電站，且還可以進行一些太空實驗。在子衛(wèi)星進入太空后進行彈射分離，但在彈射分離時，空間太陽能電站的姿態(tài)會受到彈射系統(tǒng)的影響。

為了消除彈射系統(tǒng)發(fā)射子衛(wèi)星時對空間太陽能電站姿態(tài)的影響，對空間太陽能電站的姿態(tài)控制采用雙環(huán)滑模變結(jié)構(gòu)控制方法。首先，基于空間太陽能電站協(xié)同控制實驗平臺，建立空間太陽能電站動力學(xué)方程、運動學(xué)方程并結(jié)合滑模控制算法。建立仿真控制系統(tǒng)。然后，結(jié)合雙環(huán)滑模變結(jié)構(gòu)控制方法設(shè)計空間太陽能電站協(xié)同控制器并進行姿態(tài)控制仿真。

空間太陽能電站姿態(tài)的動力學(xué)方程可以表示為[14-15]

(1)

式中，J∈R3×3為空間太陽能電站在機體坐標系繞質(zhì)心旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)動慣量矩陣，ΔJ為該慣量矩陣的由于空間太陽能電站發(fā)射子衛(wèi)星重量變化等原因引起的不確定項，ω=[ωxωyωz]T為空間太陽能電站繞自身機體坐標系的角速度，M=[mxmymz]T為定義在機體坐標系中的控制力矩，D=[dxdydz]T為空間太陽能電站的外部干擾項。矩陣J、ΔJ和Ω分別如式(2)所定義:

(2)

當空間太陽能電站按照先俯仰再偏航，最后滾轉(zhuǎn)的次序繞其質(zhì)心旋轉(zhuǎn)時，空間太陽能電站的姿態(tài)角動力學(xué)方程為θ′=R(θ)ω，其中θ=[γψφ]T為空間太陽能電站的歐拉角，γ為滾轉(zhuǎn)角，ψ為偏航角，φ為俯仰角。則R(θ)矩陣由式(3)確定：

(3)

采用雙環(huán)滑模變結(jié)構(gòu)控制方法設(shè)計空間太陽能電站的控制律，外環(huán)為姿態(tài)環(huán)，內(nèi)環(huán)為角速度環(huán)，外環(huán)滑?？刂坡蓪崿F(xiàn)歐拉角θ的跟蹤。在輸入為目標姿態(tài)角θc時，外環(huán)控制器產(chǎn)生姿態(tài)角速度指令ωc，并傳遞給內(nèi)環(huán)系統(tǒng)，內(nèi)環(huán)則通過內(nèi)環(huán)滑?？刂坡蓪崿F(xiàn)對姿態(tài)角指令ωc的跟蹤，從而實現(xiàn)目標姿態(tài)角θc，當實時歐拉角θ沒達到θc時，則輸入θc-θ，進而實現(xiàn)目標姿態(tài)角θc。

采用積分滑模面設(shè)計外環(huán)滑模函數(shù)為：

(4)

其中K1=diag{k11,k12,k13}?0為增益矩陣,通過選擇合適的增益矩陣可以使系統(tǒng)的跟蹤指令偏差在一個比較理想的滑模面上滑動至穩(wěn)定。取姿態(tài)角速度指令ωc作為姿態(tài)角速度ω跟蹤的虛擬控制項。取θ′=R(θ)ωc,其中ωc與ω之間的誤差通過內(nèi)環(huán)控制來消除，設(shè)計外環(huán)虛擬控制如式(5)所示。

(5)

其中ρ1>0，SGN(sw)=[sgn(s1)sgn(s2)sgn(s3)]T。

采用積分滑模面設(shè)計內(nèi)環(huán)滑模函數(shù)即公式(6)，其中ωe為目標角速度與實時角速度的誤差即ωe=ωc-ω，同樣增益矩陣為K2=diag{k21,k22,k23}。

(6)

設(shè)計內(nèi)環(huán)滑?？刂坡蔀椋?/p>

(7)

其中ρ2>0，μ>0。

圖4 實時歐拉角與目標歐拉角

實驗表明采用雙環(huán)滑模變結(jié)構(gòu)控制方法可對空間太陽能電站姿態(tài)進行有效精準控制，設(shè)計的雙環(huán)滑模變結(jié)構(gòu)控制律對彈射系統(tǒng)彈射時空間太陽能電站的外部擾動具有很好的魯棒性，空間太陽能電站的姿態(tài)可在短時間內(nèi)達到所期望的穩(wěn)態(tài),進而消除彈射系統(tǒng)對空間太陽能電站的姿態(tài)影響。

2.2 ?；悄軓椛湎到y(tǒng)動力學(xué)分析

可折疊自由組合式智能彈射器適用于海基智能彈射系統(tǒng)，可用于艦載無人機的發(fā)射。下面進行艦載無人機的動力學(xué)分析，彈射開始時，無人機以及小車系統(tǒng)速度為零，接收彈射指令后，動力裝置通過傳動裝置開始為小車系統(tǒng)和艦載無人機加速。當艦載無人機的速度達到起飛速度，艦載無人機脫離小車系統(tǒng)完成起飛，隨后小車系統(tǒng)通過雙安全緩沖裝置減速而停止運動。接收小車系統(tǒng)復(fù)位指令，小車系統(tǒng)復(fù)位，為下一次彈射做準備。

為了簡化模型，將整個過程分為兩段，第一段是小車系統(tǒng)和無人機一起做加速運動，即傳動裝置推力、無人機發(fā)動機推力克服小車系統(tǒng)滑動軸承與導(dǎo)軌之間的摩擦力、無人機的氣動阻力所做的功轉(zhuǎn)化為無人機與小車系統(tǒng)的動能、重力勢能。第二段是無人機脫離小車系統(tǒng)后小車系統(tǒng)做減速運動，即小車系統(tǒng)的動能轉(zhuǎn)化為液壓阻尼器減速的阻尼力、小車系統(tǒng)滑動軸承與導(dǎo)軌之間的摩擦力所做的功和小車系統(tǒng)的重力勢能。

第一段加速運動的動力學(xué)公式如式(8)所示。

(8)

轉(zhuǎn)化為

(9)

第二段減速運動的動力學(xué)公式如式(10)所示。

(10)

轉(zhuǎn)化為

(11)

其中F包括傳動裝置的推力以及無人機自身的推力，m為小車系統(tǒng)與無人機的質(zhì)量，θ為發(fā)射角即發(fā)射導(dǎo)軌與艦船甲板的角度，μ為滑塊與導(dǎo)軌之間的動摩擦因子，f為液壓阻尼器減速的阻尼力，m2為小車系統(tǒng)的質(zhì)量，s1為第一段位移，s2為第二段位移。

一階和四階可折疊自由組合式智能彈射器運載小車系統(tǒng)質(zhì)量分別為5 kg和20 kg，發(fā)射角θ為6°，動摩擦因子μ取值0.06。由于可彈射無人機型號較多，一階可折疊自由組合式智能彈射器取質(zhì)量為15 kg起飛速度為10 m/s的A型艦載無人機的彈射過程進行動力學(xué)分析；四階可折疊自由組合式智能彈射器取質(zhì)量為30 kg起飛速度為20 m/s的B型艦載無人機的彈射過程進行動力學(xué)分析，如圖5～8所示。

圖6 B型艦載無人機加速力-彈射距離圖

圖7 A型艦載無人機減速阻尼力-減速位移圖

圖8 B型艦載無人機減速阻尼力-減速位移圖

結(jié)果顯示：?；悄軓椛湎到y(tǒng)可彈射質(zhì)量15～30 kg 起飛速度10～20 m/s的多型號艦載無人機，且智能彈射器的尺寸在3～20 m之間。

3 結(jié)論

(1)天基衛(wèi)星智能通用彈射系統(tǒng)適用于空間太陽能電站彈射微小型衛(wèi)星和機器人衛(wèi)星清理太空垃圾、空間太陽能電站彈射子衛(wèi)星保護自己、空間太陽能電站彈射子衛(wèi)星進行一些太空實驗、艦載無人機的彈射起飛。

(2)雙環(huán)滑模變結(jié)構(gòu)控制方法可對空間太陽能電站姿態(tài)進行精準有效控制，可以消除彈射系統(tǒng)對空間太陽能電站的姿態(tài)影響。

(3)海基智能彈射系統(tǒng)可彈射質(zhì)量15～30 kg起飛速度10～20 m/s的多型號艦載無人機，且智能彈射器的尺寸在3～20 m之間可調(diào)。