朱天宇，肖 劍，鄭 浦，田國元，夏立宇，吳登輝

(上海航天控制技術研究所·上?！?01109 )

0 引 言

隨著科學技術的日益發(fā)展，人類探索宇宙的腳步逐漸加快。在這樣的背景下，如何降低運載器發(fā)射成本，縮短研發(fā)周期，成為了國內外的研發(fā)重點。目前，人類進入空間的主要工具為一次性使用運載火箭，在執(zhí)行發(fā)射任務過程中，一次性使用運載火箭會按照時序指令逐級分離，各子級一部分會墜入指定落點，一部分會留在太空，成為太空垃圾，這也是現(xiàn)有航天發(fā)射成本居高不下的主要原因?；诖耍芍貜褪褂眠\載器的設想便應運而生。

可重復使用運載器按照時間和技術成熟度大體可分為3個發(fā)展階段：火箭飛機、航天飛機、兩級入軌器等。近年來，Space X公司研制的兩級入軌器——Falcon 9型可重復使用火箭取得了巨大成功。其發(fā)射成本僅為現(xiàn)有一次性使用運載火箭的十分之一，并且通過回收技術還可以實現(xiàn)快速發(fā)射，大大增強了空間競爭能力。隨著我國運載火箭的發(fā)展，國內針對該項技術的探索也逐漸展開，2019年8月24日，由民營航天公司翎客航天研制的RLV-15型可回收火箭實現(xiàn)了300m懸停，并在飛行50s后以0.07m落點精度成功著陸。CZ-8R為基于“長征八號”(CZ-8)的改型，計劃采用集束式回收方案，即通過一套回收裝置實現(xiàn)3個模塊的回收，這些模塊占火箭總成本的70%。由此可見，可重復使用運載器的優(yōu)勢已經凸顯，但研制一枚新型運載器，其較長的研發(fā)周期帶來的高昂研制成本限制了該項技術的突破。因此，為了以快速且高效的方式驗證可重復使用運載器的制導、導航及姿控等算法設計是否正確，本文旨在開發(fā)一套基于STM32的可重復使用運載器閉環(huán)仿真系統(tǒng)，用于驗證其關鍵控制技術，降低研發(fā)成本，縮短研發(fā)周期。

1 總體方案設計

運載火箭控制系統(tǒng)及測試主要由飛行控制軟件、對應單機和地面測發(fā)控系統(tǒng)組成。其中飛行控制系統(tǒng)通過測量裝置、時序配電裝置和飛行控制軟件完成運載火箭狀態(tài)的測量；地面測發(fā)控系統(tǒng)對飛行控制系統(tǒng)實施參數(shù)、功能進行地面檢測，并操縱火箭發(fā)射。系統(tǒng)主要由測試、發(fā)射控制、數(shù)據(jù)處理、顯示等硬件組成。運載火箭控制系統(tǒng)簡圖如圖1所示。

圖1 運載火箭控制系統(tǒng)簡圖Fig.1 Launch vehicle control system diagram

參考運載火箭控制系統(tǒng)的基本組成，本文設計的可重復使用運載器閉環(huán)仿真系統(tǒng)主要由測量單元(模擬慣組)、箭載計算機模擬單元(模擬箭機)、執(zhí)行模擬單元(模擬發(fā)動機特性)、地面測發(fā)控單元(包括動力學及箭地通信)和主控微機單元等五部分組成，該套系統(tǒng)具備以下特性：

1)實時測量運載器的運動參數(shù)、速度、位置和姿態(tài)信息；

2)實時計算運載器的當前狀態(tài)，發(fā)出控制指令；

3)發(fā)射前進行自主初始對準，保證運載器安全起飛，在飛行過程中，根據(jù)運載器的運動參數(shù)和程序控制要求產生姿控信號，進行姿態(tài)調整，并保證運載器穩(wěn)定飛行；

4)運載器發(fā)動機具有推力深度調節(jié)功能；

5)主控微機實時顯示遙測數(shù)據(jù)；

6)慣性器件安裝誤差及發(fā)動機推力偏差的模擬；

7)故障模擬功能。

該套系統(tǒng)的設計簡圖如圖2所示。其中，測量單元可實現(xiàn)可重復使用運載器的敏感器模擬及導航模型計算，主要功能為實時模擬慣組、全球定位系統(tǒng)(Global Positioning System, GPS)、速率陀螺等信號轉換及等效信號的輸出。其輸入為慣組、GPS、速率陀螺等激勵信號;輸出為慣組、GPS、速率陀螺等輸出信號。

圖2 閉環(huán)仿真系統(tǒng)簡圖Fig.2 Closed-loop simulation system diagram

計算機模擬單元可實現(xiàn)可重復使用運載器的GNC計算、時序計算及指令輸出、系統(tǒng)測試、遙測數(shù)據(jù)獲取及輸出。主要功能是模擬箭載計算機執(zhí)行GNC計算和指令輸出、執(zhí)行時序計算和指令輸出、組織系統(tǒng)測試、組織遙測數(shù)據(jù)并輸出。其輸入信號為敏感器測量信號、飛行時序信號、地面測發(fā)控指令等；輸出為GNC控制指令、時序控制指令、飛行遙測數(shù)據(jù)等。

執(zhí)行模擬單元可實現(xiàn)可重復使用運載器的執(zhí)行機構模型，同時可實現(xiàn)發(fā)動機故障的模擬。主要功能是模擬伺服系統(tǒng)、發(fā)動機工作。其輸入為伺服擺角指令、發(fā)動機工作指令；輸出為發(fā)動機工作狀態(tài)和參數(shù)、發(fā)動機擺角等。

地面測發(fā)控模擬單元可實現(xiàn)地面測試的模擬，同時可實現(xiàn)飛行過程中動力學單元的模擬。主要功能包括運載器六自由度運動模型模擬、接收遙測數(shù)據(jù)并發(fā)送給主控微機和接收主控微機指令。輸入是主控微機指令、初始狀態(tài)、發(fā)動機工作相關參數(shù)；輸出是控制指令、執(zhí)行結果參數(shù)等飛行遙測數(shù)據(jù)。

主控微機可控制地面測試和飛行試驗，實現(xiàn)飛行遙測數(shù)據(jù)的接收和實時顯示，通過主控微機發(fā)送指令，主控微機軟件和地面測發(fā)控單元通過LAN總線連接通信。

2 硬件平臺搭建

結合數(shù)據(jù)處理需求及資源占用情況，本文設計的閉環(huán)仿真系統(tǒng)采用四塊基于STM32H743ⅡTx芯片的開發(fā)板及一臺預裝Windows系統(tǒng)的主機組成。STM32H743ⅡTx芯片為STM32H7系列芯片，該系列芯片為基于32位Cortex-M7內核設計的高性能微控制單位(Microcontroller Unit, MCU)。利用L1緩存，無論是從嵌入式Flash還是外部存儲器執(zhí)行代碼，處理器在400MHz頻率下性能可達到2010CoreMark/856DMIPS。

硬件功能分配：四塊開發(fā)板分別是測量單元、箭載計算機模擬單元、執(zhí)行模擬單元和地面測發(fā)控模擬單元。地面測發(fā)控模擬單元與Windows中主控微機軟件通過LAN總線相連，箭上各節(jié)點之間主要通過CAN總線進行通信。

四塊開發(fā)板分別編號為1、2、3、4，分別對應測量單元、箭載計算機模擬單元、執(zhí)行模擬單元和地面測發(fā)控模擬單元。1、2、3號開發(fā)板采用CAN總線通信，4號開發(fā)板與主控微機采用LAN總線通信，硬件系統(tǒng)框圖如圖3所示。

圖3 硬件系統(tǒng)框圖Fig.3 Hardware system block diagram

其中各板卡功能如下：

1)1號開發(fā)板輸入慣組/GPS激勵信號，輸出慣組/GPS信號和遙測數(shù)據(jù)等；

2)2號開發(fā)板輸入慣組/GPS信號，信號經過導航、制導、姿控運算后，輸出姿控數(shù)據(jù)和GNC遙測數(shù)據(jù)等；

3)3號開發(fā)板輸入姿控數(shù)據(jù)，輸出發(fā)動機工作參數(shù)、發(fā)動機擺角和遙測數(shù)據(jù)等；

4)4號開發(fā)板接收主控微機控制指令、各開發(fā)板輸出數(shù)據(jù)和遙測數(shù)據(jù)等，數(shù)據(jù)經過動力學模型運算后，輸出執(zhí)行結果。

3 軟件設計

基于本文設計的硬件平臺，該套閉環(huán)仿真系統(tǒng)軟件部分主要包括飛行控制軟件、動力學仿真軟件及主控微機軟件等三部分。

其中飛行控制軟件運行于箭載計算機模擬單元上，用于完成可重復使用運載器飛行過程中的導航、制導、姿控、時序控制等飛行控制功能；動力學仿真軟件運行于測量單元、執(zhí)行模擬單元及地面測發(fā)控模擬單元上，用于模擬可重復使用運載器的質心動力學和繞質心動力學方程，以完成導航、制導、控制下的閉環(huán)飛行仿真功能；主控微機軟件運行于主控微機上，用于完成地面指令的發(fā)送與接收、有線數(shù)據(jù)的實時接收等地面控制功能。

3.1 飛行控制軟件

飛行軟件整體架構包括硬件配置、中斷和主程序三部分，其結構簡圖如圖4所示。箭載計算機模擬單元上電后便進行硬件配置，配置完成后進入主程序，通過中斷觸發(fā)可實現(xiàn)數(shù)據(jù)接收及解析工作，中斷執(zhí)行完畢后繼續(xù)主程序運算。

圖4 飛行軟件架構和模塊結構圖Fig.4 Flight control software architecture and module structure diagram

(1)導航模塊

為實現(xiàn)可重復使用運載器的快速發(fā)射，優(yōu)化運載器對準流程，導航模塊在對準階段采用凝固解析法粗對準+卡爾曼濾波精對準的全自主對準方案，飛行階段導航模塊采取慣組和全球導航衛(wèi)星系統(tǒng)(Global Navigation Satellite System, GNSS)接收機簡單重調的組合導航方法。

(2)時序模塊

時序模塊設計，按照相應測試需求，對相關時刻做適應性更改?；緯r序安排如圖5所示。

圖5 時序安排圖Fig.5 Sequence diagram

(3)制導模塊

與傳統(tǒng)運載火箭不同，可重復使用運載器涉及垂直上升、空中懸停、橫向移動等相關動作，為保證可重復使用運載器發(fā)動機持續(xù)工作，抵消重力，緩速著陸于著陸點。制導模塊全程采用參考軌跡跟蹤制導方法，即根據(jù)飛行目標提前設計一條參考軌跡，基于實時加速度、速度、位置與參考軌跡的跟蹤偏差，設計制導加速度指令為

(1)

式中，T、T和T為設計的制導加速度指令；、和為運載器北天東坐標系下速度；、和為運載器北天東坐標系下位置；ref、ref、ref為參考軌跡對應的加速度、速度、位置裝訂值，實際飛行中可對時間進行插值；、為需要設計的導引系數(shù)。

由制導加速度指令，進一步得到傳遞給姿控通道的俯仰、偏航程序角為

(2)

式中，c為姿控通道俯仰程序角；c為姿控通道偏航程序角。滾動程序角c固化為起飛前的初始姿態(tài)角，為常值。

(4)姿控模塊

為應對不同飛行環(huán)境下的飛行特性，姿控模塊采用滑?？刂品桨浮；？刂票举|上是一種變結構控制方法，具備的不連續(xù)控制特性可以使系統(tǒng)沿著指定的狀態(tài)軌跡做小幅、高頻的上下運動，即滑動模態(tài)運動。由于滑動模態(tài)可以自行設計并獨立于被控對象的參數(shù)及外界擾動，因而處于滑動模態(tài)的系統(tǒng)對模型不確定性具有較強的魯棒性，本文設計的滑?？刂破鳛?/p>

(3)

3.2 動力學仿真軟件

通過動力學仿真軟件模擬可重復使用運載器的質心動力學和繞質心動力學方程，以完成導航、制導、控制下的閉環(huán)飛行仿真功能。其主要由五大模塊組成：推力特性計算模塊、伺服特性計算模塊、質心動力學計算模塊、繞質心動力學計算模塊、敏感器計算模塊等。其中敏感器計算模塊用于模擬慣性器件及GNSS模型。

3.3 主控微機軟件

主控微機軟件是可重復使用運載器在地面以太網通信的硬件環(huán)境下，實施地面自動化測試流程的計算機軟件。主控微機通過指令控制地面測發(fā)控模擬單元完成控制系統(tǒng)自動配電、伺服子系統(tǒng)測試、穩(wěn)定系統(tǒng)測試、模擬飛行測試、發(fā)射測試、臨射功能檢查，從而實現(xiàn)對整個控制系統(tǒng)測發(fā)流程的控制。同時，對接收系統(tǒng)各類狀態(tài)信息和測試信息進行分析、判斷和流程處理。結合本文設計的閉環(huán)仿真系統(tǒng)特性，主控微機軟件采用C#編寫，軟件截圖如圖6所示。

圖6 主控微機軟件界面Fig.6 Master control microcomputer software interface

4 試驗驗證

為驗證本文設計的閉環(huán)仿真系統(tǒng)，使用真實飛行數(shù)據(jù)與仿真數(shù)據(jù)進行對比。圖7與圖8所示為某飛行試驗平臺的90m飛行試驗遙測數(shù)據(jù)。平臺使用光纖捷聯(lián)慣組作為慣性導航敏感器，使用差分GNSS與慣組輸出進行組合導航，從而提供高精度的位置與速度信息。導航坐標系選取北天東坐標系，制導方法采用軌跡跟蹤制導，離線裝定目標位置和標準導引量，飛行過程中進行插值運算，獲得實時導引量。圖7為北、天、東三方向位置，圖8為三方向速度。由圖可見，本次最大飛行高度為89.81m，采用直上直下彈道，水平方向無橫移，起飛漂移北向0.9m，東向0.7m，上升過程最大速度9.17m/s，下降過程最大速度7.58m/s，著陸速度1.00m/s。

圖9和圖10所示為本文設計仿真系統(tǒng)的閉環(huán)仿真結果，由圖可得，運載器最大飛行高度90.88m，上升和下降最大速度分別為9.03m/s和8.67m/s，著陸速度0.82m/s。對比圖7和圖8，仿真彈道與真實飛行彈道保持一致。起飛階段，仿真系統(tǒng)考慮了推力線偏移和伺服零位的影響，對真實飛行中的起飛漂移進行了良好復現(xiàn)。飛行過程中，仿真系統(tǒng)采用在陀螺和加速度計中加入零位偏置誤差和零偏穩(wěn)定性誤差,模擬實際飛行中的慣組漂移，采用一階馬爾可夫過程近似差分GNSS接收機誤差，仿真系統(tǒng)均滿足了設計要求。

圖7 真實飛行位置曲線Fig.7 Real flight position curve

圖8 真實飛行速度曲線Fig.8 Real flight velocity curve

圖9 仿真系統(tǒng)位置曲線Fig.9 Simulation system position curve

圖10 仿真系統(tǒng)速度曲線Fig.10 Simulation system velocity curve

為進一步說明該套仿真系統(tǒng)的穩(wěn)定性，考慮發(fā)動機推力偏差，即在仿真中加入2%的推力正偏差，仿真結果如圖11和圖12所示。

圖11 仿真系統(tǒng)位置曲線Fig.11 Simulation system position curve

圖12 仿真系統(tǒng)速度曲線Fig.12 Simulation system velocity curve

由于加入偏差后的推力值偏大，前期速度上升偏快，超出標稱值，為了使速度跟蹤標稱值，上升段具有減速過程，最終上升段的最大速度也因此略低。在著陸段的緩速下降過程中，由于推力偏大，所以著陸速度比偏小。對上述特征量進行統(tǒng)計，如表1所示。

表1 仿真系統(tǒng)與真實飛行結果對比

綜合以上結果可以看出，本文設計的閉環(huán)仿真系統(tǒng)設計合理，對干擾量的模擬貼近真實條件，使得仿真系統(tǒng)與真實飛行結果保持一致。利用該套仿真系統(tǒng)，能夠在真實飛行前對設計的導航、制導及姿控等算法進行考核，有助于提前發(fā)現(xiàn)問題，降低風險，提高真實飛行成功率。

5 結 論

本文設計了一套基于STM32的可重復使用運載器閉環(huán)仿真系統(tǒng)。該套仿真系統(tǒng)能夠用于可重復使用運載器的導航、制導及姿控等算法的驗證工作。通過將仿真結果與真實飛行數(shù)據(jù)對比可知，該套平臺具有較高的穩(wěn)定性，能夠較好地模擬真實飛行狀態(tài)，并可有效縮短研制周期。