朱天宇，肖 劍，鄭 浦，田國元，夏立宇，吳登輝

(上海航天控制技術(shù)研究所·上海·201109 )

0 引 言

隨著科學(xué)技術(shù)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(yùn)載器發(fā)射成本，縮短研發(fā)周期，成為了國內(nèi)外的研發(fā)重點(diǎn)。目前，人類進(jìn)入空間的主要工具為一次性使用運(yùn)載火箭，在執(zhí)行發(fā)射任務(wù)過程中，一次性使用運(yùn)載火箭會(huì)按照時(shí)序指令逐級(jí)分離，各子級(jí)一部分會(huì)墜入指定落點(diǎn)，一部分會(huì)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。基于此，可重復(fù)使用運(yùn)載器的設(shè)想便應(yīng)運(yùn)而生。

可重復(fù)使用運(yùn)載器按照時(shí)間和技術(shù)成熟度大體可分為3個(gè)發(fā)展階段：火箭飛機(jī)、航天飛機(jī)、兩級(jí)入軌器等。近年來，Space X公司研制的兩級(jí)入軌器——Falcon 9型可重復(fù)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(yùn)載火箭的十分之一，并且通過回收技術(shù)還可以實(shí)現(xiàn)快速發(fā)射，大大增強(qiáng)了空間競(jìng)爭(zhēng)能力。隨著我國運(yùn)載火箭的發(fā)展，國內(nèi)針對(duì)該項(xiàng)技術(shù)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(shí)現(xiàn)了300m懸停，并在飛行50s后以0.07m落點(diǎn)精度成功著陸。CZ-8R為基于“長(zhǎng)征八號(hào)”(CZ-8)的改型，計(jì)劃采用集束式回收方案，即通過一套回收裝置實(shí)現(xiàn)3個(gè)模塊的回收，這些模塊占火箭總成本的70%。由此可見，可重復(fù)使用運(yùn)載器的優(yōu)勢(shì)已經(jīng)凸顯，但研制一枚新型運(yùn)載器，其較長(zhǎng)的研發(fā)周期帶來的高昂研制成本限制了該項(xiàng)技術(shù)的突破。因此，為了以快速且高效的方式驗(yàn)證可重復(fù)使用運(yùn)載器的制導(dǎo)、導(dǎo)航及姿控等算法設(shè)計(jì)是否正確，本文旨在開發(fā)一套基于STM32的可重復(fù)使用運(yùn)載器閉環(huán)仿真系統(tǒng)，用于驗(yàn)證其關(guān)鍵控制技術(shù)，降低研發(fā)成本，縮短研發(fā)周期。

1 總體方案設(shè)計(jì)

運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)及測(cè)試主要由飛行控制軟件、對(duì)應(yīng)單機(jī)和地面測(cè)發(fā)控系統(tǒng)組成。其中飛行控制系統(tǒng)通過測(cè)量裝置、時(shí)序配電裝置和飛行控制軟件完成運(yùn)載火箭狀態(tài)的測(cè)量；地面測(cè)發(fā)控系統(tǒng)對(duì)飛行控制系統(tǒng)實(shí)施參數(shù)、功能進(jìn)行地面檢測(cè)，并操縱火箭發(fā)射。系統(tǒng)主要由測(cè)試、發(fā)射控制、數(shù)據(jù)處理、顯示等硬件組成。運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)簡(jiǎn)圖如圖1所示。

圖1 運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)簡(jiǎn)圖Fig.1 Launch vehicle control system diagram

參考運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)的基本組成，本文設(shè)計(jì)的可重復(fù)使用運(yùn)載器閉環(huán)仿真系統(tǒng)主要由測(cè)量單元(模擬慣組)、箭載計(jì)算機(jī)模擬單元(模擬箭機(jī))、執(zhí)行模擬單元(模擬發(fā)動(dòng)機(jī)特性)、地面測(cè)發(fā)控單元(包括動(dòng)力學(xué)及箭地通信)和主控微機(jī)單元等五部分組成，該套系統(tǒng)具備以下特性：

1)實(shí)時(shí)測(cè)量運(yùn)載器的運(yùn)動(dòng)參數(shù)、速度、位置和姿態(tài)信息；

2)實(shí)時(shí)計(jì)算運(yùn)載器的當(dāng)前狀態(tài)，發(fā)出控制指令；

3)發(fā)射前進(jìn)行自主初始對(duì)準(zhǔn)，保證運(yùn)載器安全起飛，在飛行過程中，根據(jù)運(yùn)載器的運(yùn)動(dòng)參數(shù)和程序控制要求產(chǎn)生姿控信號(hào)，進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整，并保證運(yùn)載器穩(wěn)定飛行；

4)運(yùn)載器發(fā)動(dòng)機(jī)具有推力深度調(diào)節(jié)功能；

5)主控微機(jī)實(shí)時(shí)顯示遙測(cè)數(shù)據(jù)；

6)慣性器件安裝誤差及發(fā)動(dòng)機(jī)推力偏差的模擬；

7)故障模擬功能。

該套系統(tǒng)的設(shè)計(jì)簡(jiǎn)圖如圖2所示。其中，測(cè)量單元可實(shí)現(xiàn)可重復(fù)使用運(yùn)載器的敏感器模擬及導(dǎo)航模型計(jì)算，主要功能為實(shí)時(shí)模擬慣組、全球定位系統(tǒng)(Global Positioning System, GPS)、速率陀螺等信號(hào)轉(zhuǎn)換及等效信號(hào)的輸出。其輸入為慣組、GPS、速率陀螺等激勵(lì)信號(hào);輸出為慣組、GPS、速率陀螺等輸出信號(hào)。

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

計(jì)算機(jī)模擬單元可實(shí)現(xiàn)可重復(fù)使用運(yùn)載器的GNC計(jì)算、時(shí)序計(jì)算及指令輸出、系統(tǒng)測(cè)試、遙測(cè)數(shù)據(jù)獲取及輸出。主要功能是模擬箭載計(jì)算機(jī)執(zhí)行GNC計(jì)算和指令輸出、執(zhí)行時(shí)序計(jì)算和指令輸出、組織系統(tǒng)測(cè)試、組織遙測(cè)數(shù)據(jù)并輸出。其輸入信號(hào)為敏感器測(cè)量信號(hào)、飛行時(shí)序信號(hào)、地面測(cè)發(fā)控指令等；輸出為GNC控制指令、時(shí)序控制指令、飛行遙測(cè)數(shù)據(jù)等。

執(zhí)行模擬單元可實(shí)現(xiàn)可重復(fù)使用運(yùn)載器的執(zhí)行機(jī)構(gòu)模型，同時(shí)可實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)故障的模擬。主要功能是模擬伺服系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)工作。其輸入為伺服擺角指令、發(fā)動(dòng)機(jī)工作指令；輸出為發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)和參數(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)擺角等。

地面測(cè)發(fā)控模擬單元可實(shí)現(xiàn)地面測(cè)試的模擬，同時(shí)可實(shí)現(xiàn)飛行過程中動(dòng)力學(xué)單元的模擬。主要功能包括運(yùn)載器六自由度運(yùn)動(dòng)模型模擬、接收遙測(cè)數(shù)據(jù)并發(fā)送給主控微機(jī)和接收主控微機(jī)指令。輸入是主控微機(jī)指令、初始狀態(tài)、發(fā)動(dòng)機(jī)工作相關(guān)參數(shù)；輸出是控制指令、執(zhí)行結(jié)果參數(shù)等飛行遙測(cè)數(shù)據(jù)。

主控微機(jī)可控制地面測(cè)試和飛行試驗(yàn)，實(shí)現(xiàn)飛行遙測(cè)數(shù)據(jù)的接收和實(shí)時(shí)顯示，通過主控微機(jī)發(fā)送指令，主控微機(jī)軟件和地面測(cè)發(fā)控單元通過LAN總線連接通信。

2 硬件平臺(tái)搭建

結(jié)合數(shù)據(jù)處理需求及資源占用情況，本文設(shè)計(jì)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(tái)預(yù)裝Windows系統(tǒng)的主機(jī)組成。STM32H743ⅡTx芯片為STM32H7系列芯片，該系列芯片為基于32位Cortex-M7內(nèi)核設(shè)計(jì)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(chǔ)器執(zhí)行代碼，處理器在400MHz頻率下性能可達(dá)到2010CoreMark/856DMIPS。

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

四塊開發(fā)板分別編號(hào)為1、2、3、4，分別對(duì)應(yīng)測(cè)量單元、箭載計(jì)算機(jī)模擬單元、執(zhí)行模擬單元和地面測(cè)發(fā)控模擬單元。1、2、3號(hào)開發(fā)板采用CAN總線通信，4號(hào)開發(fā)板與主控微機(jī)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(hào)開發(fā)板輸入慣組/GPS激勵(lì)信號(hào)，輸出慣組/GPS信號(hào)和遙測(cè)數(shù)據(jù)等；

2)2號(hào)開發(fā)板輸入慣組/GPS信號(hào)，信號(hào)經(jīng)過導(dǎo)航、制導(dǎo)、姿控運(yùn)算后，輸出姿控?cái)?shù)據(jù)和GNC遙測(cè)數(shù)據(jù)等；

3)3號(hào)開發(fā)板輸入姿控?cái)?shù)據(jù)，輸出發(fā)動(dòng)機(jī)工作參數(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)擺角和遙測(cè)數(shù)據(jù)等；

4)4號(hào)開發(fā)板接收主控微機(jī)控制指令、各開發(fā)板輸出數(shù)據(jù)和遙測(cè)數(shù)據(jù)等，數(shù)據(jù)經(jīng)過動(dòng)力學(xué)模型運(yùn)算后，輸出執(zhí)行結(jié)果。

3 軟件設(shè)計(jì)

基于本文設(shè)計(jì)的硬件平臺(tái)，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(dòng)力學(xué)仿真軟件及主控微機(jī)軟件等三部分。

其中飛行控制軟件運(yùn)行于箭載計(jì)算機(jī)模擬單元上，用于完成可重復(fù)使用運(yùn)載器飛行過程中的導(dǎo)航、制導(dǎo)、姿控、時(shí)序控制等飛行控制功能；動(dòng)力學(xué)仿真軟件運(yùn)行于測(cè)量單元、執(zhí)行模擬單元及地面測(cè)發(fā)控模擬單元上，用于模擬可重復(fù)使用運(yùn)載器的質(zhì)心動(dòng)力學(xué)和繞質(zhì)心動(dòng)力學(xué)方程，以完成導(dǎo)航、制導(dǎo)、控制下的閉環(huán)飛行仿真功能；主控微機(jī)軟件運(yùn)行于主控微機(jī)上，用于完成地面指令的發(fā)送與接收、有線數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)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(gòu)包括硬件配置、中斷和主程序三部分，其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖如圖4所示。箭載計(jì)算機(jī)模擬單元上電后便進(jìn)行硬件配置，配置完成后進(jìn)入主程序，通過中斷觸發(fā)可實(shí)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(yùn)算。

圖4 飛行軟件架構(gòu)和模塊結(jié)構(gòu)圖Fig.4 Flight control software architecture and module structure diagram

(1)導(dǎo)航模塊

為實(shí)現(xiàn)可重復(fù)使用運(yùn)載器的快速發(fā)射，優(yōu)化運(yùn)載器對(duì)準(zhǔn)流程，導(dǎo)航模塊在對(duì)準(zhǔn)階段采用凝固解析法粗對(duì)準(zhǔn)+卡爾曼濾波精對(duì)準(zhǔn)的全自主對(duì)準(zhǔn)方案，飛行階段導(dǎo)航模塊采取慣組和全球?qū)Ш叫l(wèi)星系統(tǒng)(Global Navigation Satellite System, GNSS)接收機(jī)簡(jiǎn)單重調(diào)的組合導(dǎo)航方法。

(2)時(shí)序模塊

時(shí)序模塊設(shè)計(jì)，按照相應(yīng)測(cè)試需求，對(duì)相關(guān)時(shí)刻做適應(yīng)性更改?；緯r(shí)序安排如圖5所示。

圖5 時(shí)序安排圖Fig.5 Sequence diagram

(3)制導(dǎo)模塊

與傳統(tǒng)運(yùn)載火箭不同，可重復(fù)使用運(yùn)載器涉及垂直上升、空中懸停、橫向移動(dòng)等相關(guān)動(dòng)作，為保證可重復(fù)使用運(yùn)載器發(fā)動(dòng)機(jī)持續(xù)工作，抵消重力，緩速著陸于著陸點(diǎn)。制導(dǎo)模塊全程采用參考軌跡跟蹤制導(dǎo)方法，即根據(jù)飛行目標(biāo)提前設(shè)計(jì)一條參考軌跡，基于實(shí)時(shí)加速度、速度、位置與參考軌跡的跟蹤偏差，設(shè)計(jì)制導(dǎo)加速度指令為

(1)

式中，T、T和T為設(shè)計(jì)的制導(dǎo)加速度指令；、和為運(yùn)載器北天東坐標(biāo)系下速度；、和為運(yùn)載器北天東坐標(biāo)系下位置；ref、ref、ref為參考軌跡對(duì)應(yīng)的加速度、速度、位置裝訂值，實(shí)際飛行中可對(duì)時(shí)間進(jìn)行插值；、為需要設(shè)計(jì)的導(dǎo)引系數(shù)。

由制導(dǎo)加速度指令，進(jìn)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(dòng)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(yīng)對(duì)不同飛行環(huán)境下的飛行特性，姿控模塊采用滑模控制方案。滑?？刂票举|(zhì)上是一種變結(jié)構(gòu)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(yùn)動(dòng)，即滑動(dòng)模態(tài)運(yùn)動(dòng)。由于滑動(dòng)模態(tài)可以自行設(shè)計(jì)并獨(dú)立于被控對(duì)象的參數(shù)及外界擾動(dòng)，因而處于滑動(dòng)模態(tài)的系統(tǒng)對(duì)模型不確定性具有較強(qiáng)的魯棒性，本文設(shè)計(jì)的滑?？刂破鳛?/p>

(3)

3.2 動(dòng)力學(xué)仿真軟件

通過動(dòng)力學(xué)仿真軟件模擬可重復(fù)使用運(yùn)載器的質(zhì)心動(dòng)力學(xué)和繞質(zhì)心動(dòng)力學(xué)方程，以完成導(dǎo)航、制導(dǎo)、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(jì)算模塊、伺服特性計(jì)算模塊、質(zhì)心動(dòng)力學(xué)計(jì)算模塊、繞質(zhì)心動(dòng)力學(xué)計(jì)算模塊、敏感器計(jì)算模塊等。其中敏感器計(jì)算模塊用于模擬慣性器件及GNSS模型。

3.3 主控微機(jī)軟件

主控微機(jī)軟件是可重復(fù)使用運(yùn)載器在地面以太網(wǎng)通信的硬件環(huán)境下，實(shí)施地面自動(dòng)化測(cè)試流程的計(jì)算機(jī)軟件。主控微機(jī)通過指令控制地面測(cè)發(fā)控模擬單元完成控制系統(tǒng)自動(dòng)配電、伺服子系統(tǒng)測(cè)試、穩(wěn)定系統(tǒng)測(cè)試、模擬飛行測(cè)試、發(fā)射測(cè)試、臨射功能檢查，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)整個(gè)控制系統(tǒng)測(cè)發(fā)流程的控制。同時(shí)，對(duì)接收系統(tǒng)各類狀態(tài)信息和測(cè)試信息進(jìn)行分析、判斷和流程處理。結(jié)合本文設(shè)計(jì)的閉環(huán)仿真系統(tǒng)特性，主控微機(jī)軟件采用C#編寫，軟件截圖如圖6所示。

圖6 主控微機(jī)軟件界面Fig.6 Master control microcomputer software interface

4 試驗(yàn)驗(yàn)證

為驗(yàn)證本文設(shè)計(jì)的閉環(huán)仿真系統(tǒng)，使用真實(shí)飛行數(shù)據(jù)與仿真數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比。圖7與圖8所示為某飛行試驗(yàn)平臺(tái)的90m飛行試驗(yàn)遙測(cè)數(shù)據(jù)。平臺(tái)使用光纖捷聯(lián)慣組作為慣性導(dǎo)航敏感器，使用差分GNSS與慣組輸出進(jìn)行組合導(dǎo)航，從而提供高精度的位置與速度信息。導(dǎo)航坐標(biāo)系選取北天東坐標(biāo)系，制導(dǎo)方法采用軌跡跟蹤制導(dǎo)，離線裝定目標(biāo)位置和標(biāo)準(zhǔn)導(dǎo)引量，飛行過程中進(jìn)行插值運(yùn)算，獲得實(shí)時(shí)導(dǎo)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(shè)計(jì)仿真系統(tǒng)的閉環(huán)仿真結(jié)果，由圖可得，運(yùn)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(duì)比圖7和圖8，仿真彈道與真實(shí)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(duì)真實(shí)飛行中的起飛漂移進(jìn)行了良好復(fù)現(xiàn)。飛行過程中，仿真系統(tǒng)采用在陀螺和加速度計(jì)中加入零位偏置誤差和零偏穩(wěn)定性誤差,模擬實(shí)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(jī)誤差，仿真系統(tǒng)均滿足了設(shè)計(jì)要求。

圖7 真實(shí)飛行位置曲線Fig.7 Real flight position curve

圖8 真實(shí)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(jìn)一步說明該套仿真系統(tǒng)的穩(wěn)定性，考慮發(fā)動(dòng)機(jī)推力偏差，即在仿真中加入2%的推力正偏差，仿真結(jié)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(biāo)稱值，為了使速度跟蹤標(biāo)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(duì)上述特征量進(jìn)行統(tǒng)計(jì)，如表1所示。

表1 仿真系統(tǒng)與真實(shí)飛行結(jié)果對(duì)比

綜合以上結(jié)果可以看出，本文設(shè)計(jì)的閉環(huán)仿真系統(tǒng)設(shè)計(jì)合理，對(duì)干擾量的模擬貼近真實(shí)條件，使得仿真系統(tǒng)與真實(shí)飛行結(jié)果保持一致。利用該套仿真系統(tǒng)，能夠在真實(shí)飛行前對(duì)設(shè)計(jì)的導(dǎo)航、制導(dǎo)及姿控等算法進(jìn)行考核，有助于提前發(fā)現(xiàn)問題，降低風(fēng)險(xiǎn)，提高真實(shí)飛行成功率。

5 結(jié) 論

本文設(shè)計(jì)了一套基于STM32的可重復(fù)使用運(yùn)載器閉環(huán)仿真系統(tǒng)。該套仿真系統(tǒng)能夠用于可重復(fù)使用運(yùn)載器的導(dǎo)航、制導(dǎo)及姿控等算法的驗(yàn)證工作。通過將仿真結(jié)果與真實(shí)飛行數(shù)據(jù)對(duì)比可知，該套平臺(tái)具有較高的穩(wěn)定性，能夠較好地模擬真實(shí)飛行狀態(tài)，并可有效縮短研制周期。