试验运载器姿控总体优化设计技术

郑 新，赵 民，于煜斌，刘 琳

(1. 北京宇航系统工程研究所，北京 100076；2. 中国运载火箭技术研究院，北京 100076)

0 引言

试验运载器在初始起控阶段，飞行高度低，需在大初始姿态偏差及气动干扰条件下保证稳定控制。在有效载荷释放阶段，多通道多次连续大角度调姿动作需要足够的控制能力。而运载器舱体结构空间有限，姿控动力系统布置困难，控制力臂有限。研制过程中，任务需求有较大程度调整，给控制能力需求带来变化。以上各种因素给姿控总体方案的设计带来了困难。

姿控总体从优化总体方案、提高系统整体性能的角度出发，采取多种优化设计措施，主要如下：

1)鸭式直接力控制方案设计；

2)滚动通道姿控方案优化设计；

3)姿控动力系统试车程序优化设计；

4)多通道连续大角度调姿方案设计。

通过以上几种措施的综合应用，成功地解决了研制中遇到的多个技术难点，设计出满足任务要求且性能良好的姿控总体方案。

1 主要研究内容

1.1 鸭式直接力控制方案设计

运载器舱体结构空间有限，因飞行任务的需求，要将有效载荷布置在舱体尾段；还需要在尾段布置末修轨控发动机，使得舱体尾段剩余空间十分狭小。若要在舱体尾段剩余空间再布置姿控动力系统，则俯仰、偏航姿控发动机的安装平面靠近舱体纵向质心位置所处横截面，控制力臂太小，极大限制了俯仰、偏航通道的控制能力。

飞行任务的需求对运载器的飞行高度进行了约束，从而导致其初始起控阶段存在较大的气动干扰。

级间分离过程对运载器舱体产生干扰，使得运载器在初始起控阶段存在较大的初始姿态偏差。同时，为保证分离过程可靠，防止发生碰撞，要求在达到有效分离距离后再启动姿控系统工作，造成运载器在初始起控阶段存在一定时间的失控飞行。

在有效载荷释放阶段，为完成飞行任务，需进行多通道的多次连续大幅调姿动作，且要求在短时间内完成，这就对姿控调姿能力提出了大的需求。

在综合考虑姿控发动机尺寸、质量、可选推力值的情况下，经过核算，若要保证运载器在大初始姿态偏差及气动干扰作用下的初始段稳定控制,以及大角度调姿阶段的调姿能力需求，则无法在舱体尾段布置姿控动力系统。

针对上述难题，通过结构配置优化布局、姿控发动机推力需求设计及选型，充分利用舱体前中段的空间，将轨控发动机布置于舱体前段；将俯仰、偏航姿控发动机布置于舱体中前段，其推力作用线距离舱体理论尖点的距离小于舱体纵向质心位置距理论尖点的位置，即俯仰、偏航姿控发动机为鸭式控制布局，有效地增大了俯仰、偏航姿控发动机的控制力臂长度。

经过多轮优化迭代设计，确定了最终姿控动力系统布置方案，通过控制力需求计算和数学仿真分析，并经过了飞行试验的考核，验证了此方案的可行性。

1.2 滚动通道姿控方案优化设计

研制初期，确定滚动通道姿控发动机推力需求时，考虑到较高的姿态控制精度要求及空间结构等因素的限制，姿控发动机采用了单档推力方案，且控制能力余量较小。

项目研制中，由于有效载荷质量及飞行任务规划的调整，运载器初始段飞行轨迹高度明显下降,飞行动压大幅增大，使得初始起控阶段的气动干扰力矩大幅增加，滚动通道干扰控制比如图1 所示。

图1 滚动通道干扰控制比Fig.1 Rolling channel control disturbance ratio

由图1可知，初始起控阶段的干扰控制比在1.5～4之间，控制力远小于受到的干扰，不能稳定控制姿态。

典型状态的滚动通道姿态数学仿真结果如图2 所示。

图2 滚动通道姿态仿真结果Fig.2 Rolling channel attitude simulation results

由图2可知，由于控制能力严重不足，滚动通道姿态GAMMA在初始起控阶段迅速发散。考虑引入解耦控制，以保证运载器在超过一定滚动角速率下的俯仰和偏航通道姿态稳定，但仿真结果中滚动角速率超出敏感装置量程，且在有效载荷释放阶段不能将滚动角速率控制到要求值附近，方案不闭合。

为此，重新对姿控发动机的控制力需求进行核算，适当增大姿控发动机的推力值，以提高控制能力；但增大推力值后，难以满足有效载荷释放时的姿态控制精度要求。针对上述问题，最直接的解决措施是采用两档变推力姿控发动机布局方案；但因为舱体空间结构、研制进度、经济成本的限制，此措施无法实施。最终，姿控总体提出在一定程度上降低干扰力矩，同时适当增大姿控发动机推力值和推力响应特性的折中方案。

首先，重新梳理了各干扰源及所占比重，通过降低滚动通道结构干扰、微抬飞行轨迹以减小动压，降低了气动干扰力矩；随后，结合姿控发动机的工程设计生产实现性，根据控制能力及控制精度要求，对姿控发动机的推力和响应特性需求指标进行了重新匹配优化；最终，确定了滚动通道的改进姿控方案及相应的姿控参数。

改进方案的滚动通道干扰控制比如图3所示。

图3 改进方案的滚动通道干扰控制比Fig.3 Rolling channel control disturbance ratio of the improved scheme

由图3可知，改进方案的滚动通道干扰控制比与原方案相比有明显下降。改进方案的滚动通道典型状态姿控数学仿真结果如图4所示。

图4 改进方案的滚动通道姿态仿真结果Fig.4 Simulation results of the rolling channel attitude of the improved scheme

由图4可知，滚动通道姿态GAMMA虽然在起控后的最初始段仍有一定程序的发散趋势，但由于控制能力的增加及干扰力矩的减小，姿控系统在较短时间内抑制住了姿态的发散趋势，并实现了对姿态角和姿态角速率的稳定控制，在有效载荷释放阶段前达到了要求的姿态控制精度。

1.3 姿控动力系统试车程序优化设计

为确保姿控动力系统在整个飞行任务过程中稳定可靠地工作，需要对姿控动力发动机的以下特性进行考核。

1)推力室的冷、热启动和冷、热关闭特性，稳态、脉冲工作特性。

2)变推推力室工作特性：0←→←→←→0的各过渡状态工作过程和各稳态工作过程。

3)短脉冲工作特性，此时只要求姿控发动机系统保证功能，不要求其性能。

4)飞行中可能频繁工作的姿控发动机，需要重点考核。

5)安排全部变推力俯仰偏航控制、滚控和轨控推力室同时工作，以考核最大工况下姿控动力系统的推进剂供应能力。

据此，编制相应的姿控动力系统试车程序，并结合数学仿真结果进行优化调整，满足既能考核到所有动特性，又能与飞行时间、推进剂消耗量匹配的需要。姿控动力系统试车程序部分示意如图5所示。

图5 试车程序(部分)示意图Fig.5 Schematic diagram of commissioning procedure (partial)

此姿控动力系统试车程序的编制，是进行姿控动力系统整机热试车的依据，保证了后续设计工作的顺利开展。

1.4 多通道连续大角度调姿方案设计

试验中，严格要求在特定时间、特定空域、特性方位释放所搭载的有效载荷。为此，需要结合飞行轨迹空域，进行多通道多次连续大角度调姿动作，并且要求运载器在有效载荷释放时刻达到要求的姿态控制精度。

为实现上述任务目标，需要详细分析姿控动力系统的控制及调姿能力，结合各偏差轨道的高度等参数的变化、有效载荷释放时的空域和姿态要求、有效载荷释放对运载器姿态的干扰作用，进行多通道多次连续大角度调姿动作的多轮迭代优化，以最终得到满足设计要求的有效载荷释放方案。

采用抛物线调姿方法，则调姿时间可通过如下公式来计算

(1)

式中，各符号的含义如表1所示。

表1 符号含义Tab.1 Symbols

迭代流程示意图如图6所示。

图6 迭代流程示意图Fig.6 Schematic diagram of iterative process

经过多轮迭代优化，并根据系统响应特性，选取一定的调姿稳定时间，确定最终的调姿释放方案。

采用全量数学模型对典型的双通道3次连续大角度调姿释放方案进行数学仿真验证，仿真中计入有效载荷释放过程对运载器的干扰作用，典型数学仿真结果参数如图7、图8所示。

图7 俯仰通道调姿仿真结果Fig.7 Simulation results of pitch channel adjustment attitude

图8 偏航通道调姿仿真结果Fig.8 Simulation results of yaw channel adjustment attitude

由以上数学仿真结果可知，在姿控系统控制作用下，俯仰、偏航两个通道都实现了预期的3次连续大角度调姿动作，姿态角PHI、PSI均分别实现了对程序姿态角PHICX、PSICX的高精度跟踪，在调姿稳定段达到了有效载荷释放时的姿态控制精度要求。

2 总结

针对试验运载器，通过鸭式直接力控制方案设计、滚动通道姿控方案优化设计、多通道连续大角度调姿方案设计等技术，成功解决了姿控动力系统控制能力不足、有效载荷按需释放等难题。缩短了项目周期，降低了经济成本，为整个研制工作的顺利开展及飞行试验的成功起到了至关重要的作用。