火箭滚动定向抗风及实时减载技术.pdf

第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）火箭滚动定向抗风及实时减载技术张志平，王道勇，薛宇，修观，匡东政（上海宇航系统工程研究所，上海 201109）摘要:运载火箭采用“X”形布局发动机或为面对称构型时，在周向上存在控制能力薄弱方向，后者会导致周向静不稳系数不同，当允许摆角较小时，在飞越大风区的过程中容易发生摆角限幅引发不可控风险，降低飞行可靠性。本文提出了一种一级飞行段带滚动角飞行的方案，通过滚动定向在最危险高度将最大控制能力方向对准风向，利用最大控制能力的同时，根据惯组加速度信息生成修正俯仰偏航程序角增量进行姿态调整，减小气流与箭体纵轴的夹角，实现减载的目的并降低摆角限幅的概率。关键词:火箭；姿态控制；主动减载；滚动定向抗风；程序角修正中图分类号:V 448.22+2 文献标志码:A DOI:10.19328/ki.20968655.2023.s1.004Rolling Orientation Anti-wind Enhancement of Rocket and Aerodynamic Load Relief TechnologyZHANG Zhiping，WANG Daoyong，XUE Yu，XIU Guan，KUANG Dongzheng（Shanghai Aerospace System Engineering Institute，Shanghai 201109，China）Abstract:When the rocket adopts an X-shaped layout engine，or the shape is plane symmetry，the control capability in the circumferential direction is different and weakness exists in some directions，the latter renders static instability characteristic differences.In the scenario of small limits of engine swing angle，saturation is prone to occur during the flight over high-speed wind areas，causing the rocket uncontrollable and reducing the flight reliability.This paper proposed a method in which a rocket flight s roll angle is adjusted by wind direction，allowing the rocket to coincide the maximum control capability direction with wind direction at the most dangerous altitude.By using an accelerometer to generate additional pitch and yaw program angles，the rocket could utilize attitude adjustment to reduce the angle between the airflow and the longitudinal axis，which can successfully reduce the probability of engine saturation and aerodynamic load simultaneously.Key words:rocket；attitude control；load relief；rolling orientation anti-wind；program angle correction0引言 运载火箭在起飞后到飞出稠密大气的过程中，气动力和气动力矩是最重要的外干扰。在理想的情况下，火箭通过重力转弯，箭体以零攻角飞行，这样箭体只承受轴向的气动阻力和推力，所受弯矩很小。而在实际飞行中由于各项干扰会产生姿态角偏差，尤其是逐渐达到最大动压的过程中，由于高空风产生的风攻角及控制摆角形成的力矩会给箭体带来较大弯矩。一般将火箭所受高空风分为平稳风和切变风。风切变定义为间隔 1 km 高度风速的变化量。平稳风和切变风对火箭姿态控制系统影响有明显的差异。平稳风由于变化较慢，火箭在其作用下会逐渐改变质心速度，使自身与风速趋同，一般所需摆角较小。而由于切变风变化较快，火箭只能通过摆角抗住其对姿态的影响，所需摆角较大。大的摆角和气动力产生大的弯矩载荷，火箭需增加结构质量以保证箭体不被破坏，因而会减小火箭的运载系数。因此在新研制的火箭中都需要引入减载的方法。收稿日期：20230430；修回日期：20230609作者简介：张志平（1991），男，博士，主要研究方向为运载火箭姿态控制。28第 40 卷 2023 年第 s1 期张志平，等：火箭滚动定向抗风及实时减载技术减小火箭飞行载荷的手段主要包括主动减载方案1与被动减载方案，后者也称高空风弹道修正2。被动减载中，通过飞行前实测风向及风速，生成减载的程序角，使得火箭飞行到特定的高度时，箭体轴与气流速度夹角很小，这样箭体的横法向来流速度很小，从而减小气动攻角，减小气动载荷及发动机摆角。主动减载也称为实时风修正，根据减载加表等获得攻角信息3-4，从而实时修正姿态角，使得箭体轴对准风向，达到减小气动攻角的目标。被动减载与主动减载各有优势，相互补充。被动减载需要较高的风向风速测量精度，且一段时间内风向风速较为稳定。设计程序角时通过考虑箭体的响应速度，与姿态控制系统基本是解耦的。但当风场有较大的切变时，被动减载不能取得理想的效果。且当火箭由于推力偏差、大气偏差等影响与标准弹道存在差异时，减载效果会变差。主动减载设计是与火箭姿态控制系统紧耦合的，利用加速度计配合低通滤波器，会改变低频的相位，从而影响质心运动、刚体运动和晃动的稳定性。在实际应用中，通过增大控制系统比例系数也可以达到减载的目的。一般火箭都是静不稳定的，在风的作用下姿态角会与程序角产生偏差，受切变风作用时，比例微分控制中，比例系数越大，则角偏差越小，攻角和摆角也会变小。但由于过大的比例系数会引起弹性信号的放大，导致控制系统弹性信号不稳定，实际测量中，刚体角速度信号几乎是淹没 在 弹 性 振 动 信 号 中 的。自 适 应 增 广 控 制5-7（Adaptive Augmented Control，AAC）通过测量信号中角偏差及振动信号成分动态调整比例系数，能够增大控制系统的设计裕度。并且在高空风导致角偏差较大时，自适应放大的比例系数也能够起到减载的效果。此外，自抗扰控制8-11（Active Disturbance Rejection Control，ADRC）采用扩张状态观测器，利用角速度或姿态角偏差，对总干扰进行观测并进行补偿，从而在角偏差产生之前就进行补偿输出，可以达到减小摆角及气动载荷的效果。但火箭控制系统由于需要全频域稳定，为防止对弹性、晃动频率处的幅相特性的影响，自抗扰控制器设计较为困难且效果有限。随着箭载计算机计算能力的提升，非线性幅相校正算法的应用，控制系统裕度的充足会更有利于自抗扰控制器的应用。现代商业火箭多采用三平模式12，去掉尾翼能够省去诸多地面操作，并能够减小火箭的结构质量。火箭采用大整流罩，无尾翼的方案，会极大增大气动静不稳定系数，这也表明风攻角引起的摆角会显著增大，在摆角并不富裕的情况下，通过控制算法减小飞行中伺服摆角，防止摆角限幅具有重要意义。本文提出了控制能力周向不对称火箭利用滚动调姿，在飞行中最恶劣高度将基准方向（最大控制能力方向）对准风向，并利用惯组加速度信息生成附加减载程序角修正量，减小控制摆角及载荷。1滚动定向抗风分析 目前火箭多采用全向发射、起飞滚转技术，起飞后将箭体系-Y 轴对准射面，这样滚动程序角为 0，通过设计俯仰和偏航程序角确定火箭在射面内的推力指向跟踪设计的发射弹道。因此，滚动角置 0，只有利于弹道规划。实际飞行中，只要保证空间中箭体轴向的指向正确，则可以飞出同样的弹道。带滚动角飞行需要控制算法进行解耦控制，以z()y()x()转序（从发惯系到箭体系）定义的姿态，利用滚动解耦的控制方程见式（1）。图 1给出了坐标系定义及箭体飞行中的受力示意图。=cos(-cx)-sin(-cx)=cos(-cx)+sin(-cx)=-cx（1）式中：、为俯仰、偏航和滚动角，相应下标 cx 为程序角。发动机 X 字布局采用切摆形式的火箭周向控制等效摆角，如图 2 所示。由图可知，在绕 45轴方 V1X1Y1YP气动力压心质心发射点IxIyIz射向图 1坐标系定义Fig.1Coordinate system definition29第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）向上，火箭的控制能力是最弱的，此时只有 2台发动机的摆动能够产生该方向的控制力矩，另外 2 台发动机摆动方向由于平行该方向，不能产生该方向的控制力矩。图 2 中切向摆动的通道摆角与伺服摆角关系如下：|=14|-1-111-111-11111|1234（2）式中：、为俯仰、偏航和滚动通道摆角；i，i=1，2，3，4为实际摆角。其分配方式一般采用伪逆法如下：|1234=|-1-11-1111111-11|（3）当=时，只有 1、3 摆角输出。摆角未限幅情况下，周向同样的角偏差（箭体轴与期望指向的夹角），控制系统会根据俯仰偏航通道的测量姿态角偏差，产生同样的控制力矩，并将其分配给伺服机构。但由于在 45方向只有两个伺服能够产生控制力矩，因此在 45方向上最容易出现限幅。在射面内箭体指向不变的情况下，通过滚动调姿，可以将控制能力强的基准方向对准风向，防止飞行过程中的摆角限幅。实际应用中，滚动角调姿速度不能过快，防止引起控制三通道过强的耦合作用，并且在开始滚动瞬间会占用一定的摆角，此时也要防止摆角限幅。2减载算法设计 本文利用惯组测得加速度信息生成减载附加俯仰和偏航程序角，具体如图 3 所示。姿态控制系统动力学方程参考文献 4。maxmaxmaxmax451234yzyz(a)发动机布局 （b）周向最大等效摆角图 2周向最大控制能力Fig.2Circumferential maximum control capability 0a()STWs1a+()netWzc()1nSTSTiSTyiiWxq=()nGZcxcx=+()1nGZGZiGZyiiWxq=cx+箭体动力学cxcx+()()cx=yGZk aXL()cxWs()GZWs()SFWs+()()1nyGZiGZyiiaXVLWXq=+校正网络伺服特性惯组测量传函速率陀螺测量传函()JWs加速度计测量传函低通滤波图 3程序角增量修正Fig.3Program angle increment correction diagram30第 40 卷 2023 年第 s1 期张志平，等：火箭滚动定向抗风及实时减载技术图 3 中，利用惯组测得的加速度信号引入程序角修正量cx=-k(ay(XGZ)-L?)（4）式中：cx为补偿的程序角增量；ay(XGZ)为惯组安装处的加速度测量值；k为设计系数；L为惯组距质心距离，使用中绕心加速度通过跟踪微分法估计得到。舍去弹性振型的影响，且只考虑刚体时，加速度与其主要来源可联系为ay(XGZ)=V(c1w+c3)+L?（5）式中：V为速度；w为风攻角；为俯仰摆角；c1、c3为相应力系数。对于控制律采用 PID 控制的火箭，其指令摆角可以写为=a0+a1?（6）考虑程序角修正后，进入控制的俯仰角偏差可以写为n=-(cx+cx)（7）以俯仰通道为例，考虑根据加速度信号引入姿态角程序角修正量，质心和绕心闭环系统可以写为|?=|c2-c1c3a00001b2-b2+a0-b1+a1|?+|c10-b2+kVc1w，=kVc3-b3（8）式中；为弹道倾角偏差；为姿态角与修正前程序角偏差，其余为相应力系数或力矩系数。为减小风攻角对姿态角的影响，将-b2+kVc1=0（9）则箭体会等效变换为临界静稳定形式，风对姿态角的影响会变得很小。继续增大 k 的值，会使得箭体变为静稳定形式，受到风后会朝向风。过大的k值会导致箭体对风过于敏感，导致箭体姿态振荡。从式（8），若-b2+a0 0（10）控制系统的极性会与原来发生逆反，导致系统发散。此外，设计的系数要考虑到对高频弹性信号的稳定性。从方程上看，引入加速度计的效果与尾翼有类似之处，但加速度计信号在实际使用中需要作低通滤波，在刚体频段依然会有相位延迟，而尾翼是与风攻角完全同相位的，即直接减小了静不稳定性。低通滤波器有两个重要作用，加速度计对高频弹性信号非常敏感，要对其有足够的衰减。传统模式中，将加表信息运算后直接叠加到摆角中，会降低低频幅裕度。若通过生成程序角的方式，将其输入到姿态控制系统中，需要将该导引信号的带宽频率与姿态控制系统的频率隔离，保证姿态控制系统能够较好跟踪导引信号。因此加表导引程序角增量的引入对姿态控制系统的耦合作用较小。3仿真验证 本节选定一条实测风，对某火箭采用滚动定向抗风、减载程序补偿的效果进行了仿真验证。该风场随高度的变化情况如图 4所示。由于风向随时变化，实时将箭体基准对准风向是较为困难的，考虑到最危险时刻出现在 88 s，因此在设计滚动程序角时 88 s将基准对准风向，仿真中图 4仿真采用风速风向Fig.4Wind velocity and direction for simulation31第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）将滚动程序角从 60 s到 88 s线性滚动到 25。不采用滚动定向抗风技术时，摆角结果如图 5所示，采用减载程序角补偿及滚动定向抗风和减载设计结合的摆角情况分别如图 6图 7所示。由仿真结果可知，不采用滚动定向抗风技术时，有两个摆角最大达到了 3.9。而采用减载设计方案时，最大使用摆角减小到 2.5。利用滚动定向抗风+减载程序角增量方案，将最大控制能力方向对准风向，可以将单个伺服机构的最大摆角需求减小到 1.8，相比于原设计减小了 50%。因此，采用滚动定向抗风技术和主动减载设计，可以有效降低单个伺服机构的摆角，防止因控制能力不足引发的危险。4结束语 本文主要研究了发动机 X 形布局火箭的摆角防限幅措施，提出了一级飞行段通过带滚动角飞行将基准方向对准风向，并采用惯组加速度信息引入俯仰偏航程序角修正，减小风攻角的措施，达到减小气动载荷，减小摆角的目的。数值仿真验证了算法的有效性。本文提出的算法，对于发射时风速较小，但切变较大时具有更好的优势，此种情况下利用被动减载难以取得有效的减载效果。参考文献1 袁赫，李静琳，宋征宇，等.运载火箭飞行载荷联合优化控制技术 J.宇航学报，2022，43（10）：1291-1301.2 余梦伦.CZ-2E 火箭高空风弹道修正 J.导弹与航天运载技术，2001（1）：9-15.3 赵永志，王紫扬，宋征宇，等.运载火箭加速度计反馈主动 减 载 实 施 效 果 评 价J.宇 航 学 报，2022，43（4）：393-402.4 ZHOU Y Z，CHEN X F，LIU Y，et al.长征八号运载火 箭 减 载 效 果 评 估 及 验 证（英 文）J.Aerospace China，2021，22（2）：42-47.5 桂亮，佘宇琛，胡存明，等.一种运载火箭自适应增广控制器设计方法 J.航天控制，2022，40（3）：50-55，73.6 韦常柱，琚啸哲，何飞毅，等.运载火箭主动段自适应增广控制 J.宇航学报，2019，40（8）：918-927.7 张亮.重型运载火箭自适应控制方法研究 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