運載火箭分離與姿控聯合仿真方法研究

張　健,翟章明，周一磊，張耐民，王旭剛

(北京宇航系統工程研究所，北京　100076)

運載火箭分離與姿控聯合仿真方法研究

張健,翟章明，周一磊，張耐民，王旭剛

(北京宇航系統工程研究所，北京100076)

摘要：運載火箭級間分離和其他長行程分離過程中，上面級姿態控制力對分離兩體間隙影響較為顯著，在分離設計過程中必須開展姿控與分離聯合仿真；基于多學科CAD/CAE分析工具聯合建模與仿真，研究了運載火箭姿控與分離聯合仿真建模方法與仿真流程，實現了運載火箭分離與姿控快速建模，以及三維可視化分離仿真，為分離過程精確預示與仿真分析提供了有力支撐。

關鍵詞：分離；姿態控制；聯合仿真

本文引用格式：張健,翟章明，周一磊，等.運載火箭分離與姿控聯合仿真方法研究[J].四川兵工學報，2015(12):14-17.

Citation format:ZHANG Jian, ZHAI Zhang-ming, ZHOU Yi-lei, et al.Research on Co-Simulation Method with Stability Control and Separation of Launch Vehicle[J].Journal of Sichuan Ordnance,2015(12):14-17.

Research on Co-Simulation Method with Stability Control

and Separation of Launch Vehicle

ZHANG Jian, ZHAI Zhang-ming, ZHOU Yi-lei, ZHANG Nai-min, WANG Xu-gang

(Beijing Aerospace Systems Engineering Institute, Beijing 100076, China)

Abstract:The stage-separation of launch vehicle is a long distance separation. Up-stage stability control force has remarkable impact on separation-space, and co-simulation with stability control and separation is needed in separation design. Based on CAD/CAE tools, the co-simulation modeling method and simulation process was researched, and the launch vehicle attitude control and separation joint simulation modeling method and simulation process were analyzed, which the fast modeling of rocket separation and attitude control and 3 D visualization separation simulation were achieved, which provides a strong support for accurate predictor and the simulation analysis of separation process.

Key words:separation; stability control; co-simulation

運載火箭在任務飛行過程中要經歷級間分離、整流罩分離、有效載荷分離等多個分離環節，分離過程是一個瞬態過程，分離設計涉及多體動力學、空氣動力學、結構動力學、姿態控制等多個學科，關系到運載火箭外形選擇與布局、設計參數選取、飛行程序設計等多個方面，是火箭設計的關鍵環節。在火箭級間分離和其他長行程分離過程中，上面級姿態控制力對分離兩體間隙影響較為顯著，在分離設計過程中必須開展姿控與分離聯合仿真，對分離過程進行精確分析。

1姿控與分離聯合仿真目的

分離仿真是分離設計的基礎，為提高分離仿真預示精度，更好地服務于工程設計，經過多年發展，分離仿真技術從二維仿真發展到三維六自由度仿真，從自編程仿真發展到數字樣機仿真，從單一學科仿真發展到多學科聯合仿真[1]，分離仿真考慮的影響因素日臻完善，仿真預示精度逐漸提高。姿控與分離聯合仿真的目的是通過姿態控制模型與分離動力學模型的耦合計算，進行姿控與分離聯合仿真，實現分離過程的精確預示，指導分離設計[2]。

國外，在X-43A、X-51A高超聲速飛行器研究中，遇到復雜低空高超聲速氣動分離問題，分離環境復雜，分離體對姿態偏差和穩定性要求高，通過建立姿控系統、分離系統全程聯合仿真平臺，實現了分離過程的精確預示，指導了飛行器分離和姿控系統的方案設計。國內，在運載火箭級間分離及其他長行程、小間隙分離過程中，上面級姿態控制力對分離運動過程產生較大影響，必須開展姿控與分離聯合仿真。

2姿控與分離聯合仿真方法

姿控與分離聯合仿真涉及姿態控制學、多體動力學，以及分離間隙與碰撞檢測等多個學科的數學模型。分離過程重點關注分離碰撞，由于分離兩體接觸部位外形復雜，分離碰撞位置難以精確確定，因此在分離仿真時，首先建立分離體幾何模型，針對易碰危險點建立分離間隙與碰撞檢測模型[3]，然后施加分離作用力和作用力矩，其中姿態控制力由姿態控制模型解算獲得，最后生成考慮姿態控制的多體動力學模型。姿控與分離聯合仿真可采用自編程和基于多學科CAD/CAE工具兩種手段。

自編程實現碰撞檢測十分困難，通常兩個形狀簡單的物體碰撞需要大量的代碼實現，同時自編程實現三維可視化仿真的難度較大，難以直觀地觀察分離過程。基于不同學科的CAD/CAE分析工具進行聯合建模與仿真，可充分利用各學科分析工具的優勢實現快速建模，以及三維、可視化仿真。例如，通過三維建模工具建立火箭上、下面級三維幾何模型，導入多體動力學分析工具中，建立多體動力學及分離間隙與碰撞檢測模型，并完成上面級姿態控制模型輸入、輸出參數的定義；然后，在控制仿真工具中建立上面級姿態控制模型，進行多體動力學和控制仿真工具的接口連接與調試；最后，通過多體動力學與控制仿真工具的聯合計算，實現姿控與分離聯合仿真。

本文重點討論了基于三維建模工具CATIA、多體動力學分析工具ADAMS和控制仿真工具Matlab/Simulink進行姿控與分離聯合仿真的建模方法與仿真流程。

2.1　建模方法

CATIA是目前常用的基于參數化建模的三維建模工具，具有強大的幾何建模、模型裝配和約束定義功能，生成的結構化幾何模型可實現與ADAMS無縫對接。

ADAMS多體系動力學仿真工具具備多體動力學仿真、碰撞檢測、一體化仿真顯示、參數化設計與分析功能，與多個CAD/CAE工具留有通用接口。ADAMS采用成熟的拉格朗日運動方程，對每個剛體列出6個廣義帶乘子的拉格朗日運動方程及其相應的約束方程。對于運載火箭上、下面級分離建立如下的動力學模型：

其中:K為動能；qjk為描述系統廣義坐標；ψi為系統約束方程；Fj為廣義坐標方向的廣義力；λi為m×1拉格朗日乘子列陣；_up為火箭上面級；_down為火箭下面級。

分離碰撞檢測是分離仿真的難題，ADAMS在碰撞判斷方面建立了成熟的碰撞計算模型，提供了補償法和沖擊函數法兩種碰撞計算方法，并可直觀地獲得碰撞位置與碰撞力。ADAMS在與控制仿真工具進行聯合計算時提供了ADAMS/Controls模塊，在ADAMS模型中定義狀態變量作為控制模型的輸入變量，狀態變量一般為火箭上面級的位置、速度、角度、角速度；同時在ADAMS模型中定義控制模型的輸出變量，輸出變量一般為火箭上面級發動機噴管擺角或噴管開關控制量等。

Matlab/Simulink是一個交互式操作的動態系統建模、仿真、分析集成環境，利用控制系統工具箱可快速地建立復雜的控制系統模型，SIMULINK提供了豐富的接口模塊，可與ADAMS進行聯合計算。

基于CATIA、ADAMS、Matlab/Simulink聯合計算，實現姿控與分離聯合仿真的建模與仿真流程見圖1。

圖1　建模與仿真流程

通過CATIA建立火箭上、下面級參數化的幾何模型，對于外形或構成復雜的分離體，可以利用裝配完成分離兩體建模。然后定義分離體相互約束的運動副，最終生成由幾何參數、裝配參數、約束參數組成結構化幾何模型。

將結構化幾何模型導入ADAMS，在分離體幾何模型上施加分離相關的作用力及作用力矩，建立分離間隙與碰撞檢測模型，生成分離動力學計算模型。并在ADAMS中建立控制系統輸入、輸出變量，并通過ADAMS/Controls模塊完成與Matlab/Simulink的接口定義。

在Matlab/Simulink中搭建姿控系統模型，完成與ADAMS的接口調試和仿真參數設置，如仿真步長、仿真時間、積分算法等，最終完成姿控與分離聯合仿真建模。

2.2　仿真流程

仿真計算時，ADAMS求解動力學與運動學方程，Matlab/Simulink求解姿態控制方程，通過ADAMS/CONTROL完成數據交換，共同完成姿控與分離的聯合計算。計算時可通過網絡實現多臺計算機并行計算，提高仿真效率。姿控與分離聯合仿真數據信息流見圖2。

圖2　姿控與分離聯合仿真信息流

3聯合仿真在運載火箭分離仿真中的應用

某運載火箭級間分離為真空分離，接收到分離指令并解鎖后，下面級受4臺反推火箭作用向下運動遠離上面級實現分離，分離干擾使得上面級姿態發生變化，上面級底部的16個姿控噴管按照控制系統指令開啟和關閉實施姿態控制。由于分離行程達到2.5 m，分離時間持續約0.3 s，上面級主發動機噴管與下面級艙段的儀器設備距離較近，屬于長行程小間隙分離問題，必須考慮上面級姿態控制力影響，進行姿控與分離聯合仿真分析。

在CATIA中建立了火箭上、下面級的三維幾何模型，分離前上下兩體采用固定約束。將幾何模型導入ADAMS后，施加分離火箭反推力、下面級發動機后效力，以及上面級姿態控制力，生成全量六自由度分離動力學模型，見圖3。

圖3　火箭級間分離幾何模型與多體動力學模型

姿態控制力由上面級底部的16個姿控噴管的組合開關提供。以上面級俯仰通道姿態控制為例，俯仰角偏差Δφa作為控制輸入，考慮噴管繼電特性，經姿控網絡計算后生成噴管開關量，控制16個噴管的開啟與關閉，見圖4。

圖4　俯仰通道姿態控制網絡

在ADAMS中定義上面體俯仰、偏航、滾動角偏差Δφ,Δψ,Δγ為姿控模型的輸入參數，并定義姿控噴管開關量K1,K2…Ki…K16為姿控模型輸出參數，Ki為第i個噴管開關量，Ki=1噴管開啟，Ki=0噴管關閉。然后通過ADAMS/Controls模塊完成與Matlab/Simulink的接口定義，上面級姿態控制模型通過Simulink建立，Adams與Matlab聯合仿真計算框圖見圖5。

圖5　Adams與Matlab聯合仿真計算框圖

聯合仿真時每隨時間步長推進求解一步，ADAMS即輸出當前姿態角偏差參數，并傳遞給Matlab，經Simulink姿控模型解算獲得姿控噴管開關量，傳遞給ADAMS用于姿態控制力計算，直至仿真結束。通過姿控與分離聯合仿真，分析了上面級有控和無控狀態下的兩體分離參數的差異，考慮上面級姿態控制后，上面級姿態發散趨勢得到控制，易碰點分離間隙小于無控狀態，見圖6~圖9。

圖6　上面級俯仰角偏差對比

圖7　上面級偏航角偏差對比

圖9　易碰點分離間隙對比

4結束語

基于CATIA、ADAMS和Matlab/Simulink聯合建模與仿真，研究了運載火箭姿控與分離聯合仿真建模方法與仿真流程，通過充分利用各學科分析工具優勢，實現了分離快速建模，以及三維可視化仿真，有效解決了分離間隙與碰撞檢測難題，實現了分離過程的精確預示。本文建立的基于多學科CAD/CAE分析工具的分離與姿控聯合仿真方法具有通用性，可廣泛應用于火箭分離仿真研究。

參考文獻：

[1]宋軍.虛擬現實技術在飛行器級間分離仿真中的應用[J].飛行力學,2004,22(1):60-63.

[2]張久星.基于ADAMS的內裝式空射運載火箭分離過程動力學分析[J].彈箭與制導學報,2011,31(2):153-155.

[3]張科南.某飛行器級間分離氣動力/約束力/飛力綜合建模與仿真[J].系統仿真學報,2012,24(10):2227-2229.(責任編輯周江川)

【裝備理論與裝備技術】

中圖分類號：V421.7

文獻標識碼：A

文章編號：1006-0707(2015)12-0014-04

doi:10.11809/scbgxb2015.12.004

作者簡介：張健(1985—)，男，工程師，主要從事運載火箭彈道仿真和分離仿真研究。

收稿日期：2015-05-26