火箭級間分離與姿控耦合影響研究*

翟章明,張 健,林 崧,周一磊,徐明釗

(1 國防科學技術大學航天科學與工程學院,長沙 410073;2 北京宇航系統工程研究所,北京 100076)

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火箭級間分離與姿控耦合影響研究*

翟章明1,2,張 健2,林 崧2,周一磊2,徐明釗2

(1 國防科學技術大學航天科學與工程學院,長沙 410073;2 北京宇航系統工程研究所,北京 100076)

為分析分離與姿控耦合設計時的相互影響,提出了基于上面級噴管最大擺動角速度,以及基于上面級實時控制的分離與姿控耦合計算方法,建立了級間分離與姿控耦合計算模型。某型火箭級間分離計算結果表明,采用基于上面級實時控制的耦合計算方法,能夠真實地反應上面級姿態控制力作用下的級間分離過程,可為箭上設備安裝邊界設計提供準確依據。

分離;姿控;耦合影響

0 引言

級間分離是運載火箭任務飛行的關鍵環節,通常采用熱分離方案,即分離面切割解鎖前上面級發動機點火,級間段壓力升高,分離面切割后下面級在級間壓力與噴流力作用下遠離上面級完成分離。級間分離過程中上、下面級承受發動機推力、姿態控制力、氣動力、后效力、級間壓力、噴流力等復雜力作用,其中上面級姿態控制力對分離間隙影響最為顯著。為減少上面級姿控力的影響,通常在分離前上面級控制系統停止工作,待分離到足夠安全距離后上面級噴管才起控擺動,這種方式存在分離失控時間長、對上面級初始穩定性影響大的缺點[1-2]。由于級間分離高度一般在20～30 km,氣動力對上面級姿態控制影響較大,為降低上面級起控難度,要求縮短上面級失控時間,極限情況下分離面切割同時上面級起控,級間分離時必須將分離與上面級姿態控制進行耦合設計,分離計算必須考慮上面級姿態控制力影響。

1 級間分離與姿控耦合設計

級間分離設計的重點是分離時序設計,時序設計時主要考慮的因素有上下面級發動機關機特性、上面級發動機啟動特性、級間分離面切割特性、上面級啟控時間間隔等。根據火箭飛行特點與級間分離要求,典型級間分離時序見圖1。

圖1 典型級間熱分離時序

分離橫移量是衡量分離間隙變化的重要參數,也是箭上儀器設備安裝邊界設計的重要依據。以某型運載火箭為例,各偏差量對分離橫移影響見表1,表中以質量偏差的橫移影響量為標準,對其它偏差量影響進行了歸一化對比。

從表1可以看出,上面級發動機擺角δφ是影響分離橫移的關鍵因素,發動機噴管在上面級姿控系統作用下擺動,分離計算時必須考慮噴管擺動的動態過程。在通常的級間分離設計中,為減少上面級姿態控制力對分離過程的影響,分離前上面級控制系統停止工作,待分離到一定安全距離后上面級發動機噴管才起控擺動,典型時序見圖2,此時火箭上面級存在失控時間。對于姿控能力有限的火箭,為縮短失控時間,最大程度改善上面級起控條件,極限情況下要求分離面切割指令與上面級起控指令同時發出,分離面切割的同時上面級發動機噴管起控擺動,典型時序見圖3。

圖2 分離與姿控獨立的時序設計

圖3 分離和姿控耦合的時序設計

采用圖3所示的分離時序,級間分離與上面級姿態控制須要進行耦合設計,分離計算必須考慮上面級姿態控制力影響,分離動力學模型中需引入上面級姿態控制方程。

2 級間分離動力學與姿態控制模型

將分離體視為剛體,忽略箭體彈性響應建立級間分離動力學模型[3-4]。由于火箭為軸對稱體,為簡化分析,給出火箭俯仰平面的分離運動學與動力學方程,分離體受力示意圖見圖4。

圖4 分離體受力示意圖

(1)

(2)

式中:mu、md為分離上面級、下面級的質量;Jzu、Jzd為分離上面級、下面級的繞Z1軸的轉動慣量;F2、F1為上面級發動機、下面級發動機的推力;δφu、δφd為上面級發動機、下面級發動機的擺角;φu、φd為分離上面級、下面級的俯仰角;Lu、Ld為上面級發動機、下面級發動機的擺心和質心的距離;Pu、Pd為上面級發動機產生的級間壓力與噴流力對上面級、下面級的作用力。

火箭上面級俯仰通道姿態控制以上面級俯仰角偏差和俯仰角速度為控制輸入[5],控制方程見式(3),控制網絡見圖5。

(3)

談及此，無關又相關地想到了劉禹錫的《陋室銘》，其中說：“談笑有鴻儒，往來無白丁。”現在鴻儒是多了，但白丁也多了，且白丁可能有鴻儒的學歷。

圖5 火箭上面級俯仰通道姿控網絡

對式(1)～式(3)進行聯合求解可實現分離動力學與姿態控制的耦合計算,獲得分離上面級、下面級運動參數以及兩體相對分離距離、分離速度、分離橫移等分離參數。

3 分離與姿控耦合影響計算方法

分離與姿控耦合計算可采用基于上面級噴管最大擺動角速度的耦合計算方法,或基于上面級實時控制的耦合計算方法。前者不考慮姿態控制作用的閉環和動態過程,分離過程中噴管作用力按照分離干擾量進行處理,分離解鎖后上面級發動機擺角按照伺服機構擺動角速度最大值擺動,擺動方向按照分離橫移最不利的方向施加。后者通過姿控網絡實時計算獲得上面級發動機噴管擺角,屬于閉環控制過程。

3.1 基于最大擺動角速度的耦合計算方法

1)偏差量設置:偏差量包括質量、質心、轉動慣量偏差,發動機推力特性偏差,噴管擺角等;

2)仿真初始化:根據偏差量和分離體初始參數,對仿真模型進行初始化;

3)數值仿真:在分離運動隨時間推進求解過程中,首先計算發動機擺角,然后計算上下面體所受合力與合力矩,最后通過數值積分得到速度、位移、姿態等分離體運動參數;

4)結果分析:對危險點動態間隙進行分析,若動態間隙未達到最大值,則對偏差量進行調整,重新進行仿真計算。

圖6 基于最大擺動角速度的耦合計算流程

3.2 基于上面級實時控制耦合計算方法

基于上面級噴管最大擺動角速度的耦合計算,分離和姿控是完全獨立考慮的兩個環節,與火箭真實飛行過程中發動機擺動情況存在明顯差異。實際飛行過程中,箭體姿控系統根據箭體姿態角和角速度等信息,通過姿控網絡實時計算獲得上面級發動機噴管擺角,屬于閉環控制過程?；谏厦婕墝崟r控制的耦合計算方法通過在分離動力學模型中引入姿控網絡,進行分離與姿控的耦合計算,計算流程見圖7。

圖7 基于上面級實時控制的耦合計算流程

4 算例分析

以某型運載火箭為例,分別采用基于上面級噴管最大擺動角速度和基于上面級實時控制兩種耦合計算方法,對級間分離與姿態控制力耦合影響進行研究,計算結果見圖8、圖9。

圖8 俯仰通道發動機擺角比較

結果表明,采用基于上面級實時控制計算可以得到分離過程中上面級發動機實時擺角,噴管最大擺動角度小于基于最大擺動角速度計算結果?；谏厦婕墝崟r控制計算得到的危險點最大分離橫移為35 mm,小于基于最大擺動角速度計算的45 mm,實現了對分離過程的精確預示,為級間段儀器設備安裝提供了準確的邊界。

圖9 危險點分離橫移對比

5 結束語

上面級姿態控制力是影響運載火箭級間分離過程的關鍵因素,級間分離采用分離與姿控耦合設計,可以縮短上面級失控時間,為上面級起控創造有利條件。為分析分離與姿控耦合設計時的相互影響,文中建立了級間分離與姿控耦合計算模型,提出了基于上面級噴管最大擺動角速度和基于上面級實時控制的耦合計算方法,通過某型運載火箭級間分離計算表明,采用基于上面級實時控制的耦合計算方法,能夠真實地反應級間分離運動過程,分離橫移小于基于最大擺動角速度的計算結果,實現了對分離過程的精確預示,為箭上儀器設備安裝邊界設計提供準確依據。

[1] 郭鳳美, 余夢倫. 導彈分離設計技術研究 [J]. 導彈與航天運載技術, 2014(1): 5-10.

[2] 沙建科, 徐敏, 施雨陽. 導彈級間分離干擾動力學仿真研究 [J]. 應用力學學報, 2014, 31(3): 364-369.

[3] 賈沛然, 陳克俊, 何力. 遠程火箭彈道學 [M]. 長沙: 國防科技大學出版社, 1993: 36-48.

[4] 孫平, 劉昆. 小型固體運載器一、二級分離動力學與仿真研究 [J]. 國防科技大學學報, 2010, 32(2): 27-32.

[5] 楊濤, 王中偉, 張為華, 等. 導彈級間分離特性的數學分析研究 [J]. 彈箭與制導學報, 2007, 27(2): 80-82.

Research on Coupling Interaction between Rocket Stage Separation and Attitude Control

ZHAI Zhangming1,2,ZHANG Jian2,LIN Song2,ZHOU Yilei2,XU Mingzhao

(1 College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense Technolog, Changsha 410073, China;2 Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing 100076, China)

In order to analyze coupling interaction between stage separation and attitude control, the method for calculating coupling between separation and attitude control was proposed based on upper-stage nozzle’s maximum swing angular velocity and real time control, and calculating model of coupling between stage separation and attitude control was established. According to calculation of stage separation of some certain rocket, the coupling calculating method based on upper-stage real-time control truly reveals stage separating process under upper-stage attitude control force, can provide precise reference for installing boundary design of rocket-borne equipment.

stage separation; attitude control; coupling influence

2015-05-18

翟章明(1979-),男,陜西商洛人,高級工程師,研究方向:火箭分離研究。

V421.7

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