天基衛星智能通用彈射系統設計與控制

唐寅峰，楊靖宇，張峻渤

(1.沈陽航空航天大學 智能飛行器系統理論與技術實驗室，沈陽 110136；2.沈陽戈達德智能裝備科技有限公司 研發部，沈陽 110001)

能源問題是當今世界發展的一個主要問題，如今人們主要消耗不可再生資源，但地球能源儲備逐年減少，而需求卻在增加，這加劇了供需矛盾[1-2]。此外還伴隨著環境問題，所以建立清潔綠色的新能源體系意義重大。然而目前新能源都存在不穩定、數量有限等問題，為此地面太陽能和空間太陽能受到人們的關注，空間太陽能相比地面太陽能具有日照時間長、能流密度高、持續穩定等優點[3]，經計算,空間太陽能光照總量是地面太陽能光照總量的5倍以上[4-5]，而開發空間太陽能需要空間太陽能電站，因此空間太陽能電站技術有著更好的發展前景[6]。早在1968年，Glaser P就在Science發表的文章中第一次詳細論述了發展空間太陽能電站的必要性、可行性，并提出了空間太陽能電站的設計思想[7]。美國是最早啟動空間太陽能電站研究的國家，在20世紀70年代和 90 年代，爆發了幾次國際能源危機，美國都資助了空間太陽能電站的研究項目[8]。國內科學家也啟動了發展空間太陽能電站技術的計劃。2018年12月6日，我國在重慶璧山區啟動建設首個空間太陽能發電站實驗基地，在36 000千米外的太空建兆瓦級太陽能發電站，計劃在2021年至2025年太陽能電站建成并發電，2025年后開始大規模空間太陽能電站系統相關工作[9-10]。隨著進入太空的航天器越來越多，太空垃圾問題將日益突出。科學家預測：如果制造太空垃圾的速度以每年2%～5%的速度繼續增長下去，到2300年，任何航天器都將無法再進入太空軌道。現如今，科學家們為解決太空垃圾問題，提出了幾種應對方式：(1)用微型衛星清理；(2)用機器人衛星撿拾；(3)以微小衛星作為基礎，配合機械臂捕捉；(4)“壁虎漫步”機器人清理[11-13]。無論用什么方式都需要將清理裝置送到預定軌道，而單獨發射微小型清理衛星所需成本太高，可通過空間太陽能電站攜帶進入太空，進入太空后進行彈射分離，且太空環境中還存在其他航天器，空間太陽能電站也可以發射子衛星來保護自己，且子衛星還可以進行一些太空實驗。

本文以空間太陽能電站為載體，提出天基衛星智能通用彈射系統平臺設計方案，一方面用于彈射微小型衛星或機器人衛星清理太空垃圾，另一方面用于空間太陽能電站彈射子衛星來保護自己，或彈射子衛星進行一些太空實驗。采用可折疊自由組合式的方法設計智能彈射器，根據發射對象將各裝置進行自由組合，實現尺寸可調、彈射動力可變，從而滿足不同的發射要求。設計的可折疊自由組合式智能彈射器也適用于海基智能彈射系統，用于艦載無人機的發射。基于空間太陽能電站協同控制實驗平臺，建立空間太陽能電站動力學方程，建立仿真控制系統；結合雙環滑模變結構控制方法設計空間太陽能電站協同控制器。仿真結果表明：采用雙環滑模變結構控制方法可有效對空間太陽能電站姿態進行精準控制，可以消除彈射系統對空間太陽能電站的姿態影響。

1 天基衛星智能通用彈射系統設計

設計了一種一階或N階可折疊自由組合式智能彈射器，由運載小車、彈射裝置、傳動裝置、動力裝置和雙安全緩沖裝置組成，整個智能彈射器結構組成如圖1所示。

采用可折疊自由組合式的方法設計智能彈射器，根據發射對象將各裝置進行自由組合，使其達到彈射環境多樣化、彈射場地多樣性，克服傳統的彈射裝置尺寸固定、發射動力有限等問題，實現尺寸可調、彈射動力可變，從而滿足不同的發射要求。如圖2所示為一階可折疊自由組合式智能彈射器，圖3為四階可折疊自由組合式智能彈射器。

圖1 智能彈射器結構裝置圖

圖2 一階可折疊自由組合式智能彈射器

圖3 四階可折疊自由組合式智能彈射器

可折疊自由組合式智能彈射器的一階彈射器彈射過程：檢查各裝置連接情況、發射彈射信號、電磁鐵和交流電動機通電、電磁鐵閉合、交流電動機正轉。動力裝置通過連動皮帶帶動傳動裝置正轉，傳動裝置通過三角皮帶帶動小車拉條正轉。當轉速達到發射速度，給電磁鐵開關裝置發射信號，電磁鐵開關裝置分離，分離的電磁鐵開關裝置帶動彈射桿向前運動并與小車拉條相扣，小車拉條帶動彈射桿向前運動，彈射桿帶動分離的電磁鐵開關裝置向前運動。分離的電磁鐵開關裝置觸發彈簧阻尼器，彈簧阻尼器吸收動能，彈簧阻尼器釋放動能給彈簧阻尼器限位塊，彈簧阻尼器限位塊帶動運載小車載板向前運動，進而加速運載小車載板上的彈射對象。當運載小車載板到達液壓阻尼器，彈射桿與小車拉條分離，液壓阻尼器減速運載小車載板，并使運載小車載板停止運動，同時運載小車載板上的彈射對象被彈射出去；然后，通過開關控制交流電動機進行低速反轉，進而彈射桿與小車拉條相扣，運載小車載板向后運動到達初始位置，彈射桿與小車拉條再次分離，運載小車載板和電磁鐵復位，斷電，彈射完成。

四階智能彈射器與一階智能彈射器原理相同，這里就不做闡述。同理可得N階可折疊自由組合式智能彈射器。

2 天基衛星智能通用彈射系統控制研究

2.1 天基智能彈射系統控制研究

可折疊自由組合式智能彈射器適用于天基智能彈射系統。隨著航天技術的進步，為了很好地開發利用太陽能，發射空間太陽能電站成為必然趨勢。由于太空環境中存在太空垃圾和其他航天器，空間太陽能電站就有必要攜帶子衛星進入太空，用以清理太空垃圾以保護空間太陽能電站，且還可以進行一些太空實驗。在子衛星進入太空后進行彈射分離，但在彈射分離時，空間太陽能電站的姿態會受到彈射系統的影響。

為了消除彈射系統發射子衛星時對空間太陽能電站姿態的影響，對空間太陽能電站的姿態控制采用雙環滑模變結構控制方法。首先，基于空間太陽能電站協同控制實驗平臺，建立空間太陽能電站動力學方程、運動學方程并結合滑模控制算法。建立仿真控制系統。然后，結合雙環滑模變結構控制方法設計空間太陽能電站協同控制器并進行姿態控制仿真。

空間太陽能電站姿態的動力學方程可以表示為[14-15]

(1)

式中，J∈R3×3為空間太陽能電站在機體坐標系繞質心旋轉的轉動慣量矩陣，ΔJ為該慣量矩陣的由于空間太陽能電站發射子衛星重量變化等原因引起的不確定項，ω=[ωxωyωz]T為空間太陽能電站繞自身機體坐標系的角速度，M=[mxmymz]T為定義在機體坐標系中的控制力矩，D=[dxdydz]T為空間太陽能電站的外部干擾項。矩陣J、ΔJ和Ω分別如式(2)所定義:

(2)

當空間太陽能電站按照先俯仰再偏航，最后滾轉的次序繞其質心旋轉時，空間太陽能電站的姿態角動力學方程為θ′=R(θ)ω，其中θ=[γψφ]T為空間太陽能電站的歐拉角，γ為滾轉角，ψ為偏航角，φ為俯仰角。則R(θ)矩陣由式(3)確定：

(3)

采用雙環滑模變結構控制方法設計空間太陽能電站的控制律，外環為姿態環，內環為角速度環，外環滑模控制律實現歐拉角θ的跟蹤。在輸入為目標姿態角θc時，外環控制器產生姿態角速度指令ωc，并傳遞給內環系統，內環則通過內環滑模控制律實現對姿態角指令ωc的跟蹤，從而實現目標姿態角θc，當實時歐拉角θ沒達到θc時，則輸入θc-θ，進而實現目標姿態角θc。

采用積分滑模面設計外環滑模函數為：

(4)

其中K1=diag{k11,k12,k13}?0為增益矩陣,通過選擇合適的增益矩陣可以使系統的跟蹤指令偏差在一個比較理想的滑模面上滑動至穩定。取姿態角速度指令ωc作為姿態角速度ω跟蹤的虛擬控制項。取θ′=R(θ)ωc,其中ωc與ω之間的誤差通過內環控制來消除，設計外環虛擬控制如式(5)所示。

(5)

其中ρ1>0，SGN(sw)=[sgn(s1)sgn(s2)sgn(s3)]T。

采用積分滑模面設計內環滑模函數即公式(6)，其中ωe為目標角速度與實時角速度的誤差即ωe=ωc-ω，同樣增益矩陣為K2=diag{k21,k22,k23}。

(6)

設計內環滑模控制律為：

(7)

其中ρ2>0，μ>0。

圖4 實時歐拉角與目標歐拉角

實驗表明采用雙環滑模變結構控制方法可對空間太陽能電站姿態進行有效精準控制，設計的雙環滑模變結構控制律對彈射系統彈射時空間太陽能電站的外部擾動具有很好的魯棒性，空間太陽能電站的姿態可在短時間內達到所期望的穩態,進而消除彈射系統對空間太陽能電站的姿態影響。

2.2 海基智能彈射系統動力學分析

可折疊自由組合式智能彈射器適用于海基智能彈射系統，可用于艦載無人機的發射。下面進行艦載無人機的動力學分析，彈射開始時，無人機以及小車系統速度為零，接收彈射指令后，動力裝置通過傳動裝置開始為小車系統和艦載無人機加速。當艦載無人機的速度達到起飛速度，艦載無人機脫離小車系統完成起飛，隨后小車系統通過雙安全緩沖裝置減速而停止運動。接收小車系統復位指令，小車系統復位，為下一次彈射做準備。

為了簡化模型，將整個過程分為兩段，第一段是小車系統和無人機一起做加速運動，即傳動裝置推力、無人機發動機推力克服小車系統滑動軸承與導軌之間的摩擦力、無人機的氣動阻力所做的功轉化為無人機與小車系統的動能、重力勢能。第二段是無人機脫離小車系統后小車系統做減速運動，即小車系統的動能轉化為液壓阻尼器減速的阻尼力、小車系統滑動軸承與導軌之間的摩擦力所做的功和小車系統的重力勢能。

第一段加速運動的動力學公式如式(8)所示。

(8)

轉化為

(9)

第二段減速運動的動力學公式如式(10)所示。

(10)

轉化為

(11)

其中F包括傳動裝置的推力以及無人機自身的推力，m為小車系統與無人機的質量，θ為發射角即發射導軌與艦船甲板的角度，μ為滑塊與導軌之間的動摩擦因子，f為液壓阻尼器減速的阻尼力，m2為小車系統的質量，s1為第一段位移，s2為第二段位移。

一階和四階可折疊自由組合式智能彈射器運載小車系統質量分別為5 kg和20 kg，發射角θ為6°，動摩擦因子μ取值0.06。由于可彈射無人機型號較多，一階可折疊自由組合式智能彈射器取質量為15 kg起飛速度為10 m/s的A型艦載無人機的彈射過程進行動力學分析；四階可折疊自由組合式智能彈射器取質量為30 kg起飛速度為20 m/s的B型艦載無人機的彈射過程進行動力學分析，如圖5～8所示。

圖6 B型艦載無人機加速力-彈射距離圖

圖7 A型艦載無人機減速阻尼力-減速位移圖

圖8 B型艦載無人機減速阻尼力-減速位移圖

結果顯示：海基智能彈射系統可彈射質量15～30 kg 起飛速度10～20 m/s的多型號艦載無人機，且智能彈射器的尺寸在3～20 m之間。

3 結論

(1)天基衛星智能通用彈射系統適用于空間太陽能電站彈射微小型衛星和機器人衛星清理太空垃圾、空間太陽能電站彈射子衛星保護自己、空間太陽能電站彈射子衛星進行一些太空實驗、艦載無人機的彈射起飛。

(2)雙環滑模變結構控制方法可對空間太陽能電站姿態進行精準有效控制，可以消除彈射系統對空間太陽能電站的姿態影響。

(3)海基智能彈射系統可彈射質量15～30 kg起飛速度10～20 m/s的多型號艦載無人機，且智能彈射器的尺寸在3～20 m之間可調。