利用過載開關(guān)和程序控制器的航天器減速著陸系統(tǒng)開傘控制方法

雷江利 鄧?yán)?呂智慧 趙錚

(北京空間機(jī)電研究所,北京 100094)

利用過載開關(guān)和程序控制器的航天器減速著陸系統(tǒng)開傘控制方法

雷江利 鄧?yán)?呂智慧 趙錚

(北京空間機(jī)電研究所,北京 100094)

開傘控制方法是減速著陸系統(tǒng)設(shè)計中的一個關(guān)鍵環(huán)節(jié),它直接關(guān)系到減速著陸系統(tǒng)工作的成敗。針對目前采用過載開關(guān)和時間控制器相結(jié)合的開傘控制方法工作模式單一的問題,提出一種利用過載開關(guān)和程序控制器的開傘控制方法,能夠有效識別過載開關(guān)的不同故障模式,可靠地為回收系統(tǒng)提供開傘信號。文章給出了過載開關(guān)調(diào)試接通值、返回艙軸向過載系數(shù)等相關(guān)參數(shù)的計算方法,分析了軸向過載系數(shù)、開傘高度、附加過載等誤差影響因素。某返回艙飛行試驗(yàn)結(jié)果表明:過載開關(guān)工作模式判斷正確,開傘高度控制精度滿足要求,開傘控制方法安全、可靠,具有一定的實(shí)用價值。

航天器減速著陸系統(tǒng);開傘控制;過載開關(guān);程序控制器;時間延遲

1 引言

啟動降落傘開傘程序是航天器減速著陸系統(tǒng)工作的第一步,是關(guān)系到減速著陸系統(tǒng)工作成敗的一個關(guān)鍵環(huán)節(jié)。它要考慮到各種可能的返回軌道,確保降落傘開傘后的各個程序動作均能及時、可靠地完成。開傘高度過高,有可能導(dǎo)致開傘速度和動壓過大;開傘高度過低,有可能導(dǎo)致減速著陸系統(tǒng)的工作程序還未完成航天器就已經(jīng)著陸。如何選擇合適的開傘時機(jī)和開傘控制方法,是航天器減速著陸系統(tǒng)開傘控制技術(shù)中的核心內(nèi)容。

航天器減速著陸系統(tǒng)中的開傘控制方法,因其任務(wù)特點(diǎn)、需求、進(jìn)入方式的差異而各有不同。常用的開傘控制方法主要有純時間控制法、過載-時間控制法、壓力高度控制法和自適應(yīng)過載控制法[1]。①純時間控制法是指航天器進(jìn)入返回段后通過時間控制器按預(yù)先確定的時序發(fā)送指令,控制開傘動作的執(zhí)行。其優(yōu)點(diǎn)是簡單易行,缺點(diǎn)是對航天器返回彈道依賴性大,一般用于無控制探空火箭回收系統(tǒng)或者對開傘高度控制精度要求較低的航天器,而不能用于軌道偏差較大的返回式航天器。②過載-時間控制法是采用過載開關(guān)和時間控制器進(jìn)行控制的方法,過載開關(guān)在合適的過載值處為時間控制器提供啟動信號,確保開傘高度滿足要求,多用于返回式航天器的回收系統(tǒng),對航天器返回軌道的依賴較低。③壓力高度控制法是利用大氣壓力和高度的對應(yīng)關(guān)系確定航天器所處高度,提供開傘控制信號,在不同的返回模式下都可以精確地控制開傘高度。我國的神舟號飛船、俄羅斯聯(lián)盟號飛船都采用了這種控制方法。這種方法的優(yōu)點(diǎn)是可以適用多種返回模式,不受航天器返回軌道影響,但是要設(shè)置專門的取壓孔,并且要求返回艙具有一定的姿態(tài)控制能力,技術(shù)難度較大[2]。④自適應(yīng)過載控制法是一種以動壓為控制目標(biāo)的開傘控制方法。與傳統(tǒng)的過載-時間控制法中過載和時間均是預(yù)先設(shè)定好的固定值相比,自適應(yīng)過載控制法中的過載和時間是先設(shè)定為函數(shù)關(guān)系,對于不同的進(jìn)入彈道,其開傘時間是不同的,而開傘動壓則是基本相同的。這種方法克服了純時間控制法中開傘對軌道的依賴性,但對控制和測量系統(tǒng)的要求較高,目前多用于火星探測器的開傘控制[3-4]。美國火星探測巡視器(MER)采用了基于動壓的開傘控制技術(shù),而火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室(MSL)則采用了基于馬赫數(shù)的開傘控制技術(shù),均具有很高的控制精度[5-6]。

目前,針對彈道式無控再入的返回方式,純時間控制法的開傘高度偏差過大;由于不能準(zhǔn)確獲取穩(wěn)定的返回艙壓力變化數(shù)據(jù),無法采用壓力高度控制的開傘控制方法;自適應(yīng)控制法對測量系統(tǒng)要求較高;采用過載-時間控制法,不能識別過載開關(guān)的工作狀態(tài),工作模式單一。本文提出一種利用過載開關(guān)和程序控制器的開傘控制方法,具有多種控制模式,能夠有效地識別過載開關(guān)不同的故障,降低過載開關(guān)誤發(fā)信號而導(dǎo)致減速著陸系統(tǒng)啟動的風(fēng)險。同時,在過載開關(guān)失效、不能發(fā)出指令時,也能自動轉(zhuǎn)入純時間延時控制工作模式進(jìn)行開傘程序控制,可大大提高減速著陸系統(tǒng)工作的可靠性和安全性。

本文主要研究了利用過載開關(guān)和程序控制器的開傘控制方法的原理和實(shí)現(xiàn)流程,介紹了過載開關(guān)主要參數(shù)的分析和選取方法,進(jìn)行了開傘參數(shù)誤差分析,并通過實(shí)際的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)對該方法進(jìn)行了驗(yàn)證。

2 開傘控制方法

過載開關(guān)和程序控制器相結(jié)合的開傘控制方法,采用過載開關(guān)來實(shí)現(xiàn)返回艙過載參數(shù)測量與信號輸出,多模式程序控制由程序控制器來實(shí)現(xiàn)。該利用航天器進(jìn)入大氣層后的氣動過載和高度的對應(yīng)關(guān)系,預(yù)先確定合適的過載閾值,通過過載開關(guān)實(shí)時測量航天器返回過程中的過載值。當(dāng)航天器的軸向過載達(dá)到設(shè)定的閾值時,過載開關(guān)輸出接通信號給程序控制器,啟動開傘控制程序。程序控制器實(shí)時監(jiān)測并判斷過載開關(guān)的工作狀態(tài),識別過載開關(guān)信號是否正常,并根據(jù)過載開關(guān)的狀態(tài)選擇執(zhí)行相應(yīng)的工作程序。

2.1 程序控制流程設(shè)計

開傘控制方法的難點(diǎn)在于精確判斷過載開關(guān)接通的閾值范圍,保證過載開關(guān)正常接通的時間取值與程序設(shè)定的判斷門限值相匹配,因此在選擇合適的過載開關(guān)閾值基礎(chǔ)上,要充分考慮過載開關(guān)啟動值偏差、返回軌道偏差、返回軌道不均勻度的影響,確保不會在過載開關(guān)正常的情況下進(jìn)入故障模式,又能保證一旦出現(xiàn)問題進(jìn)入故障模式時開傘條件也能滿足要求,不會造成系統(tǒng)失效。

根據(jù)上述原理,結(jié)合過載開關(guān)和程序控制器的工作模式及特點(diǎn),開傘控制方法的流程見圖1,圖中T為控制器計時變量,ta為設(shè)定的時間門限值。

從圖1可以看出:

(1)在過載開關(guān)加電(設(shè)置T=0 s)后,程序控制器判斷過載開關(guān)是否接通,若此時過載開關(guān)處于斷開狀態(tài),則認(rèn)為過載開關(guān)正常,程序控制器按照正常工作程序執(zhí)行。若此時判斷過載開關(guān)處于接通狀態(tài),則認(rèn)為過載開關(guān)處于短路故障的狀態(tài),程序轉(zhuǎn)入故障模式1,程序控制器不再采集判斷過載開關(guān)信號,通過軟件延時模式進(jìn)行控制。

(2)針對過載開關(guān)不發(fā)指令的故障情況,設(shè)置純延時工作模式,在過載開關(guān)加電后延時ta,如果還沒有收到過載開關(guān)接通信號,則回收程序進(jìn)入故障模式2繼續(xù)執(zhí)行,避免過載開關(guān)故障無法發(fā)出接通信號時,減速著陸系統(tǒng)無法執(zhí)行后續(xù)開傘程序。

2.2 開傘控制參數(shù)分析及選取

2.2.1 返回艙軸向過載系數(shù)分析

如圖2所示,OXYZ為返回艙坐標(biāo)系,O0X0Y0Z0為過載開關(guān)本體坐標(biāo)系,假設(shè)返回艙的X軸與過載開關(guān)的X0軸平行,V為返回艙下降速度。根據(jù)過載開關(guān)的工作原理,隨著返回艙高度下降,過載開關(guān)啟動時所需的返回艙軸向過載系數(shù)可以通過下面的方法來計算[7]。

設(shè)作用在過載開關(guān)質(zhì)量塊上的軸向載荷為

式中:nx為返回艙軸向過載系數(shù);m為過載開關(guān)質(zhì)量塊的質(zhì)量;g為當(dāng)?shù)刂亓铀俣?μ為過載開關(guān)質(zhì)量塊與導(dǎo)向結(jié)構(gòu)之間的摩擦系數(shù);nyz為返回艙法向過載系數(shù)。

當(dāng)過載開關(guān)接通時,軸向載荷為

式中:n2x為過載開關(guān)啟動時返回艙的軸向過載系數(shù);n1x為不考慮摩擦過載開關(guān)啟動時所需的返回艙軸向過載系數(shù);n1yz為過載開關(guān)啟動時返回艙法向過載系數(shù)。

因此有

對式(3)中變量取其數(shù)學(xué)期望(標(biāo)準(zhǔn)值),則有

式中:nx1,0為不考慮摩擦過載開關(guān)啟動時所需的返回艙軸向過載系數(shù)的標(biāo)準(zhǔn)值;nx2,0為過載開關(guān)啟動時返回艙軸向過載系數(shù)的標(biāo)準(zhǔn)值;ny1z,0為過載開關(guān)接通時返回艙法向過載系數(shù)的標(biāo)準(zhǔn)值。

返回艙軸向過載系數(shù)及其偏差、過載開關(guān)接通時返回艙軸向過載系數(shù),按照如下方法計算。

標(biāo)稱軌道返回艙軸向過載系數(shù)nx及偏差軌道下返回艙軸向過載系數(shù)最大值nx1、最小值nx2為

式中:nx,0為標(biāo)稱軌道返回艙軸向過載系數(shù);σnx為返回艙軸向過載系數(shù)均方差。

對應(yīng)的過載開關(guān)接通時的返回艙軸向過載系數(shù)為

式中:σnx1為過載開關(guān)接通所需返回艙軸向過載系數(shù)的均方差(考慮摩擦);Δnx2為無側(cè)向過載時過載開關(guān)接通時作用在過載開關(guān)質(zhì)量塊上的軸向過載系數(shù)最大偏差。

2.2.2 過載開關(guān)調(diào)試設(shè)定值分析

在地面調(diào)試時,過載開關(guān)質(zhì)量塊上所受的載荷為

令Ft=F1,則

式中:n0為地面調(diào)試時過載開關(guān)接通值設(shè)定系數(shù)。由式(8)可得

2.3 誤差分析

2.3.1 返回艙的軸向過載系數(shù)誤差

設(shè)Δμ,Δny1z為隨機(jī)變量nx2,μ,ny1z的最大誤差,則nx1的最大誤差[8]為

2.3.2 開傘高度誤差分析

當(dāng)n1x取標(biāo)準(zhǔn)值時(n1x=Δn2x,0),對于上偏差軌道,開傘高度偏差為Δh1(假設(shè)比標(biāo)準(zhǔn)值低);對于下偏差軌道,開傘高度偏差為Δh2(假設(shè)比標(biāo)準(zhǔn)值高);當(dāng)nx1取標(biāo)準(zhǔn)值時(nx1=nx1,0),對于上偏差過載系數(shù),開傘高度偏差為Δh3(假設(shè)比標(biāo)準(zhǔn)值高);對于下偏差過載系數(shù),開傘高度偏差為Δh4(假設(shè)比標(biāo)準(zhǔn)值低)。

則開傘高度的上偏差為

開傘高度的下偏差為

2.3.3 返回軌道不均勻度

設(shè)t1,h1,t1,h2分別為標(biāo)準(zhǔn)軌道在高度為h1和h2時的時間,ti,h1,ti,h2為第i條偏差軌道在高度h1和h2時的時間,則Δti=(ti,h1-t1,h1)-(ti,h2-t1,h2)稱為第i條偏差軌道的h1對h2的不均勻度,總的彈道不均勻度Δt為

式中:n為偏差軌道的數(shù)量。

2.3.4 附加過載誤差

附加過載誤差是由于過載開關(guān)安裝位置偏離返回艙質(zhì)心而造成的[9]。過載開關(guān)偏離質(zhì)心位置安裝時引起的過載值變化計算分析如下。

式中:v為過載開關(guān)安裝位置處的速度矢量;vc為返回艙質(zhì)心處的速度矢量;ω為返回艙轉(zhuǎn)動角速度矢量;r為由質(zhì)心指向過載開關(guān)安裝位置的矢量。

式(14)中變量對時間t求導(dǎo),可得

式中:N為過載開關(guān)安裝位置處的加速度矢量;Nc為返回艙質(zhì)心處的加速度矢量。

定義ΔN為過載開關(guān)安裝位置處的加速度相對于返回艙質(zhì)心處加速度的增量,則

3 飛行試驗(yàn)驗(yàn)證

某返回艙在進(jìn)行氣動特性驗(yàn)證試驗(yàn)和數(shù)據(jù)測量時,采用彈道式無控再入的返回方式,因此無法采用純時間控制和壓力高度控制的開傘控制方法,而是采用本文的開傘控制方法。返回艙的過載、動壓及馬赫數(shù)隨高度變化曲線,分別見圖3、圖4、圖5。

根據(jù)返回艙馬赫數(shù)、動壓隨高度變化曲線,選擇回收系統(tǒng)標(biāo)稱開傘高度為20 000 m,此時開傘馬赫數(shù)為1.2～1.7,開傘動壓為5000～9000 Pa。根據(jù)前文的分析計算方法可得:①地面調(diào)試時過載開關(guān)接通值設(shè)定系數(shù)n0為-4.98;②n1x最大偏差范圍為0.500 7gn～0.501 9gn;③過載開關(guān)接通高度誤差ΔH1為3047 m,ΔH2為1972 m;④過載開關(guān)接通高度范圍為45528～50 547 m;⑤返回軌道不均度誤差,20 000 m對50 000 m的不均勻度正偏差為2.9 s,負(fù)偏差為2.1 s;⑥過載開關(guān)安裝位置處的加速度相對于返回艙質(zhì)心處加速度在3個方向上的增量為[-0.05 0.05 -0.02]gn。

3.1 過載開關(guān)正常情況下開傘參數(shù)

從標(biāo)稱軌道的高度與時間的關(guān)系分析,若要在20 000 m處打開穩(wěn)定傘,則過載開關(guān)啟動后應(yīng)延時約90 s發(fā)出穩(wěn)定傘開傘指令。結(jié)合上下偏差的返回軌道,并考慮返回軌道的不均勻度影響,回收系統(tǒng)開傘參數(shù)包括:①開傘高度范圍為17 300～24 110 m;②開傘動壓范圍為4900～16 000 Pa;③開傘馬赫數(shù)范圍為0.85～3.00。

3.2 過載開關(guān)故障情況下開傘參數(shù)

在過載開關(guān)沒有正常啟動的情況下,程序控制器會根據(jù)設(shè)定的閾值自動進(jìn)入純延時的控制模式,即在過載開關(guān)加電后約315 s沒有收到過載接通信號,工作程序?qū)⑦M(jìn)入故障模式,以程序控制器延時控制的方式進(jìn)行開傘控制。考慮程序控制器0.5%的延時誤差,在故障模式下,回收系統(tǒng)開傘參數(shù)包括:①開傘高度范圍為14 200～23 960 m;②開傘動壓范圍為4900～16000 Pa;③開傘馬赫數(shù)范圍為0.69～3.00。

3.3 實(shí)際飛行試驗(yàn)結(jié)果比對

返回艙飛行試驗(yàn)中要求過載開關(guān)接通過載范圍為5.0gn±0.5gn,開傘高度控制范圍為14 200～24110 m,過載開關(guān)接通高度范圍為45 528～50547 m,開傘馬赫數(shù)控制范圍為0.69～3.00,開傘動壓范圍為4900～16 000 Pa。

根據(jù)返回艙飛行試驗(yàn)的實(shí)測結(jié)果數(shù)據(jù),試驗(yàn)中程序控制器執(zhí)行正常工作模式,對過載開關(guān)的工作狀態(tài)和故障模式判別準(zhǔn)確。過載開關(guān)接通時刻返回艙軸向過載約為5.2gn,滿足過載開關(guān)接通控制設(shè)計指標(biāo)要求;過載開關(guān)接通時的返回艙高度為50 500 m,接通高度的控制精度滿足要求。

通過彈道計算分析,在程序控制器中設(shè)置過載開關(guān)接通后延時90 s執(zhí)行減速著陸系統(tǒng)開傘程序。減速著陸系統(tǒng)的開傘高度約為24 000 m,開傘時刻返回艙速度約為640 m/s(即Ma 2.13),最大開傘動壓約為10812 Pa,開傘高度、速度及動壓的參數(shù)范圍均滿足設(shè)計要求。結(jié)果表明:本文開傘控制方法的過載開關(guān)工作模式判別、參數(shù)設(shè)置、誤差分析及彈道參數(shù)分析合理、可行,計算精度滿足要求。

4 結(jié)束語

本文分析總結(jié)了航天器減速著陸系統(tǒng)常用的幾種開傘控制方法的優(yōu)缺點(diǎn),針對過載開關(guān)和時間控制器相結(jié)合的開傘控制方法工作模式單一的問題,提出一種采用過載開關(guān)和程序控制器相結(jié)合的開傘控制方法。該方法具有多種控制模式,能夠有效檢測和識別過載開關(guān)的工作狀態(tài);給出了相關(guān)參數(shù)的設(shè)置和誤差分析方法,提高了減速著陸系統(tǒng)工作的可靠性和安全性。某返回艙飛行試驗(yàn)采用了本文提出的開傘控制方法,返回艙減速著陸系統(tǒng)開傘高度、速度和動壓均在設(shè)計范圍內(nèi),過載開關(guān)閾值和程序延遲時間設(shè)置合理,減速著陸系統(tǒng)的開傘條件滿足設(shè)計要求。飛行試驗(yàn)結(jié)果表明:本文提出的開傘控制方法設(shè)計合理,參數(shù)選取和誤差分析具有很好的可實(shí)現(xiàn)性。但是,過載開關(guān)接通高度和開傘高度均接近了控制范圍的上限,后續(xù)將進(jìn)一步優(yōu)化參數(shù)設(shè)置和誤差分析方法,提高控制精度。

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Parachute Deployment Control Method for Spacecraft Descent and Landing System Based on Overload Switch and Program Controller

LEI Jiangli DENG Li LYU Zhihui ZHAO Zheng
(Beijing Institute of Space Mechanics&Electricity,Beijing 100094,China)

The control method of parachute deployment for spacecraft is a key part of the descent and landing system design,it directly affects the success of the descent and landing system.Aiming at the problem of low reliability and singleness mode of parachute deployment control based on overload switch and time controller,a control method of parachute deployment based on the overload switch and program controller is presented which can effectively identify the overload switch failure mode and provide control signals for parachute deployment reliably.The parameters setting method of overload switch,axial acceleration calculation of the re-entry capsule are raised,and the analysis of the error for axial acceleration,parachute deployment altitude and additional overload are given.Flight test shows that working mode of overload switch is well-judged,control precision of parachute deployment altitude meets requirement,and the design has a certain practical value and it also is safety and reliable.

spacecraft descent and landing system;parachute deployment control;overload switch;program controller;time-delay

V525

A

DOI:10.3969/j.issn.1673-8748.2017.05.005

2017-08-25;

2017-09-22

國家重大科技專項(xiàng)工程

雷江利,男,碩士,高級工程師,從事航天器減速與著陸技術(shù)研究工作。Email:lei_jiangli@163.com。

(編輯:夏光)