運載火箭發射平臺垂直度調整控制算法研究

鄭國昆，邢 然，丁保民，吳齊才

（北京航天發射技術研究所，北京，100076）

0 引 言

垂直度調整是大型設備在安裝及運行過程中的關鍵指標之一，尤其是對于運載火箭而言，在點火前需要對火箭的垂直度進行調整，使其滿足起飛要求。運載火箭垂直度調整測試是中國運載火箭在發射測試流程中必須要進行的一項測試工作，垂直度調整是運載火箭初始對準工作的一部分，目的是調整箭體的初始垂直度，以滿足火箭姿態精度控制要求[1~6]。

運載火箭通過與發射平臺支承臂機械接口豎立在發射平臺上，中國運載火箭除新一代大型運載火箭外，均為4個支承臂支承運載火箭箭體的支承方式，故稱為“四點支承”。支承臂是發射平臺的部組件之一，通過液壓動力驅動支承臂可實現支承臂的伸縮運動，運載火箭采用四點支承時，通過對4個支承臂的協調動作，即可實現運載火箭的垂直度調整操作。實際操作時，還需要固連在箭體上的水平度傳感器或運載火箭二子級的慣性導航設備實時提供箭體當前的不水平度數值。

1 運載火箭垂直度調整原理

運載火箭垂直度調整原理框圖如圖1所示。在運載火箭垂直總裝的過程中，箭體尾端面的支點坐落到活動發射平臺的支承臂上，并通過防風拉桿裝置實現與發射平臺支承臂的固連，以保持箭體穩定。四點支承方式的4個支點在火箭尾端面呈均勻分布，4個支承臂分別命名為：Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ號支承臂，分別對應運載尾端面的Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ 4個象限。

按照空間幾何理論，三點即確定一個平面，而運載火箭采用四點支承的方式，就運載火箭尾端面的運動而言，屬于過自由度運動。由于箭體的各支點均有載荷上限要求，為保證垂直度調整過程中，支承臂的升降帶來的外力不會導致箭體結構的損壞，在四點支承的條件下，垂直度調整需要滿足多點聯動控制箭體各支點在同一平面內進行翻轉。發射平臺支承臂上安裝有壓力傳感器，用于實時監測支承臂與箭體支點間的載荷，載荷在可承受范圍內時，垂直度調整可正常進行；當某一支點載荷超過范圍時，則單獨進行此支承臂的調整，以使四點支承的載荷分布均勻，避免箭體由于載荷過大導致結構受損。

對于四點支承方式的運載火箭，一般采用對角升降方式進行垂直度調整：以任意2個相對的支點連線為軸線，其余兩個對角支點同步進行一升一降動作，保證箭體各支點在同一平面內翻轉以調整運載火箭垂直度。

運載火箭一子級尾端安裝有水平度傳感器，并通過電纜連接至水平指示儀用于箭體不水平度的實時顯示及數據通信；在運載火箭二子級則利用慣性導航設備檢測的箭體姿態不水平度數據進行垂直度調整。

一子級不水平度數據與二子級不水平度數據通過數據交互協議傳輸至發射平臺電氣系統，發射平臺電氣系統依據一子級不水平度數據與二子級不水平度數據，控制液壓系統的液壓馬達轉動，通過馬達帶動蝸輪蝸桿驅動支承臂進行升降動作控制。

圖1 運載火箭垂直度調整原理Fig. 1 Principle of the Launch Vehicle Launch Platform Verticality Adjustment

為方便描述垂直度自動調整控制算法，建立坐標系o-x1y1z1如圖2所示。原點o選在火箭尾端面的中心；ox1軸與火箭的縱軸重合，指向火箭頭部方向為正；oy1軸在火箭Ⅰ-Ⅲ基準面內與ox1軸垂直，指向Ⅲ號支承臂方向為正；oz1軸與ox1軸、oy1軸共同構成右手直角坐標系（指向Ⅳ號支承臂方向為正）。

圖2 坐標系建立示意Fig.2 Coordinate System

續圖2

在不考慮箭體變形、安裝誤差等因素的影響時，一子級水平度傳感器安裝基準面、二子級慣性導航設備安裝基準面與o-y1z1平面平行，即一子級水平度傳感器及二子級慣性導航設備的不水平度數據與箭體尾端面的不水平度數據等價，但在實際生產安裝過程中，引入安裝誤差不可避免，其中水平度傳感器安裝基準面與火箭尾端面的不平行度就是重要因素之一。令為水平度傳感器安裝基準面與火箭尾端面之間的不平行度在箭體坐標系oy1軸上的分量；為水平度傳感器安裝基準面與火箭尾端面之間的不平行度在箭體坐標系oz1上的分量；為火箭尾端面的不水平度在箭體坐標系 oy1軸上的分量，Ⅲ象限線方向高時，為正，Ⅰ象限線方向高時，為負；為火箭尾端面的不水平度在箭體坐標系oz1軸上的分量，Ⅳ象限線方向高時，為正，Ⅱ象限線方向高時，為負。為水平度傳感器測量得到的火箭Ⅰ-Ⅲ象限線方向的不水平度；Ⅲ象限線方向高時，為正，Ⅰ象限線方向高時，為負；為水平度傳感器測量得到的火箭Ⅱ-Ⅳ象限線方向的不水平度；Ⅳ象限線方向高時，為正，Ⅱ象限線方向高時，為負。則有：

2 垂直度自動調整控制算法

2.1 垂直度調整流程

運載火箭發射是按照預先設定好的流程逐步進行的，每一個流程都有嚴格的時間限制，就某型號運載火箭而言，垂直度調整流程時間為10 min，假設垂直度調整流程以接收到指揮系統“開始垂調”指令為開始時刻，若在流程允許時間內不水平度滿足垂直度調整指標閾值時，則認為垂直度調整完畢，回復“垂調好”指令給指揮系統，若調整時間超過10 min仍未滿足垂直度調整指標閾值，則認為垂直度調整失敗，回復“垂調失敗”給指揮系統，圖3為垂直度調整流程。具體流程描述如下：

a）收到“開始垂調”指令，進入垂直度自動調整流程；

b）啟動定時器；

c）手動選擇垂直度調整模式，即依據箭體尾端面不水平度或慣性導航設備安裝基準面不水平度或二者均有；

d）依據選擇的垂直度調整模式，執行對應的垂直度調整控制算法；

e）判斷不水平度是否滿足閾值要求，若滿足，判定為垂直度調整測試結束，回復“垂調好”給指揮系統，轉g；若不滿足，則繼續流程；

f）判斷垂直度調整流程耗時是否大于10 min，若大于10 min，則判定為垂直度調整測試超時，回復“垂調失敗”給指揮系統，轉g；若不大于10 min，則轉d；

g）定時器清零重置；

h）流程結束。

垂直度調整流程中，垂直度調整控制算法是發射平臺電氣系統執行垂直度調整自動控制流程的核心環節，依據流程中使用的不水平度信號的不同，分為一子級與一、二子級聯合垂直度調整控制算法，一子級垂直度調整使用箭體尾端面不水平度作為閉環控制算法的反饋信號，一、二子級聯合垂直度調整使用兩個不水平度作為閉環控制算法的反饋信號；由此可知，3個垂直度調整的控制算法類似，僅在判斷各支承臂調整方向的邏輯上，一、二子級聯合垂直度調整更為復雜。對控制系統而言，僅為反饋信號源的區別，因此本文以一子級為例進行垂直度調整控制算法說明。

圖3 垂直度調整流程Fig.3 Process of Verticality Adjustment

2.2 一子級垂直度調整控制算法

垂直度調整的運動部件為支承臂，與運載火箭尾端面支點固連在一起，即運載火箭的垂直度調整是從底部尾端面進行調整，實際加注發射過程中，箭體兩側有加注管路、電纜、擺桿等設備，垂直度調整時可能存在干涉風險，垂直度調整設置急停保護功能，同時，為防止慣性過大導致急停響應慢造成安全事故，支承臂運動速度有嚴格的限制。

圖4為一子級垂直度調整控制原理。控制策略采用雙閉環控制，外環為不水平度調節控制環，通過一子級水平度傳感器測量的箭體尾端面水平度值進行負反饋，將不水平度調節至期望值內，一般取期望值的絕對值略小于不水平度閾值，以防止不水平度數值抖動導致調節頻繁進行，不水平度調節環控制器通過計算得出當前時刻各支承臂的升降動作順序，按照先Ⅰ支承臂及Ⅲ支承臂，后Ⅱ支承臂及Ⅳ支承臂的順序進行兩個方向的不水平度調節，并將當前時刻各支承臂應執行的動作輸入至內環。

內環為支承臂位置環，執行支承臂的位置控制，控制對象閥件主要為比例閥（控制支承臂運動速度）、換向閥（控制支承臂運動方向）。由于存在4個支承臂驅動機構而導致過自由度調節的問題，因此在垂直度調整過程中，以Ⅰ、Ⅲ象限調節為例，需要Ⅱ、Ⅳ支承臂保持不動，Ⅰ、Ⅲ支承臂進行一升一降動作，并且升降動作的位移必須要保持一致，以使尾端面在同一平面內翻轉，盡量減小箭體支點的載荷以防損壞箭體結構。綜上所述，內環的位置控制與一般的位置閉環控制不同，位置環控制目標不是控制驅動機構移動至目標位置數值，而是在運動過程中保持執行動作的支承臂位移實時一致。

圖4 一子級垂直度調整控制原理Fig.4 Principle of the First Stage Verticality Adjustment

以內環輸入為“支承臂Ⅰ升Ⅲ降位置調節”為例進行說明，位置環的控制目標為Ⅰ、Ⅲ支承臂的位移實時地保持一致，則在不考慮支承臂運動方向的情況下，支承臂位置環的控制可以描述為Ⅰ支承臂對Ⅲ支承臂的伺服跟蹤控制。因此，支承臂位置環控制器的控制算法為：Ⅱ、Ⅳ支承臂升降動作保持不變，Ⅰ支承臂升，Ⅲ支承臂降，用于Ⅲ支承臂速度控制的比例閥閥口開度不變；以Ⅲ支承臂（oy1軸正方向）位移絕對值為期望值，與Ⅰ支承臂位移進行差值計算，以此差值作為PI控制器的輸入，其輸出為Ⅰ支承臂比例閥閥口開度，這樣就形成了內環控制器的閉環控制功能，可使Ⅰ支承臂升動作位移與Ⅲ支承臂降位移保持實時一致，直至Ⅰ升Ⅲ降動作完成。

3 仿真分析

按照圖3中的垂直度自動調整控制算法進行了半實物仿真試驗，其中發射平臺電氣系統采用實物，液壓系統閥件、執行機構、支承臂使用計算機仿真模型，水平度傳感器、慣性導航設備僅建立輸出不水平度功能模型。忽略箭體安裝誤差及變形等因素，依據空間幾何理論，在箭體與發射平臺的尺寸已知時，可通過計算得到支承臂位移與不水平度變化的關系，因此不水平度模型的輸出可由支承臂位移計算得出。

在給定不同的不水平度的情況下，分別進行一子級垂直度調整，一、二子級聯合垂直度調整半實物仿真試驗，其中一子級不水平度閾值指標為（0±1）′，均小于1′；二子級不水平度閾值指標為均小于10′。試驗結果如表1、表2所示。

從表1、表2中可以看出，仿真試驗結果與控制算法中規定一致，進行垂直度調整動作時，分別以Ⅲ、Ⅳ支承臂作為期望值，Ⅰ、Ⅱ支承臂進行伺服跟蹤控制時，位移跟蹤效果良好，滿足垂直度調整的閾值要求。但是由于本文僅涉及到發射平臺電氣系統，未建立運載火箭箭體的柔性模型，因此未考慮箭體的柔性變形帶來的誤差等影響，在算法的實際工程應用中，必須要加以綜合考慮。

表1 一子級垂直度自動調整試驗結果Tab.1 Experimental Results of the First Stage Verticality Adjustment

表2 一、二子級聯合垂直度自動調整試驗結果Tab.2 Experimental Results of the First Stage and Second Stage Verticality Adjustment

4 結束語

本文首先介紹運載火箭發射平臺垂直度調整原理，并在此基礎上，針對“四點支承”方式的垂直度調整控制進行算法研究，詳細闡述了控制流程和控制算法，并經過仿真分析，結果表明，本文提出的垂直度自動調整控制算法滿足垂直度調整指標要求，突破了目前運載火箭型號手動垂直度調整的模式。