基于栅格舵的运载火箭一子级落区控制技术.pdf
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1、第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天(中英文)AEROSPACE SHANGHAI(CHINESE&ENGLISH)基于栅格舵的运载火箭一子级落区控制技术李瑞鸿,张众,修观,陈雪巍,徐腾,金益辉(上海宇航系统工程研究所,上海 201109)摘要:面对日益突出的落区安全问题,针对我国现有运载火箭一子级的特点,为达到残骸落区可控的目的,采用栅格舵系统对一子级进行落区控制。本文首先给出了栅格舵系统的总体方案和系统组成,并对栅格舵气动特性进行了分析,然后开展了一子级再入过程的控制系统设计和仿真,最后给出了 2次长征四号乙运载火箭一子级栅格舵系统演示验证飞行试验结果。试验结果表明:基于栅格舵的
2、一子级落区可控技术是合理可行的,实现了将原有落区面积缩小 85%的目标,极大改善落区安全性,有效避免大规模人员疏散和可能造成的生命财产损失,对垂直起降重复使用运载火箭的工程应用具有重要支撑作用。关键词:运载火箭;栅格舵;一子级;落区控制中图分类号:V 434.211 文献标志码:A DOI:10.19328/ki.20968655.2023.s1.006Impact Zone Control Technology for Launch Vehicle First Stage by Grid FinsLI Ruihong,ZHANG Zhong,XIU Guan,CHEN Xuewei,XU T
3、eng,JIN Yihui(Aerospace System Engineering Shanghai,Shanghai 201109,China)Abstract:To reduce the impact zone range of the launch vehicle s first stage,which was launched from the inland launch site,a control technology using grid fins was proposed.Depending on the target impact location,the proporti
4、onal guidance law was generated based on the virtual seeker.The guide system produces command acceleration tracking using acceleration autopilot of both pitch-channel and yaw-channel.Under the action of acceleration autopilot,the launch vehicle s first stage would fly toward the target impact point.
5、The roll angle and roll rate were stabilized to zero by roll attitude autopilot for a three-channel decoupling design.The numerical simulation of a launch vehicle s first stage with grid fins control was demonstrated.The results indicate that the impact zone range was reduced significantly by up to
6、85%.This impact zone control technology of the launch vehicle s first stage by grid fins can be applied in aerospace engineering.Key words:launch vehicle;grid fins;first stage;impact zone control0引言 当前我国执行航天发射任务年超 50 余次,主要集中在酒泉、西昌和太原三大内陆发射场,由此产生的运载火箭一子级残骸引起的次生灾害时常发生,残骸落区范围一般宽约 30 km,长约 5070 km。随着落区经
7、济的发展,人口密度不断加大,每次发射均需疏散数万群众,且子级残骸散布不确定性引发落区安全状况日益加剧,迫切需要从技术上高效解决落区安全问题。国内学者已经开始对内陆发射场发射的运载火箭落区安全性问题进行了初步研究1-3,针对我国现有运载火箭一子级的特点,为达到残骸落区可控的目的,采用栅格舵系统对一子级进行落区控制,文献 4 对基于栅格舵的运载火箭一子级落点控制技术进行了仿真研究。本文首先给出了栅格舵系统的总体方案和系统组成,并对栅格舵气动特性进行了分析,然后开展了一子级再入过程的控制系统设计和仿真,最后给出了两次长征四号乙运载火箭一子级栅格舵系统演示验证飞行试验结果,并对飞行结果进行了分析。收稿
8、日期:20230602;修回日期:20230609作者简介:李瑞鸿(1986),女,硕士研究生,工程师,主要研究方向为运载火箭总体设计。39第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天(中英文)AEROSPACE SHANGHAI(CHINESE&ENGLISH)1栅格舵系统总体方案分析 以我国运载火箭应用最多的 3.35 m直径一子级为研究对象,栅格舵总体布局典型构型方案,如图 1所示。4片栅格舵加装在一、二级级间舱箭体外壁,主动上升飞行段收拢栅格舵,避免对上升段产生气动干扰,待一、二级分离后栅格舵再展开进入工作状态。栅格舵控制飞行弹道如图 2 所示,根据任务需求,运载火箭携带有效载荷从地
9、面发射起飞,一子级推进火箭加速到理想的速度和高度、释放二子级之后,一子级进行无动力飞行。由于惯性,一子级飞行高度继续抬升,进入高空平抛段,此时空间环境下空气稀薄,栅格舵按预定指令展开。当到达最高点后,一子级继续飞行做抛物线下落运动,随着空气密度的增加,动压不断增加,由于增加栅格舵的一子级箭体为静稳定气动构型,因此箭体姿态将进入自稳定阶段,即飞行状态为发动机朝前(向下)飞行;随着高度不断下降,气动力逐渐增大此时导航制导控制系统开始工作,箭体姿态趋于 稳 定,导 引 一 子 级 向 目 标 落 区 飞 行 及 定 点着陆。1.1栅格舵系统组成和工作流程栅格舵系统由结构子系统、控制子系统和测量子系统
10、组成,如图 3 所示,具体工作流程为:在火箭起飞前起飞 2 h加载一子级落点数据信息;火箭起飞后,以一、二级分离信号作为栅格舵系统的 0 s时刻,配电器模块通过接收分离信号,给时序控制模块加电,时序控制模块通过计时,先后控制测量数据下行、栅格舵解锁展开和伺服系统供电;飞控计算机模块接收惯性和卫星导航模块测量的箭体角速度和加速度,进行组合导航、导引律和控制律解算,相关数据存入黑匣子,并输出舵偏指令;伺服系统接收飞控计算机舵偏指令,操纵栅格舵偏转,实现对运载火箭一子级落点控制。1.2栅格舵气动力和热特性分析针对安装栅格舵的一子级构型,开展了栅格舵气动选型 CFD 数值仿真工作,通过研究不同气动外
11、三子级卫星整流罩卫星二子级一子级栅格舵收拢一二级级间段尾翼一级发动机栅格舵展开 图 1运载火箭一子级安装栅格舵Fig.1Illustration of the grid fins on the launch vehicle起飞一二级分离整流罩分离星箭分离制导段平抛段高空滑行段大气再入段姿态稳定段着陆落区测量站落区测量站二三级分离栅格舵解锁展开栅格舵控制飞行 图 2一子级栅格舵系统飞行剖面Fig.2Illustration for flight profile of control technology by grid fins40第 40 卷 2023 年第 s1 期李瑞鸿,等:基于栅格舵的运
12、载火箭一子级落区控制技术形尺寸对栅格舵气动特性5的影响,并综合总体、控制、结构和加工制造等的要求,最终确定舵面呈 44.5 个 栅 格 的 双 梁 构 型6,尺 寸 约 为 1 000 mm 1 250 mm120 mm,采用 2、4 mm 的 TC4钛合金板并激光焊接成型。1)舵面防热设计在再入过程中,由于舵面较薄,尤其是舵面前缘7,将 遭 受 最 为 严 酷 的 热 流,热 流 峰 值 达 到 了 1.6 MW/m2,温度超 1 400。因此,为抵抗再入返回严酷的气动热环境,经过仿真与试验分析计算,确定在舵面前缘增加硅橡胶基防热材料,舵面其他区域喷涂 1 mm 的 TI5 554B 防热涂
13、层,可确保舵面金属温度低于 250,舵面前缘碳纤维防热材料防护区域如图 4所示。2)气动特性分析利用 1.2、2.0和 2.4 m 高速、高超风洞,开展了国内首次一子级与栅格舵组合体返回再入构型的测力和栅格舵铰链力矩风洞试验,获取了在不同攻角、滚转角和舵偏角下的一子级气动特性。数值仿真结果和风洞试验结果对比表明,两者结果吻合程度好,构建的 CFD 仿真模型能较好的模拟计算组合体的气动特性,如图 5和图 6所示。2控制系统设计 2.1控制实施策略根据运载火箭一子级再入弹道特性,兼顾一子级的机动能力和控制精度的要求,将再入飞行弹道分为 3阶段进行控制:1)第 1 阶段为速率阻尼控制段,快速减小箭(
14、a)舵面前缘温度云图(b)增加防热的舵面图 4舵面前缘碳纤维防热材料防护区域Fig.4Carbon fiber heat protection material protection area on the front edge of the rudderGNSS天线卫星导航模块飞控计算机模块舵面解锁展开机构一子级箭体惯性导航模块任务加载测量单元控制电源时序模块测量天线动力电源伺服系统栅格舵配电器模块分离信号舵面传动机构传感器图像模块黑匣子控制子系统测量子系统结构子系统 图 3栅格舵系统组成Fig.3Illustration for the composition of control tec
15、hnology by grid fins41第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天(中英文)AEROSPACE SHANGHAI(CHINESE&ENGLISH)体 三 通 道 角 速 度,从 高 度 70 km 开 始,持 续 工 作 20 s 后结束;2)第 2 阶段为姿态增稳控制段,控制箭体俯仰角速度、偏航通道角速度到零,稳定箭体滚转角到零,从速率阻尼控制段结束开始,持续工作 10 s 后结束;3)第 3 阶段为制导控制段,跟踪制导过载指令,从姿态增稳控制段结束开始,持续到一子级落地。2.2制导律设计根据再入过程中运载火箭一子级质心相对目标点的速度和位置关系,采用虚拟导引头技术,
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