高速飞行器低空级间分离时统方案研究

2022-08-02王锦锋朱孟龙王健康

计算机测量与控制 2022年7期

邹凯，王锦锋，朱孟龙，王健康

(1.中国运载火箭技术研究院，北京 100076; 2.中国航天空气动力技术研究院，北京 100074)

0 引言

当前国内外已经开展了多次高速飞行器飞行试验，在试验中常用助推火箭将飞行器推送至预定的级间分离窗口，随后打开火箭整流罩，释放整流罩内部的飞行器，执行级间分离。其中，整流罩抛罩与级间分离通常由火箭发起，为保证级间分离后飞行器在可控的时间窗口内起控，并维持姿态稳定，飞行器需要接收火箭发送的时统指令，以确定起控时刻。

常规航天器的级间分离通常在大气稀薄的临近空间或大气层外完成，如洲际飞行器、卫星以及部分试验类飞行器[1-3]，分离点的椭球高度均在110 km以上，在分离后飞行器几乎不受气动力的干扰，动压接近于0，且部分飞行器采用静稳定气动布局，在无控状态下能维持数秒至数十秒的姿态稳定，对于级间分离时统指令的精度要求相对较低。

近年来，科学研究类高速飞行器趋向于在大气稠密的低空进行级间分离，其典型的分离高度在45 km以下，动压在30 kPa以上，且普遍为无整流罩气动布局或采用在高度45 km以上提前将整流罩抛掉的方式，以避免低空抛罩对飞行器姿态的扰动[4-9]。此种级间分离方式对于时统精度提出了较高的要求，原因如下：

1)在低空高速飞行状态下，干扰流场建立时间短，仅为毫秒级别，且动压大，导致飞行器所承受的气动力大[9]；

2)随着小型化、集成化技术的不断发展，飞行器重量更轻、转动惯量更小，导致姿态角变化的时间尺度更小[12]；

3)为提高升阻比与飞行性能，飞行器通常采用静不稳定气动布局，在无控状态下姿态失稳的时间更短[13]。

因此，此类飞行器与助推火箭级间分离对时统精度的要求较高[14]，例如某高速飞行器在分离后可控的时间窗口仅有150 ms[15]。

而乘波体高速飞行器在低空、大动压环境下同时执行整流罩抛罩与级间分离，在技术研究和工程实现领域尚属首次。在低空高速飞行条件下，动压约为30 kPa，整流罩打开后气动干扰流场会以毫秒级的时间尺度建立，对飞行器姿态产生很大的扰动，因此在与火箭分离后，飞行器可控的时间窗口仅有数十毫秒，对时统精度提出了更高的要求。

目前，航空航天飞行器普遍采用行程开关或分离连接器短路环等机械开关装置传递级间分离时统指令[16-21]。此类装置依靠机械运动产生的电触发信号作为时统指令，当环境温度、振动与供电电压等条件变化时，装置内部的弹簧推力、活动机构之间的滑动摩擦力与电磁分离力会发生变化，使活动机构的相对运动速度发生变化，导致传递时统指令的延迟时间尺度在数十毫秒至数百毫秒量级变化，难以提供毫秒级的时统精度。此外，在飞行器与火箭装配对接后，无法测试此类机械开关装置功能的完好性，对时统指令传递的可靠性产生影响。

本文针对乘波体高速飞行器与助推火箭在低空大动压环境下同时执行整流罩抛罩与级间分离后，飞行器可控的时间窗口短，对时统指令精度要求高的特点，开展高精度级间分离时统方案的研究，解决现有的时统装置无法保证飞行器在可控的时间窗口内起控的问题。

1 系统结构及原理

1.1 设计依据

根据气动流场仿真结果，飞行器与火箭的级间分离动作时刻如下。

1)0 ms：级间分离零时刻，火箭驱动处于闭合状态的左半与右半整流罩打开；

2)145 ms：飞行器与火箭的结构固连装置断开，随后分离弹簧推动飞行器与火箭快速拉开距离；

3)165 ms：由整流罩开罩及火箭前端面对接支架引起的干扰流场脱离飞行器的空气舵面，飞行器在此时刻才具备起控条件；

4)210 ms：飞行器需要在此时刻前起控，否则姿态可能超出可控范围。

因此，飞行器在与火箭级间分离后，维持姿态稳定可控的时间窗口仅有45 ms。

通过气动流场仿真得到的级间分离时序如图1所示。

图1 级间分离时序设计依据

1.2 时统装置硬件构成及工作原理

由于异步RS-422通信受到温度、振动与供电变化的影响极小，且在飞行器与火箭装配对接后仍具有可测试性，具备传递高精度时统指令的条件[22]，但通信过程中存在误码与丢帧的问题，会影响时统精度，需要解决。

本文设计了具有纠错功能的RS-422通信时统指令(以下简称“422时统指令”)与分离连接器短路环时统指令(以下简称“短路环时统指令”)冗余的级间分离时统方案，其硬件装置包含：

(1)位于火箭一侧的分离连接器插头(内部设有电磁解锁装置和解锁拉杆)、火箭飞控计算机、解锁电缆、拉绳与起爆电缆；

(2)位于飞行器一侧的分离连接器插座(内部设有弹簧，用于在插头与插座解锁后将插头弹出)与飞行器飞控计算机；

(3)连接飞行器与火箭的分离螺栓、RS-422通信电缆、短路环1、短路环2与分离弹簧。

硬件装置组成如图2所示。

图2 级间分离时统装置组成

在级间分离前，火箭与飞行器通过分离螺栓刚性连接，火箭飞控计算机通过起爆电缆与分离螺栓连接，分离弹簧处于压缩状态，分离连接器插座固定在飞行器上，插头与插座插合，火箭飞控计算机与飞行器飞控计算机使用穿过分离连接器的RS-422通信电缆通信。火箭飞控计算机通过解锁电缆驱动分离连接器插头中的电磁解锁装置。拉绳的一端固定在火箭箭体上，另一端固定在分离连接器插头的解锁拉杆上，处于绷紧的状态。短路环1与短路环2从飞行器飞控计算机的供电接口引出，穿过分离连接器插座后进入分离连接器插头并折返，再次穿过分离连接器插座后进入飞行器飞控计算机的采集接口。

在级间分离时刻，火箭飞控计算机首先驱动整流罩开罩，同时通过RS-422通信电缆向飞行器飞控计算机发送“422时统指令”，随后通过解锁电缆驱动分离连接器插头中的电磁解锁装置产生磁力拉动拉杆向插头外侧移动，使分离连接器的插头与插座解锁，插头被插座中处于压缩状态的弹簧弹出，插头与插座分离。此时短路环1与短路环2断开，并由飞行器飞控计算机采集，作为“短路环时统指令”。根据工程经验，在面对称飞行器与火箭分离时，需要尽量减少分离端面的连接机构，避免对飞行器的姿态产生影响，因此待分离连接器插头与插座的外壳分离后，火箭飞控计算机通过起爆电缆引爆分离螺栓，在分离螺栓断开后，通过分离弹簧的推动，飞行器与火箭分离快速拉开距离，以便使飞行器的空气舵面尽快脱离由火箭前端面对接支架产生的干扰流场区域。若分离连接器插头中的电磁解锁装置失效，在分离螺栓断开后，火箭与飞行器沿飞行方向的相对位移迫使拉绳将拉杆拉出，此时分离连接器插头与插座解锁分离。

2 系统硬件设计

2.1 422时统指令设计

由RS-422通信传输的原理可知，火箭向飞行器传输422时统指令时存在一定的延迟时间，由三部分组成：

1)从火箭飞控计算机确定级间分离0时刻，至开始发送422时统指令数据帧，此延迟时间最短趋近于0，最长为火箭飞控计算机软件的运行周期，在本文中软件的运行周期为10 ms，因此延迟时间范围为0～10 ms；

2)从火箭飞控计算机开始发送422时统指令数据帧，至此数据帧全部存入飞行器飞控计算机串口数据接收缓冲区中，此延迟时间为固定值，与422时统指令数据帧的字节数和RS-422通信数据传输码速率有关，本文中422时统指令数据帧共包含64个字节，即704个比特位，传输码速率为115 200 bps，因此延迟时间约为7 ms；

3)从飞行器飞控计算机开始读取串口数据接收缓冲区中的数据帧，至开始执行飞行控制律的软件定时延迟，此延迟时间最短趋近于0，最长为飞行器飞控计算机软件的运行周期，本文中软件的运行周期为5 ms，因此延迟时间范围为0～5 ms。

以上3个延迟时间之和为422时统指令传输的延迟时间，最短为7 ms，最长为22 ms。因此，422时统指令传输延迟时间的变化范围为15 ms，即时统精度为15 ms，满足飞行器在可控的时间窗口45 ms内起控的精度要求。在飞控计算机硬件性能存在余量的条件下，通过降低飞控软件的运行周期，可以降低指令传输延迟时间的变化范围，从而获得更高的时统精度。

为解决由于误码或丢帧导致飞行器获取时统指令推迟，造成时统精度降低的问题，在时统指令数据帧中分别设置“分离状态”与“起控延时标志”两个字节，在飞行器飞控计算机软件中，设置与“起控延时标志”对应的“起控倒计时时间”，指令内容与对应关系参见表1。

表1 422时统指令内容与对应关系

表1中各参数说明如下：

1)“分离状态”由火箭向飞行器发送，在级间分离开始前为“0x00”，开始后变为“0xFF”；

2)“起控延时标志”由火箭向飞行器发送，在级间分离开始前为0，开始后随每帧422时统指令数据帧增加1，由1开始，逐渐累加至255，用正整数n表示；

3)“起控倒计时时间”中，C422为飞行器飞控计算机从接收到“分离序号”为1的422时统指令至起控的软件倒计时时间，通过地面试验的结果设计与计算获得；T422为火箭飞控计算机发送422时统指令数据帧的周期。

在级间分离过程中，若前几个422时统指令数据帧出现误码或丢帧，飞行器飞控计算机可通过后续正确的数据帧获得“分离状态”与“起控延时标志”，通过计算得到正确的“起控倒计时时间”，从而消除由于RS-422通信误码或丢帧造成的时统误差增大，保证飞行器在可控的时间窗口内起控。

2.2 短路环时统指令延迟时间测量

本文选用航天电器研制的YF43-54型分离连接器，外观如图3所示，外壳为不锈钢材质，表面为导电状态。

图3 分离连接器插头(左)与插座(右)

在分离连接器插头与插座分离的过程中，短路环与RS-422通信通路先断开，插头与插座的外壳后分离。由于该过程存在机械运动，从火箭飞控计算机驱动电磁解锁装置至短路环断开的延迟时间变化范围相对于毫秒级时统精度要求较大，需要测量。

本文设计了一套分离连接器短路环及外壳断开延迟时间测量装置，包含有机玻璃支架、水平振动台、多路输出电源与4通道示波器。分离连接器插座通过螺钉固定在支架上，支架通过螺钉固定在水平振动台上，分离连接器插头插接在插座上，支架可以保证分离连接器的外壳与振动台的台面之间绝缘。

电源分别对分离连接器的电磁解锁装置、短路环1、短路环2与插座外壳供电，在电源与电磁解锁装置之间串联1只开关，用于控制电磁解锁装置的供电状态。通过电阻对电源进行分压后，使用示波器分别采集电磁解锁装置的通电时间与短路环1、短路环2、插头外壳的断电时间，等效得到从火箭飞控计算机驱动电磁解锁装置至两路短路环断开、插头与插座外壳分离的延迟时间。

测量装置的电气连接关系如图4所示。

图4 短路环断开延时测量装置电气连接关系

影响短路环断开、插头与插座外壳分离延迟时间的条件包括以下三项。

1)振动方向：沿分离连接器不同方向的振动将导致插头与插座之间的滑动摩擦力大小发生变化，由于插座中弹簧的推力固定，使插头与插座的相对运动速度不同，造成延迟时间不同。在测量时通过调节支架在振动台的安装方向，分别沿分离连接器的轴向与侧向施加振动，以覆盖实际飞行过程中级间分离时刻的振动方向；

2)振动量级：振动量级的不同将导致插头与插座之间的滑动摩擦力大小发生变化，由于插座中弹簧的推力固定，使插头与插座的相对运动速度不同，造成延迟时间不同。在测量时通过调节振动台的振动量级，分别设置无振动、振动总均方根加速度为grms=8.14 g和grms=11.52 g三种状态，以覆盖实际飞行过程中级间分离时刻的振动量级；

3)电磁解锁装置供电电压：电磁解锁装置供电电压的不同将导致解锁拉杆受到的磁拉力发生变化，使解锁拉杆的运动速度不同，造成插头与插座分离的延迟时间不同，在测量时通过调节电源的输出电压，分别设置为25 V、26 V、28 V与31 V，以覆盖实际飞行过程中的供电电压。

将以上条件组合得到24种测量状态，每个状态重复测量3次，共获得72组数据，统计后得到如下结论：

1)在同一次分离测试中，两路短路环断开的时间差小于6 ms；

2)从按键开关驱动电磁解锁装置至两路短路环全部断开的延迟时间，最短为20 ms，最长为85 ms(最长时间出现的条件为25 V解锁电压下侧向最高振动量级)，按照3 σ统计，参照20～61 ms设计；

3)从按键开关驱动电磁解锁装置至插头与插座外壳分离的延迟时间，最短为34 ms，最长为110 ms(最长时间出现的条件为25 V解锁电压下侧向最高振动量级)，按照3 σ统计，参照不长于91 ms设计。

综上，短路环时统指令在供电电压较低与侧向高振动量级的环境条件下，传输的延迟时间将大幅延长，作为时统指令时不满足时间精度要求。因此，将422时统指令作为主份时统指令，将短路环时统指令作为备份时统指令。

3 级间分离时序设计

根据级间分离设计的输入条件，设计级间分离步骤如下：

1)在级间分离0时刻，火箭飞控计算机驱动整流罩开罩，同时持续向飞行器飞控计算机发送422时统指令；

2)火箭飞控计算机通过解锁电缆驱动分离连接器插头的电磁解锁装置；

3)飞行器飞控计算机持续接收并判断422时统指令，当首次接收到“分离状态”有效的时统指令时，进入步骤4，当未接收到正确的时统指令或“分离状态”无效时，进入步骤5；

4)飞行器飞控计算机根据首次接收到422时统指令中的“起控延时标志”确定“起控倒计时时间”，开始422时统指令起控倒计时，之后进入步骤8；

5)飞行器飞控计算机采集短路环1与短路环2的状态，若全部断开，则进入步骤6，否则返回步骤3；

6)飞行器飞控计算机判断两路短路环断开的持续时间是否满足阈值，若满足，则进入步骤7，否则返回步骤3；

7)飞行器飞控计算机开始短路环时统指令起控倒计时；

8)火箭飞控计算机通过起爆电缆引爆分离螺栓；

9)分离螺栓断开，火箭与飞行器分离；

10)飞行器飞控计算机在起控倒计时结束时刻起控。

级间分离流程如图5所示。

图5 级间分离流程

根据级间分离时序设计依据与时统指令传输延迟时间测量结果，调整火箭与飞行器飞控计算机软件中各步骤的执行时刻，设计级间分离时序如图6所示。

图6 级间分离时序

图6中各符号的定义与时间关系说明如下：

1)D422：火箭发送的422时统指令数据帧通信传输的延迟时间，参照2.1小节，范围为7～22 ms；

2)DDIO：从火箭飞控计算机驱动电磁解锁装置至短路环断开的延迟时间，参照2.2小节，范围为20～61 ms；

3)DSB：从火箭飞控计算机驱动电磁解锁装置至分离连接器插头与插座外壳分离的延迟时间，参照2.2小节，不长于91 ms；

4)DBB：从火箭飞控计算机引爆分离螺栓至分离螺栓断开的延迟时间，参照分离螺栓厂家的数据，范围为2.92 ～ 5.58 ms；

5)C422：参照表1，在飞行器飞控计算机软件中设定为160 ms；

6)CDIO：使用短路环时统指令时，从飞行器飞控计算机确定两路短路环可靠断开，至起控的倒计时时间，在飞行器飞控计算机软件中设定为76 ms；

7)T422：参照表1，在火箭飞控计算机软件中设定为10 ms；

8)n：参照表1，起控延时标志；

9)WDIO：飞行器飞控计算机判断短路环可靠断开的时间阈值，设定为检测到断开状态持续50 ms，认为短路环可靠断开；

10)T0：级间分离0时刻，火箭飞控计算机驱动整流罩开罩，并向飞行器飞控计算机连续发送422时统指令；

11)S0：飞行器飞控计算机接收到第一个正确422时统指令的时刻，并开始起控倒计时，由于422通信可能存在误码或丢帧的情况，即未正确收到前n-1个422时统指令数据帧，则S0=D422+(n-1)×T422；

12)T1：火箭飞控计算机通过解锁电缆驱动分离连接器插头中电磁解锁装置的时刻，在火箭飞控计算机软件中设定为级间分离20 ms时刻；

13)S1A：飞行器飞控计算机采集到短路环1与短路环2全部断开的时刻，S1A=T1+DDIO，范围为40～81 ms；

14)S1B：短路环断开时间满足阈值，短路环时统指令有效的时刻，S1B=S1A+WDIO，范围为90～131 ms；

15)S1C：分离连接器插头与插座外壳分离的时刻，S1C=T1+DSB，范围为≯111 ms；

16)T2：火箭飞控计算机通过起爆电缆引爆分离螺栓的时刻，在火箭飞控计算机软件中设定为级间分离140 ms时刻；

17)S2：分离螺栓断开时刻，S2=T2+DBB，范围为142.92～ 145.58 ms；

18)S3：飞行器起控时刻，若使用422时统指令，S3=D422+C422，范围为167～ 182 ms；若使用短路环时统指令，S3=S1B+CDIO，范围为166～207 ms。

计算结果表明，设计的级间分离时序满足飞行器在可控时间窗口内起控的要求。

4 实验结果与分析

4.1 地面试验

为验证422时统指令与短路环时统指令精度是否满足设计要求，在地面试验中使用示波器对火箭T0时刻与飞行器S0时刻辅助进行时统测量。

在测试422时统指令时，将火箭飞控计算机的1路开关量输出通道设置为在T0时刻由低电平变为高电平，经过分压电阻后连接示波器的通道1；将飞行器飞控计算机的1路开关量输出通道设置为在S0时刻由低电平变为高电平，经过分压电阻后连接示波器的通道2；

在试验中，可以通过火箭飞控计算机输出数据获取的时刻包括T0、T1与T2，可以通过飞行器飞控计算机输出数据获取的时刻包括S0、S1A、S1B与S3；分离螺栓断开时刻S2可以通过飞行器的近场冲击传感器测量冲击峰值时刻获得。分离连接器插头与插座外壳分离时刻S1C使用示波器辅助测量：将插座的外壳与飞行器舱壁进行绝缘处理后，连接隔离电源的正极，插头的外壳经过电阻分压后连接示波器的通道3，电源的负极与示波器的测量地连接，在外壳分离时刻示波器可以检测到插头的供电断开，即S1C时刻。地面试验结果如表2所示。

表2 地面试验422时统指令时序 ms

由表2可知，飞行器的起控时刻为级间分离173 ms时刻，满足在167 ms时刻至182 ms时刻之间的设计要求。

在测试短路环时统指令时，需要断开422时统指令通路。相较422时统指令地面试验，将飞行器飞控计算机连接示波器通道2的开关量输出通道调整为在S1A时刻由低电平变为高电平，其他测量通道不变。本轮试验出于成本考虑，未安装分离螺栓。地面试验结果如表3所示。

由表3可知，在无飞行振动环境条件下，飞行器的起控时刻为级间分离171 ms时刻，满足在166 ms时刻至207 ms时刻之间的设计要求，而振动环境条件在整机地面试验中的实施难度较大，因此不进行短路环时统指令精度测量。

表3 地面试验短路环时统指令时序 ms

随后，模拟火箭飞控计算机发出错误的时统指令，测试飞行器飞控计算机对指令的响应情况如下：

1)当422时统指令中的“分离状态”与“起控延时标志”存在1～2项错误时，飞行器飞控计算机不响应指令；

2)当两路短路环未全部断开或连续断开时间不足50 ms的阈值时，飞行器飞控计算机不响应指令；

3)飞行器飞控计算机以先接收到的正确时统指令作为起控倒计时的时统指令。

经过验证，飞行器飞控计算机对各种错误时统指令的响应结果满足设计要求，能够实现有效的识别与纠错。

4.2 飞行试验

在飞行试验中，由于无法使用示波器测量火箭与飞行器的相对时间关系，以火箭冲击传感器与飞行器冲击传感器同时采集到火箭发动机点火冲击的峰值时刻作为时统标志，推算出T0与S0之间的时间关系。本轮试验无法测量分离连接器插头与插座外壳分离的时刻。飞行试验的级间分离时序测量结果如表4所示。

表4 飞行试验级间分离时序 ms

由表4可知，飞行器的起控时刻为级间分离175 ms时刻，满足设计要求。

对级间分离阶段飞行器的姿态角与1号舵机数据进行分析，评估飞行器的姿态稳定性与起控时间。

将T0作为0时刻，在0～300 ms之间飞行器的俯仰角、滚转角、1号舵机指令角度与反馈角度变化如图7所示。气动干扰流场在火箭飞控计算机驱动整流罩开罩后的10 ms内作用在飞行器机体上，此时刻虽然1号舵机指令角度为0°，但舵面在流场的作用下开始抖动，使1号舵机反馈角度在-0.16°～0.16°之间变化；随后，飞行器与无整流罩火箭组合体的滚转角由0°减小至-1.42°；在与火箭分离后，飞行器的滚转角降至最小值-1.52°，随后逐渐增大至0.91°；俯仰角全程由3.49°逐渐增大至5.28°。

图7 级间分离0～300 ms姿态角与舵机角度

飞行器飞控计算机的起控标志在175 ms(S3)时刻变为起控状态，飞行控制律介入，由于采用比例-微分控制方式，加入了对滚转角与滚转角速度变化趋势的判断，而在175～235 ms之间，飞控控制律认为飞行器姿态稳定，因此1号舵机指令为0°；在235 ms时刻，飞控计算机认为飞行器滚转角即将超过0°，立刻发出1号舵机指令。

以T0作为0时刻，在0～7 s之间，飞行器的俯仰角、滚转角、1号舵机指令角度与反馈角度变化如图8所示。飞行器与火箭分离后，俯仰角在0.145～0.40 s之间由3.73°增大到6.11°，并在1.30 s时刻稳定至3.67°。滚转角在1.60 s时刻减小至-1.52°，随后在0.81 s时刻增大到9.80°，并在5.69 s时刻恢复至稳定值0.19°。