李春,呂智慧,黃偉,沈超
(北京空間機(jī)電研究所,北京,100076)
返回式航天器返回過程的最終階段是安全著陸,這也是這類航天器整個飛行任務(wù)的最終階段。隨著航天返回與著陸技術(shù)的迅速發(fā)展,對航天器回收與著陸技術(shù)的精度要求也越來越高,從而對降落傘系統(tǒng)提出了具有滑翔能力和可操作性的技術(shù)要求。美國Natick試驗室正在研制一種 APADS(Advanced precision airborne delivery systems,先進(jìn)精確空投系統(tǒng))[1-3]。APADS的歸航控制系統(tǒng)稱為GPADS(Guided parafoil air delivery system,自動導(dǎo)航控制單元)。其主要設(shè)備包括:機(jī)載計算機(jī)、軍用GPS接收機(jī)及其它傳感器。其內(nèi)部歸航控制軟件中設(shè)計的歸航控制律可根據(jù)綜合的測量信息發(fā)出控制指令,實現(xiàn)精確空投。北京空間機(jī)電研究所從20世紀(jì)80年代開始先后開展了60 m2可控翼傘及小型可控翼傘歸航控制技術(shù)的研究。早期60 m2可控翼傘控制方式采用簡單的徑向歸航,由機(jī)載自動歸航儀根據(jù)地面信標(biāo)機(jī)發(fā)出的信號方向來確定翼傘的運動方向,從而控制翼傘向目標(biāo)點靠近。地面信標(biāo)機(jī)信號覆蓋范圍較小,且存在盲角,在實際應(yīng)用中有很大的局限性。在2002-2005年,北京空間機(jī)電研究所研制了小型可控翼傘回收系統(tǒng)[4-5],其導(dǎo)航控制采用 GPS自動導(dǎo)航設(shè)備或通過數(shù)傳設(shè)備進(jìn)行地面手動遙控。但該翼傘回收系統(tǒng)的傘衣面積和載荷能力都較小,實際應(yīng)用范圍較窄。在此,本文作者采用雙天線GPS定位定向儀、大力矩直流伺服電機(jī)、甚高頻無線數(shù)傳機(jī)、分段歸航算法控制軟件,研發(fā)了一套 80 m2翼傘可用,有效載荷范圍5~10 kN,著陸精度300 m以內(nèi)的精確歸航翼傘控制系統(tǒng),展現(xiàn)出廣泛的應(yīng)用前景。
精確定點歸航翼傘控制系統(tǒng)由機(jī)載和地面2部分構(gòu)成,其組成結(jié)構(gòu)如圖1和2所示。其中,機(jī)載部分包括歸航控制器、翼傘狀態(tài)信息采集裝置、操縱執(zhí)行裝置、無線傳輸裝置等。地面部分包括地面無線傳輸裝置、地面控制計算機(jī)等。該控制系統(tǒng)設(shè)置有自動引導(dǎo)歸航和人工遙控歸航2種工作方式。在自動歸航方式時,工作人員在地面將預(yù)先選定的目標(biāo)點及風(fēng)場信息置入歸航控制器。在翼傘回收階段,歸航控制器根據(jù)翼傘狀態(tài)信息采集裝置接收到的定位、航向、姿態(tài)等信息依據(jù)歸航控制算法進(jìn)行解算,并向伺服操縱機(jī)構(gòu)輸出控制指令操縱翼傘左右傘繩的收緊和放松,從而使翼傘轉(zhuǎn)向并逼近目標(biāo)點。同時,控制系統(tǒng)還將接收到的翼傘狀態(tài)信息實時轉(zhuǎn)發(fā)到地面,由地面計算機(jī)進(jìn)行顯示和儲存。在人工遙控方式時,地面工作人員通過地面控制計算機(jī)和無線傳輸裝置將遙控指令發(fā)送給歸航控制器,控制系統(tǒng)根據(jù)指令完成翼傘的歸航控制。
圖2 地面設(shè)備組成框圖Fig.2 Frame paragraph of ground equipments
歸航控制器是歸航控制系統(tǒng)的核心部件,由CPU模塊、運動控制模塊、編碼器計數(shù)模塊、電源模塊和固態(tài)盤組成(見圖3)。其結(jié)構(gòu)采用堆棧式連接:模塊之間通過上層的針和下層的孔相互咬合連接,不需要背板和插槽,具有極好的抗震性能。歸航控制器對操縱執(zhí)行裝置的控制方式有以下3種[6-8]:串口命令方式、模擬量電壓方式、高頻脈沖信號方式。串口命令方式為控制器直接輸出串口命令到驅(qū)動器控制電機(jī)的運動,由于串口的數(shù)據(jù)傳輸有時會出現(xiàn)延遲,不適合于對實時性要求很高的系統(tǒng)。模擬量電壓方式為控制器輸出模擬量電壓控制電機(jī)的速度環(huán),編碼器將電機(jī)位置信息反饋給控制器,控制器偵測到電機(jī)即將到位后,再輸出反向電壓驅(qū)動電機(jī)作減速運動直到止動。在這種控制方式下電機(jī)的力矩、速度和位置環(huán)控制需要控制器作復(fù)雜的運算,且誤差大,精度低。高頻脈沖信號方式為控制器輸出兩路信號:一路為高頻脈沖信號,一路為方向信號。脈沖信號的頻率控制電機(jī)的轉(zhuǎn)速,脈沖的個數(shù)控制電機(jī)的轉(zhuǎn)動位置,方向信號控制電機(jī)的轉(zhuǎn)動方向。通過比較編碼器反饋的脈沖數(shù)和控制器發(fā)出的脈沖數(shù)還可以驗證控制的正確性和精確度??梢?,高頻脈沖信號控制方式相比其他2種方式更加簡便精確且實時性更強(qiáng),故本研究所述歸航控制器選用了該方式。
圖3 歸航控制器組成框圖Fig.3 Frame paragraph of navigation & control device
翼傘狀態(tài)信息采集裝置采用雙天線 GPS定位定向儀。其內(nèi)部集成了2個GPS定位處理芯片,通過同時觀測和處理主天線和從天線的GPS載波信號得出2個天線相對位置,進(jìn)而計算出機(jī)體的航向。該定位定向儀內(nèi)部還集合了陀螺儀和傾角傳感器,可靜態(tài)及動態(tài)測量方向和俯仰角度,并在GPS失鎖時提供數(shù)分鐘的方向信息。
操縱執(zhí)行裝置采用大力矩直流伺服電機(jī)。本文可控翼傘所需峰值操縱力約為927 N,峰值轉(zhuǎn)矩約為12 Nm,所需轉(zhuǎn)速小于 300 r/min。所選電機(jī)轉(zhuǎn)速為 300 r/min時,其線性工作區(qū)截至力矩為17 N·m,大于翼傘操縱所需峰值力矩,滿足設(shè)計要求。
系統(tǒng)無線傳輸裝置包括機(jī)載和地面2部分,分別選用廣泛用于GPS RTK(Real-time kinematics,載波相位動態(tài)實時差分)、DGPS(Difference global positioning system,差分全球定位系統(tǒng))中的 UHF(Ultra high frequency,甚高頻)無線數(shù)據(jù)鏈。其支持多種傳輸協(xié)議,傳輸距離30 km以上,無線傳輸速率最高19 200 bit/s,頻率范圍達(dá)410~470 MHz。具有堅固、可靠性高、誤碼率低的特點[9]。
機(jī)載軟件包括安裝在歸航控制器上的落點預(yù)置軟件和歸航控制軟件。歸航控制軟件主要完成以下功能:(1) 接收并下傳翼傘運動狀態(tài)數(shù)據(jù);(2) 根據(jù)歸航控制算法計算出翼傘的關(guān)鍵參數(shù)和操縱量;(3) 接收手動無線控制指令;(4) 輸出操縱執(zhí)行裝置驅(qū)動信號。迄今為止,已經(jīng)發(fā)展的可控翼傘歸航控制算法主要有 3類[10-12]:簡單歸航、最優(yōu)控制歸航和分段歸航。早期的翼傘系統(tǒng)主要采用的是簡單歸航方法:包括有盲角的徑向歸航控制方法、有盲角的比例徑向歸航控制方法、改型錐形歸航控制方法、帶盲區(qū)的非比例控制歸航方法等。簡單歸航方法的不足在于:著陸精度極大程度依賴于初始投放點的位置,而且無法保證逆風(fēng)著陸。需要另外設(shè)置逆風(fēng)著陸控制來保證著陸安全。最優(yōu)控制歸航方法以對目標(biāo)的終點距離偏差最小、所需控制能量最少等為目標(biāo)函數(shù),以給定的初始狀態(tài)和終端狀態(tài)為條件,尋求滿足一定約束條件的最優(yōu)控制量。最優(yōu)控制歸航求解比較困難,而且偏重于理論研究,目前沒有得到實際應(yīng)用。分段歸航通常將整個歸航軌跡分為若干段:每段所要實現(xiàn)的飛行目標(biāo)不同。翼傘系統(tǒng)的氣動力特性不易精確計算,需要一個魯棒性比較強(qiáng)的歸航控制方式,分段歸航簡化了翼傘整個飛行過程的控制流程,且由于翼傘著陸點通常是固定點,其基本運動形式主要是滑翔與轉(zhuǎn)彎,便于分段設(shè)計。因此,歸航控制軟件選用了分段歸航的控制算法:主要分為定向歸航、盤旋削高、逆風(fēng)控制、強(qiáng)制最終著陸4個階段,其控制流程如圖4所示。落點預(yù)置軟件主要功能為將落點地理位置坐標(biāo)和風(fēng)向值等數(shù)據(jù)預(yù)先置入歸航控制器,其流程如圖5所示。
圖4 歸航控制軟件分段歸航控制流程圖Fig.4 Process paragraph of multi-segment control for homing control software
圖5 落點預(yù)置軟件流程圖Fig.5 Process paragraph of landing point pre-setting software
地面軟件包括安裝在地面控制計算機(jī)上的遙控通訊軟件和GPS數(shù)據(jù)處理軟件。遙控通訊軟件主要功能為在手動操縱模式時,無線上傳地面操作人員輸入的手動歸航指令并下載翼傘狀態(tài)信息:包括經(jīng)度、緯度、高度和航向角等,實現(xiàn)實時顯示和存儲。遙控通訊軟件可以采用通用的RS232串口通訊軟件。GPS數(shù)據(jù)處理軟件的主要功能是將接收到的翼傘狀態(tài)數(shù)據(jù)提取出來并轉(zhuǎn)換為易于讀寫和處理的*.txt格式文件。其流程如圖6所示。
圖6 GPS數(shù)據(jù)處理軟件流程圖Fig.6 Process paragraph of GPS data converse software
該精確定點歸航翼傘控制系統(tǒng)研制完成后,對其進(jìn)行軟硬件桌面聯(lián)合測試和帶負(fù)載試驗的驗證。桌面聯(lián)試分為自動歸航和手動歸航2種模式。自動歸航模式測試選取了4個工作階段16種工作模式的翼傘投影點作為輸入。表1所示為在自動歸航模式下的部分測試數(shù)據(jù)和結(jié)果。在手動歸航模式測試中,地面控制計
表1 系統(tǒng)軟硬件桌面聯(lián)合測試部分測試數(shù)據(jù)Table 1 Part testing data of system software and hardware association test
其中:R為翼傘地面投影與預(yù)定著陸點之間的距離;H為翼傘系統(tǒng)高度;β為從翼傘系統(tǒng)地面投影點指向預(yù)定著陸點的角度。δ為航向偏差角(航向角與β的差值);φ為風(fēng)向偏差角(風(fēng)向角與β的差值)。算機(jī)無線發(fā)送了7種手動歸航控制指令:包括左拉操縱量1、右拉操縱量1、左拉操縱量2、右拉操縱量2、雙拉操縱量3、無控(放松傘繩到初始狀態(tài))、退出手動模式。電機(jī)對7種手動遙控指令均響應(yīng)迅速、到位精確。由此可見,控制系統(tǒng)對GPS數(shù)據(jù)的處理和運算、對電機(jī)操縱量的控制結(jié)果均非常理想,達(dá)到了設(shè)計預(yù)期的效果。
負(fù)載試驗采用磁粉制動器作為操縱執(zhí)行機(jī)構(gòu)的負(fù)載。共完成了16個狀態(tài)(包括4種操縱量、每種操縱量分別對應(yīng)4種負(fù)載載荷)的操縱試驗,其部分試驗數(shù)據(jù)見表 2。在負(fù)載試驗中,最大載荷和低載荷情況下電機(jī)的運行時間均與設(shè)計值一致,電機(jī)到位和制動距離精確。試驗還另外進(jìn)行了電機(jī)自鎖驗證,即電機(jī)帶載荷提升一段操縱量后靜止約30 s后再提升另外一段操縱量,電機(jī)的自鎖性能在試驗中表現(xiàn)優(yōu)異,與系統(tǒng)設(shè)計一致。因此,定點歸航翼傘控制系統(tǒng)在上述2種地面大型試驗中均工作正常、性能良好,達(dá)到了設(shè)計要求。
表2 系統(tǒng)負(fù)載試驗部分測試數(shù)據(jù)Table 2 Part testing data of system load test
(1) 精確定點歸航翼傘控制系統(tǒng)提高了控制精確度、可控的傘衣面積及翼傘的載荷能力。該定點歸航翼傘控制系統(tǒng)通過了系統(tǒng)軟硬件聯(lián)試及負(fù)載試驗。
(2) 下一步工作是進(jìn)行空投試驗驗證。該系統(tǒng)研制成功后,可以應(yīng)用于各種物資及人員的定點精確空投領(lǐng)域。
[1] Sim A G, Murray J E, Neufeld D C. Development and flight test of a deployable precision landing system[J]. Journal of Aircraft,1994, 31(5): 1101-1108.
[2] Murray J E, Sim A G, Neufeld D C, et al. Further development and flight test of an autonomous precision landing system using a parafoil[R]. California: Dryden Flight Research Center, 1994:2-10.
[3] Wright R, Benney R, McHugh J. Precision Airdrop System[C]//18th AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference and Seminar. Munich: AIAA, 2005:437-470.
[4] 李哲, 顧正銘. 可控翼傘導(dǎo)航控制系統(tǒng)的設(shè)計[J]. 航天返回與遙感, 2000, 21(2): 1-7.LI Zhe, GU Zheng-ming. Design of navigation control system for parafoil[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2000,21(2): 1-7.
[5] 陳瑞明. 翼傘精確定點著陸歸航方法研究[J]. 航天返回與遙感, 2005, 26(1): 18-23.CHEN Rui-ming. Homing method research of precision landing of parafoil system[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing,2005, 26(1): 18-23.
[6] 李鋒, 齊曉慧, 李玉輝. 無人駕駛動力傘飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計[J]. 兵工自動化, 2008, 27(2): 82-83.LI Feng, QI Xiao-hui, LI Yu-hui. Design of unpiloted powered parafoil flight control system[J]. O.I.Automation, 2008, 27(2):82-83.
[7] 張超, 許化龍. 導(dǎo)彈控制系統(tǒng)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)設(shè)計[J]. 計算機(jī)測量與控制, 2009, 17(10): 2015-2017.ZHANG Chao, XU Hua-long. Design of data acquisition system based on PC/104 bus of missile control system[J]. Computer Measurement & Control, 2009, 17(10): 2015-2017.
[8] 高金生, 高宏洋, 喻壽益. 基于神經(jīng)元的異步電機(jī)直接轉(zhuǎn)矩控制系統(tǒng)速度辨識[J]. 中南大學(xué)學(xué)報: 自然科學(xué)版, 2009,40(5): 1367-1373.GAO Jin-sheng, GAO Hong-yang, YU Shou-yi. Speed identification in direct torque control system of induction motor base on neuron[J]. Journal of Central South University: Science and Technology, 2009, 40(5): 1367-1373.
[9] 陳峰, 桂衛(wèi)華, 王隨平, 等. 深海采礦機(jī)器人遙測遙控系統(tǒng)[J].中南工業(yè)大學(xué)學(xué)報: 自然科學(xué)版, 2003, 34(2): 320-322.CHEN Feng, GUI Wei-hua, WANG Sui-ping, et al. Remote measure and control system of deep-sea mining robot[J]. Journal of Central South University: Science and Technology, 2003,34(2): 320-322.
[10] 熊菁. 翼傘系統(tǒng)動力學(xué)與歸航方案研究[D]. 長沙: 國防科技大學(xué)航天與材料工程學(xué)院, 2005: 17-22.XIONG Qing. Research on the dynamics and homing project of parafoil system[D]. Changsha: National University of Defense Technology. School of Aerospace and Materials Engineering,2005: 17-22.
[11] 蒲志剛, 李良春, 唐波, 等.翼傘系統(tǒng)分段歸航方向控制方法[J]. 四川兵工學(xué)報, 2009, 30(10): 117-119.PU Zhi-gang, LI Liang-chun, TANG Bo, et al. Control method for multiphase homing orientation of parafoil system[J]. Journal of Sichuan Ordnance, 2009, 30(10): 117-119.
[12] 史獻(xiàn)林, 余莉. 翼傘空中回收系統(tǒng)的研究及其進(jìn)展[J]. 航天返回與遙感, 2008, 29(1): 1-10.SHI Xian-lin, YU Li. The study and development of the parafoil mid-air retrieval system[J]. Space craft Recovery & Remote Sensing, 2008, 29(1): 1-10.