［2 ］
六姿控发动机分散布局形式有利于减小滚转方 向的控制力矩， 提高滚转通道的控制平稳性， 但同时 给发动机燃料输送管道的设计带来了一定的困难 。
［5 ］ ， “T ” 为了降低制造难度 型布局应运而生 ， 如图 3
所示。该布局实现了横平竖直集中布局方式 。相对 “分散布局” ， 该布局形式将 3 个发动机集成为一 于 组， 便于制造和安装， 而缺点是滚转通道的控制力矩 平稳性较差。 较大， ， 采用该布局形式的飞行器
随后， 飞行器开始反向运动， 到达 C 点时发动 p， p 的角速 机关机， 角速度变为 － θ 飞行器开始以 － θ
· 47· 石凯宇， 程英容， 张奕群： 姿控发动机布局方式研究 力矩尽量小； 在飞行器进行轨道修正时， 轨控发动机 开机。由于轨控发动机的推力偏心以及飞行器的质 心漂移， 轨控发动机开机时会产生干扰力矩 ， 对飞行 器的姿态造成较大的扰动。此时姿控发动机必须产 生足够大的控制力矩抵消干扰力矩的影响
石凯宇， 程英容， 张奕群
（ 北京电子工程总体研究所， 北京 100854 ）
*
摘要： 大气层外飞行器的姿态控制一般采用姿控发动机的喷气控制 ， 姿控发动机的布局直接影 并从工程实践 响到姿态控制的效果。对国内外飞行器的姿控发动机布局的发展情况进行了综述 ， 的角度出发， 讨论了姿控发动机在布局时需要考虑的一些矛盾因素 。在此基础上， 提出了利用耦合 解决这些矛盾的思路以及姿控发动机布局的 3 条基本原则。仿真结果表明利用耦合改善了姿态控 制效果。 关键词： 大气层外飞行器； 姿控发动机； 布局； 耦合
直到 D 点发动机再次开机， 相轨 度开始惯性飞行， 迹沿着 D→A 运动到 A 点， 完成一个循环。 观察半 个循环 E →A→B →F 阶段， 有 p tf + 2 × 1 a T θ 2 2 简化后， 有
2 p tf + T a = 2 θp ． θ 4
2
姿控发动机布局方案研究
姿控发动机的布局设计， 本质上就是对飞行器
( )
2
= 2 θp ，
式中： t f 为 A→B 段飞行器惯性飞行的时间。
三通道的控制力矩进行设计。设计控制力矩要考虑 其中包括飞行器大角度机动时的快速 的因素很多， 反应能力、 稳态控制精度和平稳性、 对轨控发动机干 对故障的容错能力等， 而这些因素往 扰的抑制能力、 往是彼此对立的。 本节首先分析了稳态控制精度、 平稳性、 机动性 在此基础上， 讨论 以及抗干扰能力之间的定量关系 ， 布局需要考虑的 3 个对立因素， 并提出解决这些矛 盾的方法和设计应该遵循的原则 。 2． 1 控制指标的定量分析 对于典型的姿态控制系统， 常常利用有角度 θ 组成的相平面进行分析研究［8］。在相平 和角速度 θ 在消除了初始姿态偏差后， 飞行器姿态的相轨 面上， 迹最终收敛到一个稳定的极限环上 。图 5 表示了飞 行器某一通道在稳态飞行段无干扰力矩时的极限 ［5 ］ p 为姿态角速度 其中 θ p 为姿态角的最大值； θ 环 ， 的最大值。
（ 2）
关于公式（ 2 ） ， 有如下说明： p 等号左边第一项是稳态控制平稳性的反映， θ 越小， 平稳性越好； 等号左边第二项是机动性的反 a 越大， 映， 机动性越好， 同时 a 也是抗干扰能力的 a 越大， 反映， 表明控制力矩越大， 克服干扰的能力 也就越大； 等号右边是稳态控制精度的反映， θp 越 小， 表示精度越高。 2． 2 布局需要考虑的 3 个对立因素 （ 1 ） 快速性与控制精度之间的矛盾 在飞行器进行大角度机动时， 要求其有足够的 快速反应能力以尽快消除姿态偏差。 因此， 姿控发 动机必须给飞行器提供足够大的控制力矩以产生大 的姿态角加速度 a。 但是在飞行器平稳飞行阶段， 姿态控制的目的是保持姿态稳定， 此时对飞行器的 控制精度成为主要考虑的一个因素 ， 希望 θ p 越小越 好。 a 与 θ p 成正相关关系。 一个 由公式 （ 2 ） 可知， 极端的情况是 t f = 0 时， 此时发动机总是处于频繁 a 与 θ p 成正比。 在其他条件相同的情况 开机状态， 下， 增大 a 会导致 θ p 相应增大， 即提高机动性是以 牺牲控制精度为代价的。 这是一对必须考虑的矛 盾， 解决这一矛盾的一个思路是变推力或者改变发 变推力与变 动机最短开机时间。 其实就冲量而言， 采 最短开机时间是等效的。 当需要大角度机动时， 用较大的发动机推力来产生较大的角加速度 a； 需 要保证稳态控制精度时， 采用较小的发动机推力来 降低 θ p 。 （ 2 ） 控制平稳性与抗干扰能力之间的矛盾 平稳性是飞行器稳态飞行需要考虑的一个重要 一方面可提高导引头对目标的识 因素。平稳性好， 别效果， 另一方面可避免姿控发动机频繁开机而造 p 尽量小。 由公式 成燃料的过度消耗。 这就要求 θ p 与 a 成正比， （ 1 ） 可知， θ 因此 a 要尽量小， 即控制
· 45· 石凯宇， 程英容， 张奕群： 姿控发动机布局方式研究 姿控发动机的数目一般有四、 六、 八等， 安装位置有 集中布局和分散布局 2 种， 安装角度有“横平竖直 ” “倾斜 ” 安装和 安装 2 种。 本节以姿控发动机数目 介绍目前国内外几种有代表性的姿 的演变为主线， 控发动机布局方式。 四姿控发动机布局是实现飞行器三通道可控的 最小发动机布局形式 的大气层外飞行器
Apr． 2012 现代防御技术 Vol． 40 No． 2 MODERN DEFENCE TECHNOLOGY 2012 年 04 月 第 40 卷 第 2 期
导航、 制导与控制
姿控发动机布局方式研究
doi： 10． 3969 / j． issn． 1009086x． 2012． 02． 010
+ + 中图分类号： TJ760. 3 3 ； V439 . 7
文献标志码： A
086X（ 2012 ） 02004406 文章编号： 1009-
Research on Configuration of Attitude Control Thrusters
八姿控发动机布局形式也是目前常用的一种方 案
［6 ］
由于四姿控发动机布局形式的飞行器在抗干扰 能力和平稳性等方面都有不足， 因此， 现在已经停止 研制和使用。 六姿控发动机布局方案也是大气层外飞行器经 常采用的方案。由美国雷声公司研制的一种大气层 外飞行器
［4 ］
。一种轻型外太空飞行器［7］ 所采用的典型八
0
引言
大气层外飞行部分。在大气层外， 行器的姿态控制一般通过安装在其尾部的姿控发动 机的开关动作来实现
［1 ］
1
国内外姿控发动机布局方案研究
姿控发动机的布局设计包括姿控发动机数目的
。 在姿控发动机的布局设
计中， 需要关心的问题包括姿控发动机的数目 、 姿控
图4 Fig. 4
八姿控发动机横平竖直分散布局 Separated horizontal and vertical layout of eightACTs
图2 Fig. 2
六姿控发动机横平竖直分散布局 Separated horizontal and vertical layout of sixACTs
姿控发动机布局如图 4 所示。该布局实际上是在六 “T” 8# 发动 型布局的基础上增加了 7#， 姿控发动机 3 #， 4 #， 6 # 发动机专门控制滚转， 机。如果用 1 #， 而 7#， 8#发动机控制偏航， 2#， 5#发动机控制俯仰， 则可 实现三通道的独立控制， 从而简化姿控发动机的开 这种简化以增加发动机的数 关逻辑的设计。但是， 目为代价。
中最典型的是火箭达因公司研制的供演示和验证用
［3 ］
， 图 1 为该飞行器姿控发动机
它采用了四姿控发动机倾斜布局形式 。 布局后视图，
图3 图1 Fig． 1 四姿控发动机分散倾斜布局
“T” 六姿控发动机布局 型布局
Fig. 3 “T”style layout of sixACTs
Separated and tilted layout of fourACTs
以上介绍了国内外几种典型的发动机布局方 案。当然， 还存在其他多种姿控发动机布局方案 。
2012 年第 40 卷第 2 期 · 46· 现代防御技术
在姿控发动机布局设计中， 应该考虑哪些因素？ 如 何评价布局的优劣？ 本文在工程实践的基础上， 提 下一节将进行详细阐述。 出了 3 个对立因素，
图5 Fig. 5
无干扰力矩的极限环
Limit cycle without disturbance torques
在 A→B 阶段， 飞行器在发动机关机的状态下 以最大角速度 θ p 惯性飞行， 姿态角 θ 不断增大， 当 开始减 到达 B 点时， 发动机开机， 飞行器角速度 θ 小， 但姿态角 θ 继续增大。 到达 F 点时， 角速度为 0， 而姿态角达到最大 θ p 。 假设发动机开机时飞行 器的角加速度为 a， 发动机开机时间为 T， 不难得到 如下结果： p = 1 aT． θ 2 （ 1）
SHI Kaiyu，CHENG Yingrong，ZHANG Yiqun
（ Beijing Institute of Electronic System Engineering， Beijing 100854 ， China）
Abstract： The attitude control of the exoatmosphere vehicle is usually carried out by the attitude control thrusters （ ACT） ． And the configuration of ACT has great influence on the control effect． A summary of the development of the research on ACT is given． Some contradictory factors while designing ACT configuration is discussed in the view of engineering practice． Then，an idea of using coupling to solve the problem is put forward and three basic principles of ACT configuration are presented． Simulation result indicates that the ACT effect is improved by using coupling． Key words： exoatmosphere vehicle； attitude control engine （ attitude control thrusters ） ； configuration； coupling 发动机的安装位置以及安装角度 。由于布局方式对 姿态控制的控制效果和控制成本有着直接的影响 ， 对其研究具有很大的工程应用价值 。