探月飛行器效能評估研究與實踐

傅曉晶,富小薇,趙 陽,宋世民

(北京空間飛行器總體設(shè)計部,北京 100094)

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探月飛行器效能評估研究與實踐

傅曉晶,富小薇,趙 陽,宋世民

(北京空間飛行器總體設(shè)計部,北京 100094)

航天器飛行效能評估是整器級測試驗證以及在軌飛行結(jié)果評價中不可或缺的重要環(huán)節(jié)，針對我國探月三期月地高速再入返回飛行試驗，提出了一種基于任務(wù)剖面的航天器飛行效能評估方案；提取7個任務(wù)剖面、17個約束條件，建立面向月地再入返回過程的指標評估體系；通過定量、定性指標量化計算、權(quán)重系數(shù)層次分析法計算各任務(wù)剖面的能力度量值，解決了系統(tǒng)目標完成能力不易定量描述的難題，實現(xiàn)了對月地轉(zhuǎn)移段、大氣層外自由飛行段、再入段、躍出段等過程自主飛行能力的科學(xué)定量評估，對后續(xù)月球無人采樣返回、火星探測等探測器系統(tǒng)的效能評估具有一定參考意義；該方法已應(yīng)用于月地高速再入返回飛行器系統(tǒng)。

探月飛行器; 任務(wù)剖面; 效能評估

0 引言

我國探月三期開展的月地高速再入返回飛行，具有再入速度高、再入航程長、再入熱環(huán)境惡劣、再入制導(dǎo)控制模式復(fù)雜等特點和難點，上天前必須在地面進行充分的模擬在軌全任務(wù)飛行測試，驗證由多個任務(wù)剖面組成的全周期在軌飛行過程控制策略與飛行邏輯的正確性。為了有效衡量飛行器系統(tǒng)優(yōu)劣，科學(xué)評價模擬飛行結(jié)果，需要建立一套全任務(wù)模擬飛行效能評估方法。

在航天器系統(tǒng)級測試領(lǐng)域，傳統(tǒng)的全任務(wù)模擬飛行數(shù)據(jù)評估主要是對航天器成百上千個遙測參數(shù)，開展橫向比、縱向比和聯(lián)合比，確保測試數(shù)據(jù)判讀的全面性，實現(xiàn)對航天器系統(tǒng)功能、性能的定性評估。這種方法耗時耗力，且無法站在系統(tǒng)級的高度，實現(xiàn)對航天器飛行任務(wù)的完成能力的定量評估?；诖?，本文通過建立系統(tǒng)級基于飛行任務(wù)的指標評價體系和飛行任務(wù)目標完成能力定量評估方法，衡量飛行器完成目標飛行任務(wù)的精確度，實現(xiàn)對月地高速再入返回飛行效能的評估，從而為系統(tǒng)升級優(yōu)化以及任務(wù)能力的提升提供支持[1-2]。

1 效能評估方案設(shè)計

月地高速再入返回飛行效能評估方案流程如圖1所示，通過提取7個飛行剖面、17個約束條件共49個關(guān)鍵參數(shù)，建立系統(tǒng)級基于飛行任務(wù)的指標評價體系；通過定量、定性指標量化計算、權(quán)重系數(shù)層次分析法等計算各約束條件、任務(wù)剖面的能力量化值，解決了飛行器目標完成能力不易定量評估的難題，實現(xiàn)對導(dǎo)航建立段、配平段、再入段、躍出段等過程自主飛行能力的科學(xué)評估。

圖1 月地高速再入返回飛行效能評估流程圖

評估方案設(shè)計如下：

1)讀取遙測信號中的飛行階段標志參數(shù)，通過判讀飛行階段標志參數(shù)的取值，確定該飛行階段標志參數(shù)對應(yīng)的任務(wù)剖面，進而確定對應(yīng)任務(wù)剖面對應(yīng)的開始時間和結(jié)束時間，建立每個任務(wù)剖面的任務(wù)剖面符號F1(t1,t2)～F7(t7,t8)，并依據(jù)各任務(wù)剖面的軌道特性。

2)提取與步驟1)中確定的任務(wù)剖面一一映射的子飛行目標，建立每個子飛行目標的子飛行目標符號N1(t1,t2)～N7(t7,t8)；

3)確定步驟2)得到的每個子飛行目標的約束條件集si；

4)確定步驟3)中每個約束條件sij對應(yīng)的指標集Xij；

5)對步驟4)中確定的指標集中的指標進行分類，若為定量指標，則進入步驟6)，若為定性指標，進入步驟7)；

6)利用預(yù)先給定不同約束條件對應(yīng)的指標集中指標的最大值和最小值，計算每個定量指標的歸一化數(shù)值；

7)利用基準云及相似性比較算法，計算每個定性指標的歸一化數(shù)值；

8)根據(jù)步驟6)和步驟7)中的計算結(jié)果，確定每個約束條件的能力函數(shù)值，所述能力函數(shù)值具體由公式(1)給出：

(1)

式中，pij為約束條件sij的能力函數(shù)值，εk為約束條件sij對應(yīng)的指標集Xij中第k個指標的歸一化數(shù)值，wk為約束條件sij對應(yīng)的指標集Xij中第k個指標的權(quán)重系數(shù)，w1+w2+...+wm=1，m為約束條件sij對應(yīng)的指標集Xij中的指標個數(shù)。其中，權(quán)重系數(shù)利用層次分析法確定[3]。

9)利用層次分析法確定每個子飛行目標約束條件集si中每個約束條件的權(quán)重系數(shù)，利用步驟8)中計算得到的每個約束條件的能力函數(shù)值，確定每個任務(wù)剖面的能力量化值，具體由公式(2)給出：

(2)

10)利用步驟9)中確定每個任務(wù)剖面的能力量化值，計算月地高速再入返回飛行能力量化值，由公式(3)給出：

(3)

2 月地再入返回飛行效能評估

2.1 飛行任務(wù)分析

月地高速再入返回飛行器由服務(wù)艙和返回器兩個航天器組成，試驗任務(wù)是采用地月自由返回軌道，由CZ-3C運載火箭直接發(fā)射入軌，在月地轉(zhuǎn)移段距地球約5 000 km高度分離返回器，返回器以接近第二宇宙速度進入大氣層，經(jīng)跳躍式彈起后被地球捕獲再次進入大氣層，實現(xiàn)長航程飛行，最終在內(nèi)蒙古中部地球安全、精準著陸，配合地面完成搜索和回收。

將月地高速再入返回飛行按照任務(wù)階段進行劃分，依據(jù)軌道特性得到每個任務(wù)剖面的起始時間及任務(wù)目標，見表1。

表1 月地高速再入返回飛行任務(wù)剖面定義

2.2 建立指標評價體系

系統(tǒng)指標評價體系是衡量月地高速再入返回飛行器系統(tǒng)在特定條件下完成規(guī)定任務(wù)程度的尺度，它是飛行品質(zhì)評估得以進行的基準。先從各任務(wù)剖面的子飛行目標出發(fā)，分析每個階段對任務(wù)目標成敗產(chǎn)生影響的約束條件。然后再依據(jù)方案設(shè)計中的指標分配，確定評價約束條件的指標集，最終集合所有任務(wù)剖面的指標集，形成能夠衡量飛行結(jié)果的指標評價體系[4-5]。

2.2.1 提取約束條件

圍繞表1中的每個子飛行目標，提取對任務(wù)目標完成起決定性作用的因素，包括影響安全的、可能導(dǎo)致任務(wù)終止的、造成飛行計劃更改的因素，將其定義為約束條件。si定義為影響子飛行目標Ni(ti,ti+1)成敗的約束條件集。si的提取過程如下所示：

1)N1(t1,t2)->s1：由于月球返回地球的再入走廊具有范圍窄、精度高的難點，若月-地轉(zhuǎn)移過程中最后一次軌道修正精度無法滿足指標要求，導(dǎo)致實際再入角偏大或偏小，就會由于返回器的氣動升力有限不能實現(xiàn)跳躍飛行或者跳出大氣邊界的速度大于環(huán)繞速度無法被地球捕獲。由上分析，提取出s11為月地轉(zhuǎn)移段最后一次軌道修正精度是否滿足預(yù)設(shè)閾值；

2)N2(t2,t3) ->s2：高精度導(dǎo)航基準建立需保證返回器在導(dǎo)航開始時刻初始對準誤差，即位置誤差、速度誤差、姿態(tài)角和角速度誤差滿足指標要求。初始導(dǎo)航誤差主要影響因素包括陀螺隨機漂移、加速度計零位偏差、慣性測量單元在軌安裝矩陣與地面裝訂矩陣偏差，地面測控站測定軌精度，星敏感器-陀螺濾波得到的姿態(tài)初始化精度。由上分析，提取出s21為慣性測量單元初始偏差補償精度是否滿足預(yù)設(shè)閾值，s22為測定軌的定位定速精度是否滿足預(yù)設(shè)閾值，s23為初始姿態(tài)對準精度是否滿足預(yù)設(shè)閾值；

3)N3(t3,t4) ->s3：兩器分離后，返回器在大氣層外主要是維持慣性姿態(tài)飛行。此外，導(dǎo)航和制導(dǎo)能力對本階段任務(wù)成敗無直接影響，是后續(xù)再入大氣后飛行的關(guān)鍵因素。因此，提取s31為姿態(tài)控制精度是否滿足預(yù)設(shè)閾值；

4)N4(t4,t5) ->s4：返回器在飛行高度為120～300 km期間，主動進行俯仰方向的姿態(tài)控制，目標是將攻角調(diào)整至配平攻角附近，為初次進入大氣做好準備。因此，提取s41為攻角控制精度是否滿足預(yù)設(shè)閾值。

5)N5(t5,t6) ->s5：(1)返回器初次進入大氣層后，在氣動升力作用下成功實現(xiàn)躍起，初次再入點位置、速度需滿足約束條件。(2)在再入過程中，姿態(tài)機動是由制導(dǎo)律實時決定，制導(dǎo)算法又是依賴于導(dǎo)航結(jié)果，因此導(dǎo)航精度直接影響落點精度。(3)制導(dǎo)策略是以二次再入點的位置、速度為目標，在動壓、過載、熱流等約束條件下，實時規(guī)劃并調(diào)整初次再入飛行彈道，并在線規(guī)劃出一個可行的傾側(cè)角剖面使得返回器按照此剖面進行傾側(cè)角控制，可以精確到達目標位置。若制導(dǎo)誤差太大，可能造成返回器直接墜入大氣，無法躍出大氣層實現(xiàn)長航程的跳躍式飛行，導(dǎo)致任務(wù)失敗。(4)姿態(tài)控制的主要任務(wù)是依據(jù)制導(dǎo)輸出的傾側(cè)角剖面，進行傾側(cè)角的控制，實現(xiàn)期望阻力加速度的跟蹤，滿足系統(tǒng)制導(dǎo)的要求。由上分析，提取出s51為再入點精度是否滿足預(yù)設(shè)閾值，s52為導(dǎo)航精度是否滿足預(yù)設(shè)閾值，s53為制導(dǎo)精度是否滿足預(yù)設(shè)閾值，s54為姿態(tài)控制精度是否滿足預(yù)設(shè)閾值；

6)N6(t6,t7) ->s6: 返回器經(jīng)過第一次進入大氣層減速后，躍出大氣層時的速度和速度傾角是返回器是否能重新被地球捕獲的最關(guān)鍵因素；此外，返回器在躍出大氣層后要保持姿態(tài)在慣性空間的穩(wěn)定，并進行INS+GPS聯(lián)合導(dǎo)航，確保導(dǎo)航系統(tǒng)精度。由上分析，提取出s61為躍出點精度是否滿足預(yù)設(shè)閾值，s62為姿態(tài)控制精度是否滿足預(yù)設(shè)閾值，s63為導(dǎo)航精度是否滿足預(yù)設(shè)閾值；

7)N7(t7,t8) ->s7: 區(qū)別于初次再入段，二次再入點的速度小于第一宇宙速度，且以10 km開傘點的位置為制導(dǎo)目標。二次再入段能夠精確到達開傘點位置的約束條件與初次再入段類似，提取出s71為二次再入點精度是否滿足預(yù)設(shè)閾值，s72為導(dǎo)航精度是否滿足預(yù)設(shè)閾值、s73為制導(dǎo)精度是否滿足預(yù)設(shè)閾值、s74為姿態(tài)控制精度是否滿足預(yù)設(shè)閾值。

2.2.2 建立指標集

確定2.2.2節(jié)中每個約束條件sij對應(yīng)的指標集Xij，具體如下：

X11={發(fā)動機點火精度、加計測量精度、姿態(tài)控制對軌道擾動、點火期間姿態(tài)穩(wěn)定度}；

X21={陀螺常漂標定殘差、加計零偏標定殘差、IMU安裝誤差標定殘差}；

X22={導(dǎo)航建立初始位置誤差、導(dǎo)航建立初始速度誤差}；

X23={星敏感器測量精度、標定中星敏可用個數(shù)}；

X31={本體系相對于慣性系角度、本體系相對于慣性系角速度}；

X41={攻角}

X51={初次再入點高度、初次再入點維度、初次再入點速度大小、初次再入點速度方向}；

X52={慣性系下三軸位置誤差、慣性系下三軸速度誤差}；

X53={傾側(cè)角曲線特性、彈道高度曲線特性、彈道速度曲線特性、航程曲線特性、航程變化率曲線特性、軸向過載曲線特性}；

X54={傾側(cè)角控制誤差、俯仰角控制誤差、偏航角控制誤差}；

X61={躍出點速度大小、躍出點速度方向}；

X62={本體系相對于慣性系角度、本體系相對于慣性系角速度}；

X63={慣性系下三軸位置誤差、慣性系下三軸速度誤差}；

X71={二次再入點高度、二次再入點緯度、二次再入點速度大小、二次再入點方向}；

X72={慣性系下三軸位置誤差、慣性系下三軸速度誤差}；

X73={傾側(cè)角曲線特性、彈道高度曲線特性、航程曲線特性、航程變化率曲線特性、軸向過載曲線特性}；

X74={傾側(cè)角控制誤差、俯仰角控制誤差、偏航角控制誤差}。

集合上述7個任務(wù)剖面17個關(guān)鍵因素的指標集，形成衡量月地高速再入返回飛行結(jié)果的指標體系，見圖2。

2.3 評估數(shù)據(jù)獲取與處理

評價指標按屬性可分為定量指標和定性指標兩類，2.2節(jié)建立的評價指標集中，X53和X73為定性指標，其余均為定量指標。

將指標集的指標進行分類，若為定量指標，則進入步驟a，若為定性指標，進入步驟b；所述定性指標為指標集X53和X73中的指標，其余指標集中的指標為定量指標。

1)定量指標歸一化處理。首先將定量指標分為三類：I類是評價指標越大越好，II類是評價指標越小越好，III類是評價指標位于[r1,r2]范圍內(nèi)為宜。然后不同的指標類型建立不同的效用函數(shù)，如下：

I類指標的歸一化數(shù)值具體由公式(4)給出：

(4)

II類指標的歸一化數(shù)值具體由公式(5)給出：

(5)

圖2 月地高速再入返回模擬飛行指標評價體系

III類指標的歸一化數(shù)值具體由公式(6)給出：

(6)

式中，其中r1為指標預(yù)設(shè)取值范圍下限值，r2為指標預(yù)設(shè)取值范圍上限值。

2)定性指標歸一化處理。利用基準云及相似性比較算法，計算定性指標的歸一化數(shù)值[6]。

根據(jù)步驟1)和步驟2)中的計算結(jié)果，利用公式(1)確定每個約束條件的能力函數(shù)值。

2.4 任務(wù)剖面能力量化

利用層次分析法確定每個子飛行目標約束條件集si中每個約束條件的權(quán)重系數(shù)，利用2.3節(jié)中計算得到的每個約束條件的能力函數(shù)值，利用公式(2)確定每個任務(wù)剖面的能力量化值。

2.5 月地高速再入返回飛行能力量化

利用2.4節(jié)中確定每個任務(wù)剖面的能力量化值，利用公式(3)計算月地高速再入返回飛行能力量化值。最終計算得到的月地高速再入返回飛行能力量化值的取值范圍為[0～1]，能力量化值越接近1，說明月地高速再入返回飛行器效能越高，反之，能力量化值越接近0，說明月地高速再入返回飛行器效能越低。

3 試驗結(jié)果與分析

運用上述方法對地面某次月地高速再入返回模擬飛行試驗的結(jié)果進行評估，計算其效能模型參數(shù)，其結(jié)果見表2。

結(jié)合表2數(shù)據(jù)，計算本次地面模擬月地再入返回飛行效能值為：

(7)

從計算結(jié)果可知，月地再入返回飛行器在本次地面模擬飛行試驗中，各項關(guān)鍵性能指標均滿足任務(wù)要求，具有較高的飛行效能，能夠?qū)崿F(xiàn)再入速度接近第二宇宙速度的月地高速返回。這與本次地面試驗中實際開傘點偏差量3.06 km，優(yōu)于縱程±30 km，橫程±20 km的開傘點精度指標，以高精度落點

表2 某次地面模擬飛行試驗效能參數(shù)

完成飛行任務(wù)的結(jié)論是一致的，表明評估模型的設(shè)計是合理的，具有較大的參考價值。

4 結(jié)束語

本文提出了一種月地高速再入返回模擬飛行效能評估方法，可以從海量測試數(shù)據(jù)中提取關(guān)鍵指標參數(shù)，并建立一種基于任務(wù)剖面和任務(wù)目標的指標評價體系，通過定量、定性指標量化計算、權(quán)重系數(shù)逐對比較法等計算各約束條件、任務(wù)剖面的能力量化值，解決了飛行器目標完成能力不易定量評估的難題，實現(xiàn)系統(tǒng)評估從定性到定量的升級。

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Research and Practice on Effectiveness Evaluation for Lunar Explorer

Fu Xiaojing,Fu Xiaowei,Zhao Yang,Song Shimin

(Beijing Institute of Spacecraft system Engineering, Beijing 100094,China)

Effectiveness evaluation is an indispensable part in spacecraft integral testing and in-orbit flight. For the first moon-earth high-speed reentry flight, an program of flying qualities evaluation was proposed based on mission section. An evaluation index system for moon-earth high-speed reentry is achieved by extracting 7 mission section, 17 constraints including 49 key parameters. A capability quantitative estimation for mission section is established based on the method of quantifying quantitative & qualitative indicators and confirming coefficient with Analytic Hierarchy Process (AHP). It can be used in the problems with quantitative calculation the ability of the aircraft to achieving targets. The new method is applied to moon-earth high-speed reentry spacecraft.

lunar explorer; mission section; effectiveness evaluation

2016-03-13；

2016-04-25。

傅曉晶(1987-)，女，福建三明人，工程師，主要從事航天器綜合測試方向的研究。

1671-4598(2016)09-0288-04

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2016.09.081

TP3

A