基于拔銷器鎖定的飛行器氣動控制面解鎖控制方法

姚 旺，趙曉寧，周國峰，孫 崢，雷 豹

(中國運載火箭技術研究院， 北京 100076)

1 引言

大氣層內飛行器一般具有多個可轉動的氣動控制面，根據氣動布局的不同可以是舵面或翼面，用于提供氣動控制力及控制力矩。根據工作時序的設計，飛行器飛行過程中的某些時段內，這些氣動控制面需要保持固定轉角，其余時段則需要進行轉角的動態控制。因此，在舵面或翼面保持固定轉角的飛行時段，需要設計專門的鎖定機構實現對氣動控制面的鎖定，并根據需要在特定的時間點進行解鎖，隨后即可對舵面或翼面轉角實施控制[1-3]?？煽康逆i定與解鎖技術是保證飛行控制品質的前提，尤其是隨著變形飛行器等新概念飛行控制技術的發展，使得飛行器舵面或翼面的鎖定與解鎖技術在飛控系統中更為關鍵[4-7]，很有必要對其相關的工作機制開展理論和試驗研究。

當前，飛行器舵面或翼面的鎖定主要采用舵面或翼面鎖定和伺服機構鎖定2種方式。舵面或翼面鎖定一般采用機械式的拔銷器鎖定方案，在鎖定時利用拔銷器的鎖銷約束舵面或翼面，在解鎖時解除銷軸對舵面或翼面的約束，即可使得舵面或翼面自由擺動；伺服機構鎖定方式通過在伺服系統內部設計電機鎖，通過電控手段鎖定伺服作動器內部的電機，使得電機不能轉動，進而實現舵面或翼面的鎖定。以上2種鎖定方式均可以實現飛行器舵面或翼面的可靠鎖定，相比之下伺服機構鎖定方式需要在伺服系統內部設計電機鎖，一方面會增大伺服系統體積，不利于在空間約束強的小型飛行器中使用；另一方面，其鎖定的可靠性低于機械式的拔銷器銷軸鎖定方案，易出現不可靠鎖定的問題[8-12]。因此，本文主要研究機械式拔銷器鎖定方案。

傳統的機械式拔銷器解鎖方法為保證可靠性，通常一路舵面或翼面需要兩路時序資源，且拔銷器銷軸縮回的過程中易出現與舵面或翼面卡滯的問題，同時在判斷解鎖狀態時一般需要增加額外的硬件資源(例如行程開關等)。針對以上問題，本文從以下幾個方面開展研究工作：① 提出了一種基于關鍵時間點的氣動控制面鎖定狀態查詢方法，用于實現鎖定狀態的可靠查詢與獲??；② 設計了一種拔銷器驅動線路綜合冗余設計方案，利用少量的驅動資源實現飛行器多路舵面或翼面的可靠解鎖；③ 通過設計銷器解鎖時刻與舵面或翼面受控時刻的精確配合時序，有效防止解鎖過程中出現銷軸卡滯；④ 提出了一種簡易的解鎖狀態判定方法，不依托額外的硬件資源實現了飛行器舵面或翼面解鎖狀態的可靠判定。最后，通過地面原理性試驗驗證了方法的正確性。

2 機械式拔銷器鎖定方案

基于機械式拔銷器的飛行器舵面或翼面鎖定原理如圖1所示。在鎖定狀態，通過將拔銷器的銷軸插入至舵面或翼面的銷孔中，利用銷軸實現對舵面或翼面的約束；解鎖時，為拔銷器設計電氣驅動信號，拔銷器中的換能元將電能轉化為熱能，引燃始發裝藥，經過輸出裝藥能量放大，最終產生高溫高壓氣體進入拔銷器的容腔內，推動銷軸剪斷止動銷的限制，克服加載在銷軸上的載荷，使銷軸回縮。銷軸在回縮規定距離后，由止退結構鎖定，實現解除鎖定過程不可逆。拔銷器銷軸縮回后，舵面或翼面的約束解除，可以受控進行自由轉動。

圖1 舵面或翼面鎖定原理示意圖Fig.1 Principle of rudder or wing locking

3 舵面或翼面解鎖控制方法

3.1 舵面或翼面鎖定狀態查詢

為防止飛行器鎖定的舵面或翼面意外解鎖帶來危害，在飛行器發射前或舵面或翼面解鎖前，一般需要監測舵面或翼面的鎖定狀態。實時查詢舵面或翼面鎖定狀態將帶來極大的系統資源消耗，同時可能帶來誤判舵面或翼面解鎖的風險。為此，本文設計了一種舵面或翼面鎖定狀態的查詢方法，其查詢流程如圖2所示。在飛行器飛行程序中選取多個關鍵時間點，在這些時間點上進行鎖定狀態查詢。關鍵時間點的選取需要結合飛行器舵面和翼面解鎖前的飛行程序，至少應包含上電自檢時刻和解鎖前時刻，以確保飛行器上電時刻和解鎖前時刻舵面和翼面處于鎖定狀態，其余關鍵時間點可根據具體飛行程序選取，一般結合飛行器其余動作一并開展(例如初始對準等)，時間間隔不宜過于密集，避免增加額外的誤判風險。

圖2 舵面或翼面鎖定狀態查詢流程示意圖Fig.2 Inquiry process of rudder or wing locking status

在特定的時間點進行舵面或翼面鎖定狀態查詢時，一般基于當前舵面或翼面的擺角進行判定。由于舵面或翼面下緣開孔與拔銷器銷軸之間存在間隙，因此鎖定狀態的舵面或翼面仍會存在小角度的擺角。假設舵面或翼面在鎖定狀態的極限擺角為θ，考慮到舵面或翼面轉角位置的采樣誤差，判斷舵面或翼面鎖定的判據需要設計為θ+Δθ(根據經驗Δθ一般取值在0.5°～2°之間)。

綜上所述，在飛行器上電時刻、關鍵節點、舵面或翼面解鎖前等時刻，可以連續多次獲取舵面或翼面當前的擺角，若全部舵面或翼面的當前擺角θ0均未超過θ+Δθ，則判定舵面或翼面處于可靠鎖定狀態；若某次θ0超過θ+Δθ，則判定為舵面或翼面未正常鎖定，轉為執行相應的安全性設計措施。

3.2 拔銷器驅動線路設計

為保證飛行器舵面或翼面的可靠解鎖，拔銷器需要設計為雙路冗余電流驅動控制，只需任意一路驅動線路有效，拔銷器的銷軸即可實現可靠縮回與鎖定。在飛行器實際應用中，存在多路舵面或翼面同時鎖定與解鎖的情況，若為每路舵面或翼面解鎖均設計兩路冗余的驅動時序，將消耗極多的系統時序驅動資源，為系統設計帶來較大的負擔，因此本文設計了一種綜合冗余的設計方法。

假定在某特定的應用場景下，需要同時解鎖四路舵面或翼面，一種綜合線路冗余設計方法的基本原理見圖3。采用“一驅四”的驅動方式，驅動線路1同時驅動四路拔銷器的火工品1，驅動線路2同時驅動四路拔銷器的火工品2，每只拔銷器中任一路火工品可靠起爆即可實現拔銷器銷軸的縮回，因此實現了在僅使用兩路驅動時序的情況下，對四只舵面或翼面的可靠解鎖控制。

圖3 多路舵面或翼面解鎖綜合冗余驅動方法的基本原理框圖Fig.3 Integrated redundant driving method for unlocking multi-channel rudder or wing

為了匹配拔銷器火工品起爆所需要的驅動電流，需要在每條驅動線路上設計合適的限流電阻，限流電阻阻值的選取方法為：假定拔銷器內部單路火工品阻值為R1，使單路火工品可靠起爆的驅動電流為I1，驅動線路的供電電壓為U1，則限流電阻R限的計算方法為：

R限=4×U1/I1-R1/4

(1)

3.3 舵面或翼面解鎖時序

解鎖時序是飛行器動舵面或翼面解鎖設計的核心程序，若解鎖時序設計不合理，極易出現解鎖過程中拔銷器與舵面或翼面邊緣卡滯等現象，可能導致拔銷器銷軸不能可靠縮回，影響舵面或翼面正常解鎖。舵面或翼面解鎖時序包含3個關鍵環節，分別為驅動舵面或翼面運動的動力電池激活、發出拔銷器驅動時序、舵面或翼面受控回零，具體說明如下：

1) 舵面或翼面解鎖前，由于不對舵面或翼面進行控制，因此為舵面或翼面運動提供能源的動力電池處于未激活狀態；舵面或翼面解鎖后，飛行器需要進行舵面或翼面的閉環控制，解鎖后動力電池必須激活，并持續輸出動力供電；

2) 拔銷器驅動時序輸出用于驅動拔銷器內部的火工品可靠起爆，驅動時序持續時間需要大于火工品可靠發火時間，并留有一定余量；

3) 舵面或翼面受控回零指的是在拔銷器的銷軸可靠縮回后，舵面或翼面在控制指令的驅動下保持在電氣零位。

一種典型的舵面或翼面解鎖控制時序見圖4，舵面或翼面解鎖時序以發出動力電池激活時序時刻作為T0，動力電池激活時序持續0.2 s，之后開始判斷電池建壓結果(連續多次采集動力電池電壓，滿足動力電池建壓正常判據即認為電池建壓正常)，在2 s內判定電池建壓正常后，發出拔銷器驅動時序，持續0.1 s，大約3 ms后拔銷器銷軸可靠縮回并鎖定，從發出拔銷器驅動時序開始0.02 s后，舵面或翼面伺服驅動器中的功率模塊上電，此時舵面或翼面受控回零，0.08 s后，舵面或翼面按控制指令開始閉環運動。

圖4 舵面或翼面解鎖時序示意圖Fig.4 Unlocking sequence of rudder or wing

舵面或翼面解鎖時序設計的核心思想是“先解鎖，后回零”，按照該時序設計，拔銷器銷軸在縮回過程中僅需要克服舵面或翼面與拔銷器銷軸的接觸摩擦力，不會受到舵面或翼面伺服額外的控制力作用；若采用“先回零，后解鎖”的方式，由于伺服回零存在精度偏差，可能出現伺服回零時與拔銷器銷軸卡滯現象，導致伺服電機堵轉，影響后續的拔銷器可靠縮回。

3.4 舵面或翼面解鎖狀態判定

飛行器對于舵面或翼面解鎖狀態的判定至關重要，往往作為是否正常執行后續飛行程序的前提。舵面或翼面解鎖狀態可以通過采集每路拔銷器的工作狀態獲取，但是該種方式需要拔銷器內部設計額外的狀態反饋線路，一方面增加了拔銷器的設計難度，同時該方式僅表征拔銷器的工作狀態，未反映舵面或翼面最終是否可靠解鎖的狀態?；诖?，提出了一種簡易的小幅度擺動舵面或翼面，閉環比對舵面或翼面控制指令及角度反饋的方法，判定舵面或翼面是否正常解鎖，具體流程如下：

1) 向每路舵面或翼面發送運動至α的指令；

2) 連續采集舵面或翼面實際角度反饋，若連續多個反饋周期判定舵機處于α±Δα，則判定舵面或翼面運動到位，否則判定解鎖失??；

3) 向每路舵面或翼面發送歸零指令，若連續多個反饋周期判定舵機處于0±Δα，則判定舵面或翼面解鎖成功，可以執行后續飛行程序，否則判定解鎖失敗，轉為既定的安全性設計措施。

在設計舵面或翼面擺動角度α時需要考慮舵面或翼面動作產生的控制力矩在飛行器的承受范圍內，一般不超過2°；Δα的選取需要考慮舵面和翼面的控制精度，一般不超過0.5°。

4 試驗

對于一種需要同時解鎖四路舵面或翼面的典型應用場景，按照圖2中舵面或翼面解鎖時序開展地面原理性驗證試驗。

利用28 V供電信號驅動拔銷器，限流電阻按照式(1)經計算為2.4 Ω，拔銷器內部火工品實測電阻、計算發火電流如表1所示，其中計算得到的拔銷器中每路火工品橋絲電阻的計算電流均在有效發火電流范圍內，實際驅動持續時間為100 ms，監測結果見圖5所示，驅動完成后檢查4只拔銷器，銷軸全部可靠縮回。

表1 拔銷器火工品實測值與計算電流范圍

圖5 拔銷器解鎖時序監測結果界面Fig.5 Unlocking sequence monitoring of pin puller

動力電池激活與拔銷器解鎖時序發出監測情況見圖6所示，可以看出發出動力電池激活時序后約0.8 s，動力電池建壓正常，之后正常發出了拔銷器解鎖時序。

圖6 動力電池激活與拔銷器解鎖時序監測曲線Fig.6 Timing monitoring of power battery activation and pin puller unlocking

拔銷器正常解鎖后，控制舵面或翼面進行小角度擺動，進而判斷舵面或翼面是否正常解鎖，舵面或翼面實際監測情況見圖7(僅展示1號舵)，由圖7可知四路舵面或翼面均正常受控擺動至2°，然后快速回零，由此判定四路舵面或翼面均正常解鎖，系統正常執行試驗程序，表明文中的解鎖控制方法正確。

圖7 舵面1解鎖后擺動曲線Fig.7 Swing of rudder 1 after unlocking

5 結論

本文首先討論了一種基于拔銷器實現飛行器舵面或翼面鎖定的應用場景，基于此提出了一種可控舵面或翼面解鎖控制方法，包含基于關鍵時間點的舵面或翼面鎖定狀態查詢、綜合冗余拔銷器驅動線路設計、可靠舵面或翼面解鎖時序設計與簡易舵面或翼面解鎖狀態判定方法，通過開展四路舵面或翼面解鎖的地面原理性試驗，證明了設計方法的正確性與可行性。本文提出的舵面或翼面解鎖控制方法具有一定的通用性，可以用于指導開展飛行器可控舵面或翼面、折疊舵面或翼面鎖定與解鎖方案設計。