李學(xué)鋒

(北京航天自動控制研究所，北京 100854)

0 概述

運載火箭是發(fā)展空間技術(shù)、開發(fā)空間資源、確?？臻g安全的基礎(chǔ)，是航天運輸系統(tǒng)的主要組成部分，是牽動航天產(chǎn)業(yè)發(fā)展的龍頭[1]。在我國從航天大國向航天強國邁進的過程中，運載火箭科技水平的提升對空間經(jīng)濟開發(fā)能力、工程技術(shù)綜合實力、我國在國際社會上的政治影響力等方面有著重要的戰(zhàn)略意義。運載火箭的控制系統(tǒng)是導(dǎo)航、制導(dǎo)、姿態(tài)控制、系統(tǒng)綜合等各部分的總稱，是運載火箭的大腦和神經(jīng)中樞[2]?？梢哉f控制系統(tǒng)的技術(shù)水平直接決定了發(fā)射任務(wù)是否成功, 同時也對運載能力是否得到最大限度的發(fā)揮有著至關(guān)重要的作用。

從目前現(xiàn)狀來看，我們的控制體制依靠系統(tǒng)的冗余容錯、姿控系統(tǒng)的幅值和相位裕度來包容全箭出現(xiàn)故障引起的小偏差問題，其控制方法成熟可靠，能滿足現(xiàn)有任務(wù)要求。在小偏差范圍內(nèi)具有一定的穩(wěn)定性，可以保證有效載荷順利入軌。但在全箭飛行過程中出現(xiàn)較大故障時，不能更好地適應(yīng)。本文在總結(jié)目前國內(nèi)外先進控制技術(shù)基礎(chǔ)上，結(jié)合幾次飛行試驗暴露出的問題，提出多項改進技術(shù)，著力打造可靠性更高、面對故障適應(yīng)性更強的新型火箭智慧控制系統(tǒng)。

1 國內(nèi)外先進運載火箭控制系統(tǒng)發(fā)展現(xiàn)狀

本節(jié)介紹國內(nèi)外最新型運載火箭控制系統(tǒng)的技術(shù)特點。其中包括美國正在研究的空間發(fā)射系統(tǒng)(SLS)和Space X的可重復(fù)使用運載火箭Falcon 9，這兩種型號代表了運載火箭控制系統(tǒng)最先進的技術(shù)和設(shè)計理念。國內(nèi)運載火箭主要介紹新一代運載火箭CZ-5控制系統(tǒng)的技術(shù)特點和創(chuàng)新實踐。通過對比找出我國運載火箭控制系統(tǒng)的技術(shù)差距和亟待解決的問題。

1.1 國內(nèi)運載火箭制導(dǎo)/導(dǎo)航/控制(GNC)系統(tǒng)特點分析

CZ-5代表了我國運載火箭控制系統(tǒng)的先進水平。具體技術(shù)為：

1)在制導(dǎo)技術(shù)方面，將攝動制導(dǎo)與迭代制導(dǎo)相結(jié)合，在助推級及一級采用攝動制導(dǎo)，跟蹤標(biāo)準(zhǔn)彈道飛行，以保證分離時殘骸的落點精度，二級采用攝動加迭代制導(dǎo)方法能夠提高入軌精度。制導(dǎo)系統(tǒng)采用3套六表慣組的冗余重構(gòu)設(shè)計方案，可實現(xiàn)慣組級及單表級狀態(tài)觀測器的重構(gòu)，提高導(dǎo)航信息源的可靠性。

2)姿控系統(tǒng)使用小偏差設(shè)計方法，對箭體參數(shù)采用系數(shù)時間凍結(jié)法進行PID頻域設(shè)計。在小偏差范圍內(nèi)，具有較好的幅值與相位穩(wěn)定裕度。通過速率陀螺和捷聯(lián)加表的冗余重構(gòu)，在一度故障下，控制系統(tǒng)仍然能夠穩(wěn)定。

3)采用了基于1553B數(shù)據(jù)總線的單機三冗余和總線AB通道雙冗余的總體方案，這種數(shù)字化網(wǎng)絡(luò)構(gòu)架可完成基于總線的分布式實時控制，基于高實時性的數(shù)據(jù)規(guī)劃和調(diào)度分配技術(shù)，基于1553B總線的箭測技術(shù)和綜合測試技術(shù)等，實現(xiàn)了控制系統(tǒng)數(shù)字化，箭上單機及時序控制均采用三取二表決機制來消除單點失效。

根據(jù)其芯級5米直徑結(jié)構(gòu)和多類型發(fā)動機的特點，長征五號控制系統(tǒng)首創(chuàng)了大型運載火箭液氧煤油發(fā)動機和氫氧發(fā)動機聯(lián)合搖擺控制理論和技術(shù)體系，大型運載火箭實時卸載、主動導(dǎo)引和預(yù)測關(guān)機復(fù)合控制技術(shù)，助推器多點支撐起飛主動抗漂移控制技術(shù)，大型液體運載火箭液氧煤油及氫氧三型大推力發(fā)動機精準(zhǔn)關(guān)機控制技術(shù)等。

1.2 國外運載火箭GNC技術(shù)分析

空間發(fā)射系統(tǒng)SLS是NASA 未來深空探索計劃的基礎(chǔ)。作為美國載人航天領(lǐng)域的重頭戲，SLS 項目正在按計劃穩(wěn)步推進。根據(jù)目前披露出的文獻可知，SLS 繼承了大量 Ares V 火箭的研究成果，電子系統(tǒng)采用三冗余總線+三冗余箭機方案，同時包含故障診斷系統(tǒng)，在此基礎(chǔ)上開展信息綜合管理設(shè)計，實現(xiàn)系統(tǒng)級的故障診斷和重構(gòu)。SLS 繼承了航天飛機的制導(dǎo)方法PEG(Powered Explicit Guidance)，PEG是一種閉環(huán)最優(yōu)制導(dǎo)算法。在正常發(fā)射條件下，首先采用開環(huán)制導(dǎo)，助推分離后采用PEG制導(dǎo)[3]，并開展了推進系統(tǒng)非災(zāi)難故障的制導(dǎo)研究，載貨任務(wù)中采用燃料耗盡的極限制導(dǎo)策略，盡力保證載荷進入軌道；載人任務(wù)則采用安全第一的制導(dǎo)策略，利用剩余推進能力進入適當(dāng)?shù)陌踩壍?。針對?fù)雜飛行器的高可靠穩(wěn)定性和高飛行性能需求，SLS采用AAC(Adaptive Augmenting Control)控制算法，根據(jù)控制品質(zhì)在線調(diào)整增益，擴展了SLS火箭對典型故障和飛行異常的適應(yīng)性[4]。

Space X的一級可回收火箭Falcon 9 基于先進設(shè)計理念，相比一次使用火箭復(fù)雜很多，不僅增加了額外的導(dǎo)航設(shè)備，同時也增加了控制手段。具備動力重構(gòu)技術(shù)，一級9臺發(fā)動機的動力冗余架構(gòu)保證了任何1臺發(fā)動機故障都不影響發(fā)射任務(wù)，飛行90s后，可容忍2臺發(fā)動機故障?；鸺茖?dǎo)系統(tǒng)需要根據(jù)目標(biāo)點所要求的速度大小、位置精度和姿態(tài)誤差范圍等多約束，實時在線給出精確的飛行控制指令；同時，由于一子級箭體返回垂直著陸所要求的終端強約束條件，導(dǎo)航系統(tǒng)也需要解決其精確導(dǎo)航問題?？傮w來說技術(shù)特點可以概括為：1)高精度絕對+相對組合導(dǎo)航技術(shù)； 2)多約束組合制導(dǎo)技術(shù)；3)大姿態(tài)機動直氣復(fù)合(直接力+氣動力復(fù)合)控制技術(shù)； 4)動力冗余及推進劑管理技術(shù)[5]。

表1總結(jié)了國內(nèi)外3款火箭的具體控制技術(shù)，經(jīng)比對可知，在出現(xiàn)非災(zāi)難故障時，國外先進火箭具有全箭級的信息綜合管理系統(tǒng),具有應(yīng)對非災(zāi)難故障的應(yīng)急制導(dǎo)模式及策略，具有在線調(diào)整增益的自適應(yīng)控制方法，具有動力冗余及推進劑管理技術(shù)，提升了火箭對飛行中全箭級故障的自主適應(yīng)能力，具有較高的飛行可靠性。

表1 國內(nèi)外運載火箭控制技術(shù)對比Tab.1 Comparison of GNC system at home and abroad

2 新型控制系統(tǒng)技術(shù)展望

根據(jù)國內(nèi)外火箭先進控制技術(shù)的對比，以及我國連續(xù)幾發(fā)運載火箭發(fā)射失利情況，我們反思現(xiàn)有控制系統(tǒng)技術(shù)水平的不足，有必要站在全箭的高度，去規(guī)劃控制系統(tǒng)的方法和策略。建立全箭信息綜合管理系統(tǒng)，對全箭的故障進行診斷、隔離及重構(gòu)。在具有一定約束和能力條件下，讓制導(dǎo)系統(tǒng)進行離線或在線軌道規(guī)劃和時序規(guī)劃。采用全程四元數(shù)姿態(tài)控制方法，在箭體姿態(tài)發(fā)散或姿態(tài)偏差較大情況下，用最短路徑控制火箭，使火箭具有姿控自適應(yīng)功能，將姿控燃料消耗減到最小。此技術(shù)已經(jīng)在我國上面級控制系統(tǒng)中得到應(yīng)用，解決了大姿態(tài)調(diào)姿和多次姿態(tài)穿越時的控制問題，具備推廣應(yīng)用條件。采用箭體姿態(tài)主動激勵技術(shù)，對故障噴管進行在線辨識和定位，并進行隔離和重構(gòu)。充分利用現(xiàn)有的箭上高可靠的硬件條件和系統(tǒng)多樣性的狀態(tài)觀測器，系統(tǒng)設(shè)計火箭的控制策略，使得我國新一代運載火箭具有更高、更好、更智慧的全箭故障情況下自適應(yīng)控制的能力。

2.1 全箭信息綜合利用管理技術(shù)

控制系統(tǒng)采用1553B數(shù)字總線以及單機數(shù)字化，為全箭信息綜合管理創(chuàng)造了良好的條件，可以利用飛控計算機的處理能力，對控制系統(tǒng)和測量系統(tǒng)進行數(shù)據(jù)融合，如將各臺發(fā)動機及控制系統(tǒng)的飛行工作狀態(tài)數(shù)據(jù)引入全箭信息管理系統(tǒng)，可以在動力故障情況下進行故障辨識和定位，為軌道重規(guī)劃提供依據(jù)。在飛行過程中對發(fā)動機燃料進行不斷監(jiān)視，結(jié)合發(fā)動機燃料利用系統(tǒng)實際調(diào)節(jié)情況，對燃料剩余情況進行實時預(yù)測，對調(diào)節(jié)策略采用自適應(yīng)控制，最大程度地提高系統(tǒng)的適應(yīng)能力。實現(xiàn)全箭信息交互和健康管理，提升火箭飛行可靠性。

2.2 基于四元數(shù)和在線辨識的姿態(tài)控制技術(shù)

2.2.1 全程四元數(shù)控制技術(shù)

針對箭體姿態(tài)采用全程四元數(shù)控制。目前火箭姿態(tài)角解算均采用三通道歐拉角方式，使用歐拉角描述存在姿態(tài)角奇異的情況，對姿態(tài)角范圍有限制。四元數(shù)控制技術(shù)對姿態(tài)描述能力強，無歐拉角解算奇異[6]。利用姿態(tài)四元數(shù)與程序四元數(shù)，可計算出箭體系姿態(tài)角偏差，此角偏差按照空間姿態(tài)最短路徑方式計算，不存在更大角度控制模式。四元數(shù)偏差實時在線控制過程為：1)確定姿態(tài)四元數(shù)和程序四元數(shù)；2)計算姿態(tài)四元數(shù)和程序四元數(shù)之間的空間轉(zhuǎn)角；3)計算三通道箭體系角偏差，并經(jīng)過校正網(wǎng)絡(luò)計算，輸出控制指令?；诖似钸M行姿態(tài)控制規(guī)律計算，不會出現(xiàn)姿態(tài)角穿越問題，也不會出現(xiàn)“轉(zhuǎn)幾圈回幾圈”問題，該控制方式可有效解決大姿態(tài)控制問題，同時提高了姿態(tài)控制設(shè)計任務(wù)適應(yīng)性。

2.2.2 姿控噴管極性的在線自主辨識與重構(gòu)技術(shù)

控制系統(tǒng)極性直接決定了火箭姿態(tài)能否穩(wěn)定，噴管的極性錯誤無法通過冗余容錯策略來包容。因此，根據(jù)火箭滑行段飛行動力學(xué)特性，可采取姿控噴管在線自主辨識重構(gòu)技術(shù)。當(dāng)箭體姿態(tài)偏離理論值達到一定程度時，啟動故障在線自主辨識模式。暫停故障通道的姿態(tài)控制，對本通道每臺姿控噴管依次主動實施激勵，比較施加激勵前后的箭體角速度信息，在線辨識姿控噴管極性，按照辨識結(jié)果對控制指令重新進行分配，解決姿控噴管極性故障引起的火箭姿態(tài)發(fā)散問題，以運載火箭姿控噴管極性故障模式為例，其仿真驗證結(jié)果如圖1、圖2所示。

從仿真結(jié)果可以看出，故障識別與重構(gòu)技術(shù)有效解決了姿控噴管極性錯誤引起的姿態(tài)發(fā)散問題。同時，此方法也可以解決部分故障噴管隔離重構(gòu)問題。

2.3 制導(dǎo)技術(shù)

對于箭體動力出現(xiàn)故障的情況，根據(jù)全箭信息綜合管理系統(tǒng)，確定故障模式，分析火箭剩余飛行能力，以當(dāng)前的飛行狀態(tài)判斷是否開展軌道重規(guī)劃工作，并生成相應(yīng)的制導(dǎo)策略和控制諸元。以判斷軌道傾角及遠地點高度偏差為例，如圖3所示。

在圖3中，根據(jù)火箭入軌參數(shù)，彈道重規(guī)劃可劃分為A、B、C、D四個區(qū)域。

A區(qū)域內(nèi)：在總體偏差范圍內(nèi)，無需開展軌道重規(guī)劃工作，載荷能進入目標(biāo)軌道。B區(qū)域內(nèi)：超出總體給定的偏差，通過軌道重規(guī)劃，載荷能進入目標(biāo)軌道。

C區(qū)域內(nèi)：超出總體給定的偏差，載荷不能進入目標(biāo)軌道，通過軌道重規(guī)劃，載荷能進入次優(yōu)軌道或備用安全軌道。

D區(qū)域內(nèi)：遠地點高度偏差太大，即使通過軌道重規(guī)劃，載荷也不能進入軌道。

2.3.1 故障條件下的軌道規(guī)劃制導(dǎo)控制技術(shù)

在一定約束和剩余能力的條件下，適應(yīng)非災(zāi)難性的制導(dǎo)模式與策略，可以有兩條技術(shù)途徑，即采用離線和在線兩種方式。離線要提前考慮不同的故障模式對應(yīng)的剩余飛行和控制能力，設(shè)計不同的最優(yōu)停泊和備用軌道，依據(jù)全箭信息綜合利用與管理系統(tǒng)的故障定位與評級，結(jié)合當(dāng)前的飛行狀態(tài)及故障模式，按照火箭的飛行能力和飛行約束情況，切換到與當(dāng)前能力最為匹配的目標(biāo)軌道，選用不同的制導(dǎo)和姿控策略，實現(xiàn)具體的飛行任務(wù)，如圖4所示。

在線規(guī)劃方式需要依據(jù)全箭信息綜合利用與管理系統(tǒng)的故障定位與評級，實時在線評估運載火箭的剩余入軌能力、控制能力。采用最優(yōu)在線軌道規(guī)劃控制技術(shù)實現(xiàn)自主、快速規(guī)劃，動態(tài)處理飛行過程約束，并對部分約束條件進行松弛處理，保證可以在線規(guī)劃問題有解并收斂，實現(xiàn)燃料消耗最少或時間最短的最優(yōu)問題在線求解。具體實現(xiàn)方式如圖5所示。

2.3.2 時序自主規(guī)劃技術(shù)采用姿控噴管在線自主辨識重構(gòu)技術(shù)

時序規(guī)劃技術(shù)既有規(guī)劃問題的特點又有調(diào)度問題的特點，根據(jù)軌道離線和在線規(guī)劃制導(dǎo)控制的結(jié)果，飛行中必須對綜合信息進行相應(yīng)的處理，采用包含時間約束的動作網(wǎng)絡(luò)表示規(guī)劃，將活動類約束(發(fā)動機開關(guān)、電磁閥開關(guān)、綜控器時序輸出、火工品點爆、關(guān)機分離等)、持續(xù)時間約束(沉底時間、發(fā)動機工作時間、發(fā)動機啟動次數(shù)、伺服系統(tǒng)回零等)、資源約束(發(fā)動機氧化劑及燃燒劑燃料約束、姿控噴管燃料約束、電源電力資源約束等)、參數(shù)約束(姿態(tài)控制特性、導(dǎo)航制導(dǎo)控制周期、遙測約束、目標(biāo)參數(shù)等)等描述為時間線，通過尋找關(guān)鍵路徑對動作消耗時間進行處理，解決火箭系統(tǒng)快速任務(wù)序列生成問題。

3 總結(jié)

本文提出的全箭信息綜合利用管理技術(shù)、基于四元數(shù)和在線辨識的姿態(tài)控制技術(shù)和非災(zāi)難性故障下的制導(dǎo)技術(shù)等新型控制系統(tǒng)技術(shù)能大幅提高控制系統(tǒng)面對非災(zāi)難性故障的自主適應(yīng)能力，是我國未來運載火箭控制系統(tǒng)技術(shù)的發(fā)展方向。但目前在工程應(yīng)用中仍存在技術(shù)實施難點尚待解決。

1) 全箭信息綜合利用系統(tǒng)的工程實踐需要對遙測、動力及控制系統(tǒng)相關(guān)信息進行綜合管理，將箭上的健康信息進行實時監(jiān)視。在技術(shù)層面，要設(shè)計高性能故障診斷及健康管理算法，掌握實時飛行大數(shù)據(jù)處理技術(shù)，提升箭載計算機的處理運算能力。

2) 離線軌道規(guī)劃可根據(jù)預(yù)先分析的特定故障模式，設(shè)計相應(yīng)的最優(yōu)軌道，并保證軌道收斂，通過上傳諸元到飛行軟件，在飛行過程中根據(jù)故障診斷系統(tǒng)中的故障判斷特征值，選擇相應(yīng)諸元，切換不同的匹配軌道。離線軌道規(guī)劃方法只能對特定的模式進行求解，適應(yīng)性較差。在線軌道規(guī)劃算法可根據(jù)飛行系統(tǒng)實時狀態(tài)計算最優(yōu)軌道，對故障模式的適應(yīng)性強，但是目前軌道收斂性和一致性等問題亟待解決。

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