李學(xué)鋒，尚 騰，蘇 磊，王 聰

（北京航天自動(dòng)控制研究所，北京，100854）

0 引 言

長(zhǎng)征五號(hào)（以下簡(jiǎn)稱CZ-5）大型運(yùn)載火箭主要承擔(dān)探月三期、空間站、火星探測(cè)等國(guó)家重大工程發(fā)射任務(wù)，是中國(guó)由航天大國(guó)邁向航天強(qiáng)國(guó)的重要支撐和顯著標(biāo)志之一[1,2]。

長(zhǎng)征五號(hào)控制系統(tǒng)[3,4]的主要任務(wù)是將最大25 t有效載荷送入近地軌道，將最大14 t有效載荷送入地球同步轉(zhuǎn)移軌道，實(shí)現(xiàn)高精度入軌。目前長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭已形成大氣層內(nèi)采用攝動(dòng)制導(dǎo)和真空中采用迭代制導(dǎo)的制導(dǎo)策略，能夠控制火箭質(zhì)心運(yùn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)載荷的高精度入軌[5]。美國(guó)在航天飛機(jī)時(shí)代研究了動(dòng)力顯示制導(dǎo)（Powered Explicit Guidance, PEG）[6]，并一直沿用至德爾它IV、宇宙神V等現(xiàn)役運(yùn)載火箭。對(duì)于姿態(tài)控制技術(shù)，目前各國(guó)均采用基于頻域分析的比例-積分-微分（Proportional-Integral-Differential, PID）控制方法，綜合考慮運(yùn)載火箭飛行過程中可能存在的偏差情況，設(shè)計(jì)校正網(wǎng)絡(luò)使得箭體在剛體、晃動(dòng)和彈性振動(dòng)特性下均能實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定控制[7]。目前長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭飛行控制技術(shù)的發(fā)展方向是進(jìn)一步提升運(yùn)載火箭對(duì)故障的適應(yīng)能力，增強(qiáng)對(duì)不同任務(wù)剖面和飛行過程環(huán)境不確定性的適應(yīng)能力，發(fā)展自主性更強(qiáng)的運(yùn)載火箭智慧控制技術(shù)[8～11]。

中國(guó)新一代大型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)的研制，構(gòu)建了基于數(shù)據(jù)總線的單機(jī)三冗余和總線雙通道冗余的總體方案，使中國(guó)運(yùn)載火箭跨入數(shù)字化時(shí)代；提出了基于覆蓋地火、地月空間等全域軌道強(qiáng)適應(yīng)制導(dǎo)控制技術(shù)，有效覆蓋了從近地軌道到地火轉(zhuǎn)移軌道的多類型任務(wù)剖面；解決了大推力異類發(fā)動(dòng)機(jī)和異類伺服機(jī)構(gòu)的聯(lián)合穩(wěn)定控制，有效抑制了大型薄壁箭體結(jié)構(gòu)飛行過程中多頻段干擾抑制難題，研究了適應(yīng)大風(fēng)區(qū)飛行的主動(dòng)減載控制技術(shù)，提升了火箭對(duì)外部環(huán)境擾動(dòng)的適應(yīng)性；初步解決了推力下降故障下的任務(wù)重構(gòu)技術(shù)，逐步向智慧火箭發(fā)展。2019年12月27日，CZ-5 Y3火箭將東五平臺(tái)首顆星實(shí)踐二十號(hào)送入目標(biāo)軌道，入軌精度半長(zhǎng)軸相比理論值為40 000 km僅偏差4 km，實(shí)現(xiàn)完美入軌正中靶心，入軌軌道根數(shù)精度水平在世界航天史上屈指可數(shù)。2020年5月5日，CZ-5B Y1一級(jí)半構(gòu)型火箭首飛圓滿成功，將中國(guó)新一代載人飛船試驗(yàn)船送入太空。利用大推力直接入軌技術(shù)，解決了百噸級(jí)大推力直接入軌高精度控制難題，標(biāo)志著中國(guó)具備了近地軌道20噸級(jí)運(yùn)載能力，中國(guó)載人航天工程第3步任務(wù)序幕正式拉開。2020年7月23日，CZ-5 Y4火箭將天問一號(hào)探測(cè)器高精度的送入地火轉(zhuǎn)移軌道，書寫了中國(guó)航天的“新高度、新速度、新精度”，標(biāo)志著中國(guó)運(yùn)載火箭任務(wù)覆蓋范圍擴(kuò)展至地火空間，為中國(guó)行星探測(cè)工程提供了有力支撐。2020年11月24日，CZ-5 Y5火箭將嫦娥五號(hào)月球探測(cè)器送入地月轉(zhuǎn)移軌道半長(zhǎng)軸精度達(dá)到萬分之一，開啟中國(guó)首次地外天體采樣返回之旅，有力助推了中國(guó)探月工程“繞、落、回”最后一步順利實(shí)施。

1 大型火箭控制能力簡(jiǎn)介

本文從控制構(gòu)型、制導(dǎo)方法、姿控方法、測(cè)發(fā)模式、控制系統(tǒng)架構(gòu)和任務(wù)覆蓋情況6個(gè)方面詳細(xì)對(duì)比了大型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)特點(diǎn)[12～16]，見表1。

表1 運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)特點(diǎn)Tab.1 Characteristics of Launch Vehicle Control System

CZ-5系列運(yùn)載火箭采用捷聯(lián)慣組和衛(wèi)星導(dǎo)航接收機(jī)的組合制導(dǎo)體制，采用攝動(dòng)制導(dǎo)與迭代制導(dǎo)結(jié)合的制導(dǎo)方法，并針對(duì)深空探測(cè)任務(wù)采用了特征能量關(guān)機(jī)方法。CZ-5采用異類發(fā)動(dòng)機(jī)和伺服機(jī)構(gòu)聯(lián)合搖擺控制、基于視加速度信息的大風(fēng)區(qū)減載控制、多約束主動(dòng)抗漂移控制，根據(jù)飛行任務(wù)剖面調(diào)整控制網(wǎng)絡(luò)參數(shù)和系統(tǒng)增益，抑制控制通道出現(xiàn)的不期望的高頻諧振，更大地發(fā)揮控制潛力，具有控制能力強(qiáng)、控制精度高的特點(diǎn)，能夠顯著提升控制品質(zhì)，提升火箭控制性能。CZ-5運(yùn)載火箭飛行控制系統(tǒng)采用“AB雙通道總線+三冗余終端”的高可靠數(shù)字化架構(gòu)，采用控制系統(tǒng)動(dòng)態(tài)重構(gòu)技術(shù)提高飛行可靠性。測(cè)發(fā)控系統(tǒng)采用基于光纖同步技術(shù)的變結(jié)構(gòu)熱備冗余發(fā)控系統(tǒng)架構(gòu)，采用“三垂”測(cè)發(fā)模式和適應(yīng)于低溫發(fā)射的發(fā)射流程設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)了實(shí)時(shí)精準(zhǔn)控制及窄窗口可靠發(fā)射。CZ-5飛行可靠性達(dá)到了0.998，飛行時(shí)間達(dá)到2600 s。在發(fā)射大型近地球軌道（Low Earth Orbit，GTO）、地球同步轉(zhuǎn)移軌道（Geostationary Transfer Orbit，GTO）載荷的基礎(chǔ)上，具備發(fā)射深空探測(cè)載荷的能力。

表2和表3分別列出了大型運(yùn)載火箭典型的LEO和GTO入軌精度指標(biāo)。其中ΔHp、ΔHa、Δi、ΔΩ、Δa和Δe分別表示近地點(diǎn)高度、遠(yuǎn)地點(diǎn)高度、軌道傾角、升交點(diǎn)經(jīng)度、半長(zhǎng)軸和偏心率的偏差。

表2 LEO入軌精度對(duì)比Tab.2 Comparison of LEO Orbit Accuracy

表3 GTO入軌精度對(duì)比Tab.3 Comparison of GTO Orbit Accuracy

綜上，CZ-5大型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)的控制精度、控制品質(zhì)、系統(tǒng)架構(gòu)、飛行可靠性達(dá)到國(guó)際先進(jìn)水平。

2 關(guān)鍵技術(shù)研究

圖1 新一代大型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)總體思路Fig.1 General Idea of the New Generation Large Launch Vehicle Control System

2.1 大推力直接入軌高精度制導(dǎo)控制技術(shù)

CZ-5B火箭的芯一級(jí)為大推力直接入軌級(jí)，其飛行過載大，后效沖量偏差最高可達(dá)到120 kN·s，相比目前中國(guó)最大值10 kN·s增大到12倍，超大的后效偏差及時(shí)延會(huì)極大影響火箭入軌精度，0.02 s的關(guān)機(jī)偏差將導(dǎo)致13.5 km遠(yuǎn)地點(diǎn)偏差、8.2 s軌道周期偏差。由于載荷分離前發(fā)動(dòng)機(jī)推力變化快，發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵停轉(zhuǎn)干擾大，5 m直徑機(jī)架變形結(jié)構(gòu)干擾大，且考慮20噸級(jí)有效載荷液體推進(jìn)劑晃動(dòng)導(dǎo)致剛晃和彈晃交連耦合嚴(yán)重，極大影響了姿態(tài)穩(wěn)定控制，采用傳統(tǒng)姿態(tài)控制方法，將無法滿足船箭分離時(shí)刻滾動(dòng)通道小于1.2（°）/s的指標(biāo)要求。表4列出了CZ-5B火箭大推力入軌特點(diǎn)。

表4 CZ-5B火箭大推力入軌特點(diǎn)Tab.4 Features of CZ-5B High Thrust Into Orbit

建立了用于大推力直接入軌高精度制導(dǎo)控制的能力體系，解決了CZ-5B火箭2臺(tái)YF77發(fā)動(dòng)機(jī)的百噸級(jí)大推力直接入軌的精度問題，通過在助推段加入主動(dòng)導(dǎo)引控制，降低風(fēng)干擾對(duì)彈道的影響，提高了助推殘骸的落點(diǎn)精度，降低入軌級(jí)的彈道修正壓力；為解決大過載對(duì)關(guān)機(jī)的影響，采用了小步長(zhǎng)預(yù)測(cè)關(guān)機(jī)技術(shù)，提高半長(zhǎng)軸關(guān)機(jī)精度，關(guān)機(jī)精度達(dá)到了米級(jí)，相當(dāng)于目標(biāo)關(guān)機(jī)量的百萬分之一的精度；芯一級(jí)采用大推力迭代制導(dǎo)方法，通過重力場(chǎng)補(bǔ)償、程序角管道調(diào)節(jié)、抗整流罩分離干擾等措施，具備了大整流罩分離和芯一級(jí)利用系統(tǒng)調(diào)節(jié)推力變化等較大干擾的適應(yīng)能力；為解決芯級(jí)關(guān)機(jī)后控制能力不足、機(jī)架變形角與氧渦輪泵停轉(zhuǎn)干擾較大、后效時(shí)間長(zhǎng)等難題，保證箭船高精度分離姿態(tài)要求，在關(guān)機(jī)段的設(shè)計(jì)中采用了控制增益自適應(yīng)調(diào)整技術(shù)[17]，確保火箭大推力高精度直接入軌。

經(jīng)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，該技術(shù)實(shí)際達(dá)到的入軌精度遠(yuǎn)超目前全部同類大型運(yùn)載火箭的設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，達(dá)到了國(guó)際先進(jìn)水平[18]。

2.2 覆蓋地火、地月空間等全域軌道強(qiáng)適應(yīng)制導(dǎo)控制技術(shù)

CZ-5系列運(yùn)載火箭，具有火箭構(gòu)型多、發(fā)動(dòng)機(jī)種類多、軌道范圍變化大、殘骸落區(qū)安全要求嚴(yán)等任務(wù)特點(diǎn)，面臨著將超20噸級(jí)有效載荷送入近地軌道、超8噸級(jí)嫦娥五號(hào)送入地月轉(zhuǎn)移軌道、5噸級(jí)天問一號(hào)超地球第二宇宙速度送入雙曲線地火轉(zhuǎn)移軌道等全域軌道的適應(yīng)性難題，需要設(shè)計(jì)一套全新的滿足強(qiáng)適應(yīng)、多約束、高精度制導(dǎo)控制方法，提升對(duì)多種軌道的適應(yīng)性，實(shí)現(xiàn)殘骸落點(diǎn)安全和高精度入軌控制。圖2為多任務(wù)軌道示意。

圖2 多任務(wù)軌道示意Fig.2 Schematic Diagram of Multiple Mission Orbits

建立了一種覆蓋地火、地月空間等全域軌道強(qiáng)適應(yīng)制導(dǎo)控制技術(shù)（見圖3），解決了地球同步轉(zhuǎn)移軌道（Geostationary Transfer Orbit，GTO）、地火轉(zhuǎn)移軌道（Trans-Mars Injection，TMI）、地月轉(zhuǎn)移軌道（Trans-Lunar Injection, TLI）等全域軌道的高精度制導(dǎo)控制難題，其中利用“特征逃逸能量C3精準(zhǔn)關(guān)機(jī)技術(shù)”和“雙曲線軌道的強(qiáng)適應(yīng)制導(dǎo)技術(shù)”實(shí)現(xiàn)了目前國(guó)際上最重載荷天問一號(hào)探測(cè)器的高精度飛入地火轉(zhuǎn)移軌道，顯著降低探測(cè)器首次軌道修正壓力。針對(duì)CZ-5系列火箭任務(wù)場(chǎng)景經(jīng)常變化，載荷貯箱晃動(dòng)質(zhì)量散布大、液體晃動(dòng)對(duì)箭體姿態(tài)影響明顯特點(diǎn)，提出了一種基于晃動(dòng)頻率變化的姿控網(wǎng)絡(luò)時(shí)變?cè)O(shè)計(jì)方法，實(shí)現(xiàn)任務(wù)剖面最大化，確保了CZ-5 Y3、Y4、Y5實(shí)現(xiàn)大載荷平臺(tái)高精度入軌[19,20]。

圖3 全域衛(wèi)星軌道強(qiáng)適應(yīng)制導(dǎo)控制Fig.3 Strong Adaptive Guidance and Control of Global Orbits

2.3 大型液體運(yùn)載火箭助推和芯級(jí)異類發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合搖擺控制

CZ-5運(yùn)載火箭采用2臺(tái)50噸級(jí)YF-77氫氧芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)、8臺(tái)120噸級(jí)YF-100液氧煤油助推發(fā)動(dòng)機(jī)、4臺(tái)芯級(jí)47 kN·m力矩及4臺(tái)助推60 kN·m力矩的伺服機(jī)構(gòu)同時(shí)工作。在CZ-5助推段飛行段采用芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)單獨(dú)控制能力不足，需助推發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺參與控制，實(shí)現(xiàn)對(duì)870 t超大箭體姿態(tài)的穩(wěn)定控制。相對(duì)于同類發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合搖擺，CZ-5火箭助推與芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)及伺服機(jī)構(gòu)均為不同類型，特性差異大；CZ-5火箭異類執(zhí)行機(jī)構(gòu)存在多輸入控制系統(tǒng)穩(wěn)定性分析及協(xié)調(diào)控制問題；10臺(tái)異類發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)工作，存在非線性多變量交聯(lián)解耦控制、極大頻率特性差異下的穩(wěn)定裕度設(shè)計(jì)難題[21]。

因此，建立了一種助推和芯級(jí)兩類發(fā)動(dòng)機(jī)三通道聯(lián)合搖擺控制技術(shù)，解決大推力火箭飛行穩(wěn)定控制中雙輸入單輸出系統(tǒng)的頻率設(shè)計(jì)、控制指令分配、兩類發(fā)動(dòng)機(jī)的特性差異、空間彈性模態(tài)穩(wěn)定4個(gè)關(guān)鍵問題。通過設(shè)計(jì)大型運(yùn)載火箭異類發(fā)動(dòng)機(jī)助推和芯級(jí)聯(lián)合搖擺控制方法，確保千噸級(jí)運(yùn)載火箭強(qiáng)耦合飛行穩(wěn)定控制。圖4為助推和芯級(jí)兩類發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合搖擺控制理論和技術(shù)體系示意。

圖4 助推和芯級(jí)兩類發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合搖擺控制理論和技術(shù)體系Fig.4 Combined Swing Control of Booster and Core Stage Heterogeneous Engines

2.4 大箭體發(fā)射支持平臺(tái)多約束主動(dòng)抗漂移及大風(fēng)區(qū)主動(dòng)卸載安全控制

CZ-5火箭起飛質(zhì)量達(dá)到870 t，傳統(tǒng)火箭的芯級(jí)4點(diǎn)支撐方式已不能滿足CZ-5火箭承載要求，因此發(fā)射平臺(tái)采用全新的助推器12點(diǎn)支撐方式，支點(diǎn)離發(fā)動(dòng)機(jī)噴管最近距離只有18 cm，同時(shí)周向還存在液氧服務(wù)塔、液氫服務(wù)塔等多點(diǎn)約束，對(duì)滾動(dòng)角偏差有嚴(yán)格要求，箭體面臨安全出塔難題，如圖5所示。

圖5 豎立狀態(tài)支撐點(diǎn)（起飛約束）布局Fig.5 The Support Point in the Rocket Erect State(Takeoff Constraint) Layout

針對(duì)CZ-5低溫火箭發(fā)射平臺(tái)多點(diǎn)約束的特點(diǎn)，與在役火箭起飛漂移控制相比，設(shè)計(jì)時(shí)，在飛行高度1 m以內(nèi)，要求發(fā)動(dòng)機(jī)噴管擺動(dòng)幅度小，加之起飛滾轉(zhuǎn)前存在較大的滾動(dòng)姿態(tài)角，導(dǎo)致較大的通道耦合，從而需降低控制增益；而在60 m高度附近出塔時(shí)，需要提高控制能力，快速減小姿態(tài)角偏差，增大控制增益。為了解決此矛盾，需要研究火箭在不同的高度的主動(dòng)抗漂移控制技術(shù)，實(shí)現(xiàn)CZ-5火箭安全出塔。

CZ-5大型箭體5 m芯級(jí)加3.35 m助推，結(jié)構(gòu)承載能力較弱（qα＜2100 Pa·rad），大風(fēng)區(qū)承受載荷能力小于傳統(tǒng)火箭，存在適應(yīng)熱帶海島高空多變風(fēng)場(chǎng)發(fā)射條件下的大風(fēng)區(qū)飛行安全難題。

在傳統(tǒng)姿態(tài)角偏差、角速度控制的基礎(chǔ)上，增加卸載控制通道，利用橫法向加速度表測(cè)量箭體橫法向加速度信息，在線實(shí)時(shí)自主調(diào)整箭體飛行姿態(tài)，減小箭體合成攻角以降低氣動(dòng)載荷形成的力矩，保證箭體結(jié)構(gòu)安全，詳細(xì)方案可參考文獻(xiàn)[22]。在Y1飛行過程中，卸載控制有效減少了大風(fēng)區(qū)的箭體承受結(jié)構(gòu)載荷，估算qα載荷下降了約200 Pa·rad，（飛行前預(yù)計(jì)最大為900 Pa·rad），實(shí)現(xiàn)飛行載荷減小20%，截止目前尚未使用風(fēng)修彈道。

2.5 高可靠可重構(gòu)飛行控制架構(gòu)

CZ-5火箭飛行時(shí)間為2600 s，控制系統(tǒng)飛行可靠性0.998，是目前中國(guó)飛行時(shí)間最長(zhǎng)、可靠性指標(biāo)最高的運(yùn)載火箭。新型發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑混合比偏差對(duì)運(yùn)載能力影響大，面臨控制與推進(jìn)劑利用系統(tǒng)一體化集成設(shè)計(jì)、推進(jìn)劑消耗最優(yōu)控制、系統(tǒng)動(dòng)態(tài)重構(gòu)分配等難題。

為實(shí)現(xiàn)飛行可靠度0.998的高可靠性要求，控制系統(tǒng)采用全系統(tǒng)三冗余容錯(cuò)及故障隔離技術(shù)，建立了系統(tǒng)級(jí)冗余重構(gòu)控制策略和體系，解決了系統(tǒng)故障診斷和重構(gòu)、系統(tǒng)單點(diǎn)和系統(tǒng)一度故障裕度下降問題，通過箭機(jī)總線控制器的表決切換重構(gòu)技術(shù)、三慣組冗余重構(gòu)技術(shù)、速率陀螺和慣組角速度信息重構(gòu)控制、捷聯(lián)加表與慣組視加速度信息重構(gòu)控制、三冗余伺服子系統(tǒng)技術(shù)，確保控制系統(tǒng)各環(huán)節(jié)系統(tǒng)級(jí)冗余，大大提高火箭的可靠性，全面提升控制系統(tǒng)的故障適應(yīng)能力，實(shí)現(xiàn)了從傳統(tǒng)的故障吸收模式向故障診斷、隔離和重構(gòu)的模式轉(zhuǎn)變。

箭載計(jì)算機(jī)作為總線控制的中心單元（BC），采用三冗余熱備份實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)級(jí)冗余容錯(cuò)控制與故障隔離。主BC進(jìn)行總線數(shù)據(jù)流的調(diào)度和管理，另外兩個(gè)備份BC實(shí)時(shí)監(jiān)視總線數(shù)據(jù)和主BC的工作狀態(tài)，當(dāng)主BC出現(xiàn)異常時(shí)，經(jīng)過冗余表決，進(jìn)行BC動(dòng)態(tài)切換，完成總線控制器的動(dòng)態(tài)隔離重構(gòu)。箭載計(jì)算機(jī)通過1553B總線采集三冗余慣性器件信息、推進(jìn)劑液位及控制信息，經(jīng)信息冗余解算及決策，將控制結(jié)果分別給伺服系統(tǒng)、時(shí)序控制系統(tǒng)輸出控制指令。在系統(tǒng)信息交互中，所有過程數(shù)據(jù)輸入輸出均進(jìn)行冗余表決。根據(jù)分配控制策略，對(duì)故障信息進(jìn)行隔離，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)動(dòng)態(tài)重構(gòu)。圖6為基于1553B總線的數(shù)字化可重構(gòu)架構(gòu)

圖6 基于1553B總線的數(shù)字化可重構(gòu)架構(gòu)Fig.6 Digital Reconfigurable Architecture based on 1553B Bus

2.6 適應(yīng)低溫發(fā)射的高可靠測(cè)發(fā)系統(tǒng)

火箭液氫加注后可停留時(shí)間短，推遲不能大于2 h，測(cè)發(fā)控系統(tǒng)面臨低溫火箭加注后-6 h前端無人值守、發(fā)射流程不可逆等難題。

CZ-5測(cè)發(fā)控系統(tǒng)采用基于光纖同步技術(shù)的冗余PLC CPU構(gòu)成變結(jié)構(gòu)熱備冗余PLC發(fā)控系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)PLC發(fā)控系統(tǒng)故障時(shí)智能無縫切換與故障隔離，完成PLC發(fā)控系統(tǒng)的重構(gòu)，解決了系列化火箭的測(cè)發(fā)控系統(tǒng)架構(gòu)適應(yīng)性問題，實(shí)現(xiàn)了新一代大型運(yùn)載火箭低溫液氫加注后-6 h無人值守，保證了火箭快速、準(zhǔn)時(shí)、可靠發(fā)射。

根據(jù)探火和探月三期任務(wù)特點(diǎn)，首次采用窄窗口、多彈道諸元自動(dòng)裝訂發(fā)射技術(shù)，點(diǎn)火前根據(jù)當(dāng)前時(shí)間自動(dòng)決策上傳當(dāng)前的彈道諸元，使得測(cè)發(fā)控系統(tǒng)能夠適應(yīng)多彈道運(yùn)載火箭的發(fā)射，提高了運(yùn)載火箭對(duì)發(fā)射窗口的適應(yīng)能力。

3 飛行驗(yàn)證結(jié)果

CZ-5發(fā)射實(shí)踐二十號(hào)、天問一號(hào)火星探測(cè)器、嫦娥五號(hào)月球探測(cè)器、CZ-5B發(fā)射“新一代載人飛船試驗(yàn)船”飛行試驗(yàn)均圓滿成功，表明控制系統(tǒng)方案合理、設(shè)計(jì)及工程實(shí)現(xiàn)正確。

3.1 百噸級(jí)大推力直接入軌高精度制導(dǎo)控制

CZ-5B火箭成功將新一代載人飛船試驗(yàn)船送入預(yù)定軌道，發(fā)射任務(wù)圓滿成功，入軌精度如表5所示。

表5 CZ-5B入軌精度實(shí)現(xiàn)結(jié)果Tab.5 CZ-5B Orbit Accuracy

CZ-5B芯一級(jí)總沖后效偏差為15.0 kN?s，小于設(shè)計(jì)值，對(duì)高精度入軌有貢獻(xiàn)。根據(jù)CZ-5B飛行遙測(cè)結(jié)果，船箭分離時(shí)刻姿態(tài)精度如表6所示。

表6 CZ-5B船箭分離時(shí)刻姿態(tài)精度實(shí)現(xiàn)結(jié)果Tab.6 CZ-5B Attitude Accuracy at Separation Time

實(shí)際飛行結(jié)果表明CZ-5B滾動(dòng)通道在芯一級(jí)后效段增益調(diào)整功能實(shí)現(xiàn)正確，結(jié)果正確，確?；鸺笸屏Ω呔戎苯尤胲?。

3.2 覆蓋地火、地月空間等全域軌道強(qiáng)適應(yīng)制導(dǎo)控制

CZ-5發(fā)射天問一號(hào)飛行試驗(yàn)所有關(guān)機(jī)時(shí)序均按照制導(dǎo)關(guān)機(jī)量關(guān)機(jī)方式發(fā)出，發(fā)出時(shí)間與精確彈道理論關(guān)機(jī)時(shí)間的偏差在11 s以內(nèi)，關(guān)機(jī)正常。入軌精度如表7所示。

表7 CZ-5探火任務(wù)入軌精度實(shí)現(xiàn)結(jié)果Tab.7 CZ-5 Mars Exploration Mission Orbit Accuracy

該技術(shù)首次利用運(yùn)載火箭將載荷送入地球逃逸軌道，飛行試驗(yàn)圓滿成功，入軌指標(biāo)達(dá)到了“新精度、新高度、新速度”，標(biāo)志著中國(guó)運(yùn)載火箭具備了進(jìn)入地火轉(zhuǎn)移軌道的能力，極大地提升了中國(guó)運(yùn)載火箭執(zhí)行地外行星探測(cè)任務(wù)的能力。

CZ-5 Y5火箭將嫦娥五號(hào)月球探測(cè)器送入地月轉(zhuǎn)移軌道半長(zhǎng)軸精度達(dá)到萬分之一，開啟中國(guó)首次地外天體采樣返回之旅，有力助推了中國(guó)探月工程“繞、落、回”最后一步順利實(shí)施。超高的入軌精度，使得探測(cè)器用于軌道修正的推進(jìn)劑僅消耗理論值的0.3%，入軌精度如表8所示。

表8 CZ-5探月任務(wù)入軌精度實(shí)現(xiàn)結(jié)果Tab.8 CZ-5 Lunar Exploration Mission Orbit Accuracy

3.3 異類發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合搖擺控制

國(guó)際上先進(jìn)的大型運(yùn)載火箭都采用了聯(lián)合搖擺控制，在CZ-5研制之前中國(guó)在此方面尚為空白，CZ-5火箭歷次飛行中，聯(lián)合搖擺控制策略工作正常，控制信號(hào)分解和分配正確，助推發(fā)動(dòng)機(jī)和芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合控制的動(dòng)作協(xié)調(diào)，參數(shù)選擇合理，能夠平穩(wěn)聯(lián)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定飛行，擺角曲線如圖7所示。

圖7 飛行試驗(yàn)伺服機(jī)構(gòu)擺角變化Fig.7 Swing Angle of Server During Flight Test

該技術(shù)使運(yùn)載火箭從單變量控制轉(zhuǎn)變?yōu)槎嘧兞靠刂?、從芯?jí)單獨(dú)控制轉(zhuǎn)變?yōu)橹坪托炯?jí)兩類發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合控制，具有較強(qiáng)的通用性，對(duì)于助推發(fā)動(dòng)機(jī)擺動(dòng)參與控制的所有運(yùn)載火箭普遍適用，為新一代航天運(yùn)輸系統(tǒng)和重型運(yùn)載火箭研制提供了有益參考，具有重大意義。

3.4 起飛漂移與主動(dòng)卸載技術(shù)

CZ-5運(yùn)載火箭采用自適應(yīng)實(shí)時(shí)增益調(diào)節(jié)技術(shù)，解決了千噸級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)建壓時(shí)間不同步對(duì)火箭起飛漂移影響難題，實(shí)現(xiàn)助推發(fā)動(dòng)機(jī)與12個(gè)支撐點(diǎn)、液氫液氧服務(wù)塔、臍帶塔、滾動(dòng)角偏差等多項(xiàng)空間要求。采用自適應(yīng)實(shí)時(shí)增益調(diào)節(jié)技術(shù)，解決了千噸級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)建壓時(shí)間不同步對(duì)火箭起飛漂移影響難題，實(shí)現(xiàn)助推發(fā)動(dòng)機(jī)與12個(gè)支撐點(diǎn)、液氫液氧服務(wù)塔、臍帶塔、滾動(dòng)角偏差等多項(xiàng)空間要求。CZ-5系列運(yùn)載火箭歷次飛行任務(wù)起飛漂移統(tǒng)計(jì)結(jié)果如表9所示。

表9 起飛漂移量統(tǒng)計(jì)表Tab.9 Takeoff Drift Statistics Table

CZ-5運(yùn)載火箭在傳統(tǒng)姿態(tài)角偏差+角速度控制的基礎(chǔ)上，增加卸載控制通道，通過飛行中實(shí)時(shí)辨識(shí)攻角和側(cè)滑角，并進(jìn)行相應(yīng)的綜合、校正和處理，獲得卸載控制指令，在大風(fēng)區(qū)加入實(shí)時(shí)卸載補(bǔ)償，實(shí)現(xiàn)飛行載荷減小20%，截止目前在歷次飛行均采用主動(dòng)卸載確保過大風(fēng)區(qū)安全，尚未使用風(fēng)修彈道。圖8為CZ-5火箭飛行載荷隨飛行時(shí)間變化曲線。

圖8 CZ-5火箭飛行載荷隨飛行時(shí)間變化Fig.8 CZ-5 Flight Load Changing with Flight Time

3.5 大型火箭控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案及高可靠測(cè)發(fā)模式

針對(duì)新一代大型運(yùn)載火箭特點(diǎn)，提出新一代控制系統(tǒng)解決方案。采用1553B總線系統(tǒng)架構(gòu)，實(shí)現(xiàn)全系統(tǒng)數(shù)字化分布式控制，攻克總線控制器冗余容錯(cuò)管理及數(shù)據(jù)協(xié)議編碼校驗(yàn)等關(guān)鍵技術(shù)，并解決了箭測(cè)和地測(cè)相結(jié)合的巡回自測(cè)試等技術(shù)難題，為控制系統(tǒng)工程實(shí)現(xiàn)打下堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。在CZ-5飛行試驗(yàn)中，控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案及高可靠性指標(biāo)得到全面驗(yàn)證，各冗余單機(jī)及功能模塊、系統(tǒng)信息流工作正常；飛行時(shí)序正常、精度達(dá)到10 ms量級(jí)；系統(tǒng)級(jí)動(dòng)態(tài)重構(gòu)策略正確，門限設(shè)計(jì)合理。CZ-5 Y3、Y4、Y5和CZ-5B Y1飛行成功為后續(xù)飛行打下堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)，使運(yùn)載火箭從模擬式控制轉(zhuǎn)變?yōu)槿珨?shù)字式控制、從分立控制轉(zhuǎn)變?yōu)榭刂婆c利用集成，實(shí)現(xiàn)了中國(guó)從3.35 m直徑級(jí)到5 m直徑級(jí)火箭控制技術(shù)的飛躍，大幅提升中國(guó)自主進(jìn)入空間的能力。

4 發(fā)展與展望

本文綜述了CZ-5系列運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)，總結(jié)了完整的新一代大型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)解決方案。其成果使中國(guó)運(yùn)載火箭任務(wù)覆蓋范圍從地月空間擴(kuò)展至地火空間，大幅提升了中國(guó)自主進(jìn)入空間的能力，標(biāo)志著運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)從分立控制轉(zhuǎn)變?yōu)榭刂婆c推進(jìn)劑利用集成控制、從芯級(jí)單獨(dú)控制轉(zhuǎn)變?yōu)橹坪托炯?jí)異類發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合控制、從風(fēng)補(bǔ)卸載控制轉(zhuǎn)變?yōu)榇箫L(fēng)區(qū)主動(dòng)實(shí)時(shí)卸載控制、從單約束條件轉(zhuǎn)變?yōu)槎嗉s束條件的安全起飛控制。

面對(duì)當(dāng)前運(yùn)載火箭研制周期短、發(fā)射任務(wù)密集的特點(diǎn)，要求運(yùn)載火箭控制技術(shù)具備一度故障保成功、兩度故障保穩(wěn)定的特點(diǎn)。結(jié)合航天控制和智能技術(shù)，打造智慧運(yùn)載火箭是運(yùn)載火箭的發(fā)展趨勢(shì)。目前CZ-5系列運(yùn)載火箭已采用國(guó)際領(lǐng)先的控制系統(tǒng)冗余策略、大姿態(tài)起控技術(shù)、四元數(shù)控制技術(shù)、強(qiáng)適應(yīng)制導(dǎo)技術(shù)，具備了一定的故障適應(yīng)能力。

在此基礎(chǔ)上，CZ-5系列運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)正在向智慧火箭演化。計(jì)劃于中國(guó)空間站核心艙發(fā)射任務(wù)中，將首次采用應(yīng)急軌道功能。當(dāng)火箭由于自身故障無法到達(dá)目標(biāo)軌道時(shí)，考慮結(jié)合空間站核心艙自身能力，選取較低的應(yīng)急軌道作為艙箭分離的目標(biāo)，結(jié)合小過載關(guān)機(jī)的工程經(jīng)驗(yàn)的基礎(chǔ)上，增加軌道判別信息，故障情況下將核心艙送入應(yīng)急軌道。