邢建偉，牟 宇，崔照云，李 君，滕海山

（1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076；2.北京空間機(jī)電研究所，北京，100094）

0 引言

中國3個(gè)主要的火箭發(fā)射場（酒泉、太原及西昌衛(wèi)星發(fā)射中心）均在內(nèi)陸地區(qū)，在長征系列運(yùn)載火箭發(fā)射密度逐年提高的形勢下，火箭分離體（一子級(jí)、助推器、整流罩等）落區(qū)勘查、疏散的保障壓力顯著增大。隨著社會(huì)經(jīng)濟(jì)的快速發(fā)展，落區(qū)已經(jīng)從無人區(qū)、少人區(qū)逐漸發(fā)展為人口密集區(qū)，當(dāng)前較大的落區(qū)范圍與當(dāng)?shù)厣a(chǎn)生活之間的矛盾日益突出。同時(shí)，落區(qū)選址很大程度上限制了火箭飛行方案的設(shè)計(jì)，成為影響工程可行性及運(yùn)載能力的關(guān)鍵因素之一。在重復(fù)使用技術(shù)成熟應(yīng)用之前，如何對(duì)現(xiàn)役運(yùn)載火箭進(jìn)行改造使之落區(qū)范圍大幅縮小，是中國航天迫切需要解決的現(xiàn)實(shí)問題，具有重大的工程和社會(huì)意義。

運(yùn)載火箭分離體落區(qū)控制或回收主要有兩種方式。一種是采用降落傘減速，例如美國的航天飛機(jī)助推器（Solid Rocket Booster，SRB）群傘海上回收，以及SpaceX 公司獵鷹9 火箭整流罩翼傘海上回收等；另一種是采用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)反推減速，例如獵鷹9火箭一子級(jí)和新謝潑德火箭回收復(fù)用，配置柵格舵或RCS系統(tǒng)輔助控制。國內(nèi)外學(xué)者在降落傘系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)與控制技術(shù)［1-3］、柵格舵流場特性與動(dòng)力學(xué)仿真［4-6］、重復(fù)使用發(fā)動(dòng)機(jī)［7-8］等方面開展了研究，其中美國起步最早并應(yīng)用于正式飛行試驗(yàn)中，中國相關(guān)方面研究也在持續(xù)跟進(jìn)，但在正式發(fā)射任務(wù)中應(yīng)用較少。

長征二號(hào)丙（代號(hào)CZ-2C）火箭一直致力于中國航天創(chuàng)新技術(shù)研究與驗(yàn)證，積極推動(dòng)火箭分離體落區(qū)控制技術(shù)工程實(shí)踐。針對(duì)一子級(jí)落區(qū)，通過在級(jí)間段配置柵格舵及其控制設(shè)備，于2019 年7 月26 日搭載CZ-2C火箭發(fā)射遙感三十號(hào)05組衛(wèi)星任務(wù)成功，實(shí)現(xiàn)中國首次基于柵格舵的一子級(jí)精確落區(qū)控制飛行驗(yàn)證，落區(qū)范圍縮小95%以上。針對(duì)整流罩落區(qū)，通過在整流罩內(nèi)壁配置降落傘及其電氣系統(tǒng)，于2021年7月19 日搭載CZ-2C 火箭發(fā)射遙感三十號(hào)10 組衛(wèi)星任務(wù)成功，實(shí)現(xiàn)中國首次整流罩帶傘平穩(wěn)降落。兩次任務(wù)的成功充分驗(yàn)證了設(shè)計(jì)方案的正確性和可行性，為釋放落區(qū)保障壓力、提升落區(qū)安全性和任務(wù)適應(yīng)性提供了解決方案，為后續(xù)重復(fù)使用火箭研制積累了技術(shù)經(jīng)驗(yàn)［9-10］。

本文對(duì)CZ-2C火箭基于柵格舵的一子級(jí)落區(qū)控制技術(shù)和基于降落傘的整流罩落區(qū)控制技術(shù)進(jìn)行了系統(tǒng)介紹，包括研制歷程、總體方案、關(guān)鍵技術(shù)等情況，并對(duì)落區(qū)控制技術(shù)未來發(fā)展進(jìn)行了展望。

1 一子級(jí)落區(qū)控制技術(shù)

1.1 研制歷程

2018年4月，中國啟動(dòng)基于柵格舵的運(yùn)載火箭一子級(jí)落區(qū)精確控制技術(shù)研究，由CZ-2C火箭團(tuán)隊(duì)完全自主研發(fā)，歷時(shí)18 個(gè)月完成方案設(shè)計(jì)、地面試驗(yàn)和產(chǎn)品齊套，實(shí)現(xiàn)了中國運(yùn)載火箭子級(jí)可控再入技術(shù)的首次飛行應(yīng)用。

1.2 總體方案

為縮小火箭一子級(jí)落區(qū)范圍、降低落區(qū)散布導(dǎo)致的安全性風(fēng)險(xiǎn)，采用柵格舵進(jìn)行一子級(jí)落區(qū)精確控制。在一、二子級(jí)級(jí)間段配置柵格舵及其電氣設(shè)備，如圖1 所示。圖1 中，柵格舵采用一體式鑄造工藝［11］，電氣設(shè)備采用集成化設(shè)計(jì)技術(shù)，采用光纖慣組及GNSS/BD2進(jìn)行飛行姿態(tài)和軌道測量，基于人工智能機(jī)器學(xué)習(xí)開展氣動(dòng)特性預(yù)示［12］。

圖1 一子級(jí)柵格舵落區(qū)控制方案Fig.1 The design proposal of first stage landing area control with grid fins

火箭一二級(jí)分離后，設(shè)定時(shí)間打開柵格舵，箭體自由翻滾一段時(shí)間后，開始再入大氣層。再入到一定高度后（滿足動(dòng)壓條件），擺動(dòng)?xùn)鸥穸孢M(jìn)行姿態(tài)控制，箭體姿態(tài)迅速穩(wěn)定。著陸前，利用稠密大氣進(jìn)行導(dǎo)引程序修正飛行軌道偏差，實(shí)現(xiàn)精確落區(qū)控制。一子級(jí)柵格舵落區(qū)控制飛行示意和柵格舵收攏與打開狀態(tài)如圖2、圖3 所示，2019 年7 月26 日在西昌衛(wèi)星發(fā)射中心，CZ-2C Y37火箭發(fā)射驗(yàn)證基于柵格舵的子級(jí)落區(qū)控制技術(shù)，最終實(shí)際落點(diǎn)偏差目標(biāo)點(diǎn)僅2.1 km，將一子級(jí)落區(qū)減少95%以上，大幅提升了一子級(jí)落區(qū)安全性、大幅減輕了落區(qū)疏散保障壓力。

圖2 一子級(jí)柵格舵落區(qū)控制飛行示意Fig.2 The flight path of first stage landing area control with grid fins

圖3 柵格舵收攏與打開狀態(tài)Fig.3 The grid fins folded and unfolded

1.3 關(guān)鍵技術(shù)

1.3.1 寬馬赫數(shù)復(fù)雜包線的氣動(dòng)設(shè)計(jì)與精確預(yù)示

在方案論證階段，與控制系統(tǒng)迭代優(yōu)化柵格舵外形設(shè)計(jì)、安裝位置及柵格舵根部結(jié)構(gòu)過程中，開展了3 000 多個(gè)工況的氣動(dòng)特性分析。外形演化如圖4 所示。方案攻克了適應(yīng)寬馬赫數(shù)飛行范圍的柵格舵氣動(dòng)舵面設(shè)計(jì)技術(shù)，掌握了柵格舵同一子級(jí)的配平點(diǎn)、穩(wěn)定性、操縱性和鉸鏈力矩特性；采用低馬赫數(shù)零攻角靜穩(wěn)定、超聲速靜不穩(wěn)定設(shè)計(jì)，解決了全馬赫數(shù)包線內(nèi)氣動(dòng)特性變化大的困難；發(fā)展了滿足高超再入環(huán)境特征的柵格舵設(shè)計(jì)方法。

圖4 柵格舵外形設(shè)計(jì)演化Fig.4 The design evolution of grid fins configuration

開展網(wǎng)格方法有效性研究和縮比方法研究，證明采用笛卡爾網(wǎng)格對(duì)于柵格舵的模擬效果最好，兼顧了便捷性和可靠性。

一子級(jí)再入飛行工況復(fù)雜、舵面偏轉(zhuǎn)工況多，被動(dòng)起控狀態(tài)更是大幅增加了初始姿態(tài)工況，若各工況逐一開展氣動(dòng)數(shù)值仿真與風(fēng)洞吹風(fēng)試驗(yàn)驗(yàn)證，周期進(jìn)度及研制成本都將超出項(xiàng)目承受能力；另外，高馬赫數(shù)等部分工況地面缺乏試驗(yàn)驗(yàn)證條件。為此，探索了適用于風(fēng)洞試驗(yàn)/計(jì)算結(jié)果數(shù)據(jù)融合的機(jī)器學(xué)習(xí)方法，在學(xué)習(xí)已有的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上，對(duì)未試驗(yàn)的需求工況進(jìn)行了預(yù)測（如圖5 所示），提供了覆蓋所有飛行工況的氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)。對(duì)起控點(diǎn)有重要影響的高馬赫數(shù)氣動(dòng)特性便是通過機(jī)器學(xué)習(xí)預(yù)測獲得，飛行結(jié)果證明預(yù)測準(zhǔn)確、有效。

圖5 機(jī)器學(xué)習(xí)預(yù)測俯仰力矩系數(shù)Fig.5 The pitch moment coefficient prediction by machine learning

一子級(jí)再入過程底部發(fā)動(dòng)機(jī)噴口迎風(fēng)，與通常流線的規(guī)范氣動(dòng)外形完全不同，因此將影響一子級(jí)再入過程中全箭氣動(dòng)特性。通過試驗(yàn)和數(shù)值分析結(jié)合，發(fā)現(xiàn)跨聲速區(qū)縱向渦分離導(dǎo)致的穩(wěn)定的異常側(cè)向力如圖6所示，還識(shí)別出跨聲速航向極性變化、跨聲速舵面操縱效率急劇下降等獨(dú)特氣動(dòng)特性，這些新的氣動(dòng)特性引導(dǎo)了控制系優(yōu)化。

圖6 一子級(jí)再入氣動(dòng)特性仿真Fig.6 The aerodynamic simulation for first stage re-enter

1.3.2 高動(dòng)態(tài)強(qiáng)氣動(dòng)耦合條件下的子級(jí)再入控制技術(shù)

一二級(jí)分離后，在初始分離干擾和氣動(dòng)力作用下，一子級(jí)處于姿態(tài)翻轉(zhuǎn)狀態(tài)。前期搭載測量數(shù)據(jù)表明，進(jìn)入稠密大氣層后一子級(jí)最大翻轉(zhuǎn)角速度到達(dá)了200（°）/s 以上。姿態(tài)高速旋轉(zhuǎn)條件下，慣性器件的測量誤差會(huì)被放大，將嚴(yán)重影響純慣導(dǎo)導(dǎo)航解算的精度；GNSS 無法穩(wěn)定跟蹤衛(wèi)星，定位情況較差，不能提供穩(wěn)定的導(dǎo)航定位信息。

CZ-2C火箭團(tuán)隊(duì)創(chuàng)新性地采用基于等效旋轉(zhuǎn)矢量法的高動(dòng)態(tài)姿態(tài)解算技術(shù)，保證了高速姿態(tài)翻轉(zhuǎn)下的導(dǎo)航解算精度，且不增加計(jì)算機(jī)實(shí)時(shí)計(jì)算量，解決了下落過程中傳統(tǒng)姿態(tài)解算方法引入不可交換誤差的問題。將一子級(jí)再入飛行段分為高空低動(dòng)壓飛行段和大動(dòng)壓再入段。高空低壓飛行段不進(jìn)行姿態(tài)控制，以避免控制力不足、箭體持續(xù)翻轉(zhuǎn)狀態(tài)下的姿態(tài)極性錯(cuò)誤故障；進(jìn)入稠密大氣層（動(dòng)壓滿足設(shè)計(jì)條件后）開始姿態(tài)控制，按不同飛行狀態(tài)設(shè)置不同跟蹤控制模式，實(shí)現(xiàn)了箭體氣動(dòng)特性不穩(wěn)定、弱控制力狀態(tài)下的姿態(tài)穩(wěn)定控制，如圖7所示。

圖7 不同狀態(tài)的飛行控制原理Fig.7 The illustrative of flight control for different case

圍繞一子級(jí)落區(qū)控制多約束條件的制導(dǎo)控制目標(biāo)工況，調(diào)研了包括獵鷹火箭、航天飛機(jī)、重復(fù)使用火箭子級(jí)再入等在內(nèi)的子級(jí)落區(qū)控制技術(shù)進(jìn)展，全面梳理了影響要素及本任務(wù)的匹配度，最終選定帶落角、落速等多約束的彈道成形制導(dǎo)技術(shù)，通過最優(yōu)控制理論對(duì)再入段多約束性能指標(biāo)函數(shù)進(jìn)行求解，得到多約束條件同時(shí)滿足的末端成形制導(dǎo)律，如圖8所示。

圖8 一子級(jí)再入制導(dǎo)系統(tǒng)工作示意Fig.8 The diagrammatic sketch of first stage re-enter guidance

2 整流罩落區(qū)控制技術(shù)

2.1 研制歷程

CZ-2C火箭團(tuán)隊(duì)于2018年6月啟動(dòng)基于降落傘的整流罩落區(qū)控制技術(shù)研究，完全自主研發(fā)，經(jīng)歷多次方案迭代與飛行搭載驗(yàn)證，歷時(shí)3年實(shí)現(xiàn)中國首次火箭整流罩帶傘平穩(wěn)降落。2021年底至今，完成電氣系統(tǒng)改進(jìn)，與傘系統(tǒng)開展電氣匹配和跑車試驗(yàn)，具備全系統(tǒng)開展裝備化驗(yàn)證條件。

2.2 總體方案

運(yùn)載火箭整流罩面積大、質(zhì)量輕，通過控制與測量裝置監(jiān)測整流罩再入飛行狀態(tài)，選擇時(shí)機(jī)向降落傘子系統(tǒng)發(fā)出減速傘彈射啟動(dòng)指令，按照時(shí)序完成減速傘彈出、減速傘脫離并拉出翼傘、翼傘解除收口、歸航控制、著陸等一系列動(dòng)作，實(shí)現(xiàn)整流罩落區(qū)控制，如圖9所示。

圖9 整流罩落區(qū)控制示意Fig.9 The diagrammatic sketch of fairing landing area control

研究團(tuán)隊(duì)聯(lián)合攻關(guān)，采用大滑翔比翼傘進(jìn)行歸航控制，整流罩與翼傘組合體機(jī)動(dòng)能力20 km以上，落區(qū)面積可縮小90%以上。

2021 年7 月19 日，在西昌衛(wèi)星發(fā)射中心，搭載CZ-2C Y49火箭驗(yàn)證基于降落傘的整流罩落區(qū)控制技術(shù)，減速傘在15 km以上高空開傘，穩(wěn)定整流罩姿態(tài)并安全著陸，各系統(tǒng)工作正常，整流罩結(jié)構(gòu)完整，如圖10所示。

圖10 整流罩帶傘平穩(wěn)降落Fig.10 The fairing smooth landing with parachute

2.3 關(guān)鍵技術(shù)

2.3.1 面向結(jié)構(gòu)高動(dòng)態(tài)大變形的整流罩再入剖面設(shè)計(jì)CZ-2C 火箭3.35 m 直徑整流罩為“玻璃鋼蒙皮+金屬桁條”結(jié)構(gòu)，如圖11所示。再入過程中受氣動(dòng)力作用會(huì)產(chǎn)生劇烈震蕩，有解體風(fēng)險(xiǎn)，需要對(duì)其進(jìn)行結(jié)構(gòu)加強(qiáng)改造。

圖11 CZ-2C火箭整流罩示意Fig.11 The diagrammatic sketch of LM-2C fairing

再入過程中的主要?jiǎng)幼靼p速傘開傘、翼傘開傘以及翼傘-整流罩組合體歸航機(jī)動(dòng)，其中減速傘開傘時(shí)機(jī)需要合理設(shè)計(jì)：開傘高度過高，氣動(dòng)加熱會(huì)燒蝕傘面、傘繩，造成減速傘失效；開傘高度過低，稠密大氣的氣動(dòng)載荷加大，整流罩存在結(jié)構(gòu)破壞風(fēng)險(xiǎn)。

除減速傘開傘高度外，開傘姿態(tài)也需滿足設(shè)計(jì)條件。為適應(yīng)整流罩再入過程的姿態(tài)高動(dòng)態(tài)、結(jié)構(gòu)大變形特征，研究團(tuán)隊(duì)提出一種基于慣組直接測量的開傘條件設(shè)計(jì)方法：當(dāng)慣組測得的加速度和角速度綜合值大于設(shè)定門限并持續(xù)一段時(shí)間時(shí)，整流罩姿態(tài)具備開傘條件，見圖12。

式中az為整流罩Z向過載，ωx，ωy為X、Y向角速度，R為整流罩半徑，a～為設(shè)定門限。

綜合考慮結(jié)構(gòu)承載、減速傘開傘高度、減速傘開傘姿態(tài)等因素設(shè)計(jì)整流罩再入飛行剖面，其中再入高度與動(dòng)壓關(guān)系曲線如圖13所示。

圖13 整流罩再入高度與動(dòng)壓關(guān)系曲線Fig.13 The altitude-dynamic pressure curve of LM-2C fairing reenter

2.3.2 翼傘-整流罩組合體歸航控制技術(shù)

CZ-2C火箭整流罩落區(qū)控制技術(shù)采用減速傘和翼傘兩級(jí)降落傘方案，減速傘在15 km 以上高度開傘，減速傘不具備機(jī)動(dòng)能力，受高空風(fēng)影響會(huì)造成落點(diǎn)偏移。按照國家大氣標(biāo)準(zhǔn)中相應(yīng)月份的高空風(fēng)數(shù)據(jù)，通過打靶仿真計(jì)算，減速傘在20 km高空開傘時(shí)，減速傘-整流罩組合體縱向（東西方向）位置偏差，即相對(duì)于無傘狀態(tài)的理論落點(diǎn)不大于6.3 km、橫向（南北方向）位置偏差不大于2.7 km，直線位置偏差不大于6.9 km，如圖14 所示。CZ-2C Y49 火箭飛行試驗(yàn)表明，減速傘-整流罩組合體實(shí)際落點(diǎn)位置距無傘狀態(tài)理論落點(diǎn)直線距離5.8 km，驗(yàn)證了仿真計(jì)算的準(zhǔn)確性和有效性。

圖14 減速傘-整流罩組合體落點(diǎn)位置偏差打靶結(jié)果Fig.14 The result of the deviation of the landing position of deceleration parachute-fairing combination

減速傘高空開傘后，電氣系統(tǒng)實(shí)時(shí)測量整流罩的位置、速度和姿態(tài)信息，擇機(jī)發(fā)出脫減速傘指令并拉出翼傘。翼傘傘型為CLARK-Y 改進(jìn)型，通過伺服電機(jī)控制翼傘操縱繩拉伸長度牽動(dòng)翼傘后緣，產(chǎn)生轉(zhuǎn)彎的氣動(dòng)力矩實(shí)現(xiàn)滑翔機(jī)動(dòng)。考慮減速傘-整流罩組合體位置偏差后，翼傘-整流罩組合體歸航控制采用分段控制方法，即分為徑向歸航段、盤旋削高段、接近著陸段3個(gè)階段，其歸航控制程序流程如圖15所示。

圖15 整流罩歸航控制程序流程Fig.15 The parafoil control procedure of LM-2C fairing re-enter

此外，歸航控制程序還設(shè)置了安全避障策略。在整流罩落區(qū)內(nèi)設(shè)置避障點(diǎn)（保護(hù)點(diǎn)）和避障半徑，當(dāng)翼傘-整流罩組合體下降至一定高度時(shí)，開啟安全避障策略控制：若翼傘-整流罩組合體在避障區(qū)域上方，程序?qū)Ⅱ?qū)動(dòng)翼傘先飛出避障區(qū)域，之后再向目標(biāo)點(diǎn)歸航飛行；否則，翼傘-整流罩組合體將朝目標(biāo)點(diǎn)徑向飛行。通過該策略，使得整流罩落區(qū)控制技術(shù)在縮小落區(qū)范圍的同時(shí)，具備了智能保護(hù)地面重點(diǎn)目標(biāo)的能力，且可拓展應(yīng)用于其他場景。

3 落區(qū)控制技術(shù)發(fā)展展望

運(yùn)載火箭分離體落區(qū)控制技術(shù)的研究與應(yīng)用，可以從根本上解決航落區(qū)安全問題，消除航天發(fā)射任務(wù)隱患，展示發(fā)展綠色航天的大國責(zé)任與形象；殘骸安全可控回收技術(shù)是運(yùn)載火箭重復(fù)使用的前提，有助于實(shí)現(xiàn)航天運(yùn)輸系統(tǒng)跨越發(fā)展。

落區(qū)控制技術(shù)是通過對(duì)現(xiàn)役運(yùn)載火箭實(shí)施技術(shù)改進(jìn)實(shí)現(xiàn)的，以不影響主任務(wù)為基本出發(fā)點(diǎn)，遵照可靠性、安全性、測試性、維修性、保障性、環(huán)境適應(yīng)性等要求開展設(shè)計(jì)，系統(tǒng)獨(dú)立、質(zhì)量受控，具備標(biāo)準(zhǔn)化、通用化的機(jī)械和電氣接口，可擴(kuò)展至其他火箭型號(hào)。后續(xù)研究團(tuán)隊(duì)將在推進(jìn)劑安全處理、回收產(chǎn)品檢測、落區(qū)控制設(shè)備成本控制等方面進(jìn)一步開展研究。

4 結(jié)束語

CZ-2C火箭始終堅(jiān)持創(chuàng)新技術(shù)研究，推動(dòng)新技術(shù)工程應(yīng)用，實(shí)現(xiàn)了中國首次基于柵格舵的火箭一子級(jí)落區(qū)精確控制飛行驗(yàn)證和首次整流罩帶傘平穩(wěn)降落，為解決火箭分離體落區(qū)安全性問題提供一整套可行方案，帶動(dòng)落區(qū)控制領(lǐng)域整體技術(shù)發(fā)展，為重復(fù)使用運(yùn)載火箭技術(shù)攻關(guān)和工程研制積累了重要經(jīng)驗(yàn)。