長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)劃代研究

胡海峰 呂新廣 宋征宇

北京航天自動(dòng)控制研究所，北京 100854

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長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)劃代研究

胡海峰 呂新廣 宋征宇

北京航天自動(dòng)控制研究所，北京 100854

回顧了半個(gè)世紀(jì)以來(lái)中國(guó)長(zhǎng)征運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)的發(fā)展歷程，首次開(kāi)展了控制系統(tǒng)劃代和代際發(fā)展研究，總結(jié)控制系統(tǒng)取得的技術(shù)突破，重點(diǎn)對(duì)在役的第三代和在新一代運(yùn)載火箭中應(yīng)用的第四代控制系統(tǒng)進(jìn)行了論述，提出了未來(lái)一代控制系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)和發(fā)展方向，展望了控制系統(tǒng)在重型運(yùn)載中的應(yīng)用。

運(yùn)載火箭；控制系統(tǒng)；劃代研究；代際發(fā)展；重型火箭

從1970年起，中國(guó)已成功研制了CZ-1，CZ-2，CZ-3等多個(gè)系列的運(yùn)載火箭[1-2]，目前正在開(kāi)展新一代運(yùn)載火箭的研制，同時(shí)啟動(dòng)了重型運(yùn)載的論證。本文回顧長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)的發(fā)展歷程，總結(jié)控制系統(tǒng)取得的技術(shù)突破，為重型運(yùn)載控制系統(tǒng)的研制提供了參考。

1 控制系統(tǒng)劃代研究

目前，國(guó)內(nèi)外還沒(méi)有對(duì)運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)劃代開(kāi)展過(guò)專題研究。戰(zhàn)斗機(jī)和航母一般依據(jù)性能指標(biāo)進(jìn)行劃代，導(dǎo)彈的現(xiàn)行劃代方法比較復(fù)雜，涉及到年代法、技術(shù)水平法和綜合法，由于技術(shù)要素、系統(tǒng)組成等方面的差異，戰(zhàn)斗機(jī)、航母和導(dǎo)彈劃代方法不適用于運(yùn)載火箭。文獻(xiàn)[3]按照時(shí)間歷程法對(duì)運(yùn)載火箭劃代進(jìn)行了簡(jiǎn)要介紹，但對(duì)長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭不適用。文獻(xiàn)[4]以聚類分析法形成29項(xiàng)指標(biāo)、117項(xiàng)打分準(zhǔn)則，從全箭的角度對(duì)長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭進(jìn)行了劃代分析。從總體上講，火箭生命周期一般較長(zhǎng)，控制系統(tǒng)相關(guān)的軟硬件產(chǎn)品、信息技術(shù)發(fā)展相對(duì)較快，甚至存在火箭未更新?lián)Q代而控制系統(tǒng)已更新?lián)Q代的情況。運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)劃代可以參考上述方法但又有其自身的特點(diǎn)。

1.1 早期的控制系統(tǒng)

早期運(yùn)載火箭采用外干擾補(bǔ)償全慣性制導(dǎo)，直接利用捷聯(lián)安裝的加速度計(jì)和陀螺儀輸出，經(jīng)過(guò)系數(shù)變換、積分后生成關(guān)機(jī)和導(dǎo)引指令，計(jì)算簡(jiǎn)單，計(jì)算裝置中的邏輯電路采用晶體管分立元件，圖1和2分別為模擬計(jì)算機(jī)和簡(jiǎn)易制導(dǎo)關(guān)機(jī)控制裝置的原理框圖。典型特征[5-6]為：1) 以模擬量控制為主；2) 采用簡(jiǎn)易計(jì)算裝置進(jìn)行制導(dǎo)控制；3) 采用校正網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行姿態(tài)穩(wěn)定控制。

圖1 模擬計(jì)算機(jī)框圖

圖2 簡(jiǎn)易制導(dǎo)關(guān)機(jī)控制裝置框圖

1.2 第二代控制系統(tǒng)

第二代控制系統(tǒng)的典型特征為：1) 采用數(shù)字控制系統(tǒng)進(jìn)行制導(dǎo)與姿態(tài)穩(wěn)定控制；2) 采用慣性陀螺平臺(tái)導(dǎo)航，通過(guò)3個(gè)伺服回路將平臺(tái)臺(tái)體穩(wěn)定在慣性空間；3) 采用攝動(dòng)制導(dǎo)方法進(jìn)行關(guān)機(jī)控制。

圖3 第二代控制系統(tǒng)框圖

上述方案也簡(jiǎn)稱為“平臺(tái)—計(jì)算機(jī)方案”[7]，見(jiàn)圖3。在這期間慣性平臺(tái)技術(shù)快速發(fā)展，根據(jù)應(yīng)用需求，結(jié)構(gòu)形式有二框架三軸、三框架四軸，支撐方式有氣浮、液浮等，平臺(tái)精度提升，可靠性提高；隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)迅猛發(fā)展，遠(yuǎn)程火箭開(kāi)創(chuàng)了增量型方案，后續(xù)又先后研制成功了8位、16位和32位的箭載計(jì)算機(jī)，處理能力不斷增強(qiáng)；攝動(dòng)制導(dǎo)理論在這一時(shí)期不斷發(fā)展，早期計(jì)算機(jī)性能低，采用隱式導(dǎo)航與制導(dǎo)，隨著計(jì)算機(jī)性能的提高，慣性器件實(shí)時(shí)誤差補(bǔ)償、顯式導(dǎo)航和基于全量的攝動(dòng)導(dǎo)引都逐步成功應(yīng)用。盡管在近30年的時(shí)間里控制系統(tǒng)取得了顯著的技術(shù)進(jìn)步，但從技術(shù)特征分析仍屬于第二代控制系統(tǒng)。

1.3 第三代控制系統(tǒng)

第三代控制系統(tǒng)研制始于90年代，以載人航天為契機(jī)，開(kāi)展了冗余容錯(cuò)控制技術(shù)的探索，并不斷完善應(yīng)用至今，制導(dǎo)系統(tǒng)采用更具魯棒性的閉路制導(dǎo)方法，采用組合導(dǎo)航提高入軌精度。CZ-2F是這一代控制系統(tǒng)的典型，CZ-2C/D，CZ-3A等火箭在此期間也通過(guò)探月工程、可靠性工程等進(jìn)行了冗余容錯(cuò)改進(jìn)。第三代控制系統(tǒng)的典型特征為：1) 采用冗余設(shè)計(jì)提高可靠性；2) 采用組合導(dǎo)航技術(shù)提高導(dǎo)航精度；3) 采用閉環(huán)迭代制導(dǎo)提高入軌精度并增強(qiáng)對(duì)推力下降故障的適應(yīng)性。

冗余設(shè)計(jì)因任務(wù)要求不同，各火箭也略有不同，圖4為冗余容錯(cuò)控制系統(tǒng)示例。提高可靠性是這一時(shí)期火箭關(guān)注的重點(diǎn)，而控制系統(tǒng)提高可靠性更易實(shí)施，對(duì)全箭可靠性的提高作用也最為顯著。經(jīng)過(guò)載人航天等國(guó)家級(jí)航天項(xiàng)目的推進(jìn)，冗余容錯(cuò)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)成果可以歸納為5大技術(shù)和1項(xiàng)方法：1)基于TMR的多數(shù)表決技術(shù)；2)基于故障診斷的冗余管理技術(shù)；3)基于故障吸收的容錯(cuò)技術(shù)；4)基于參數(shù)裕度的冗余技術(shù)；5)器件/部件級(jí)冗余技術(shù)；6)迭代制導(dǎo)方法。

限于篇幅，本文簡(jiǎn)要介紹部分技術(shù)。

圖4 冗余容錯(cuò)控制系統(tǒng)框圖

1.3.1 基于故障診斷的冗余管理技術(shù)

慣性測(cè)量設(shè)備冗余成為提升系統(tǒng)可靠性的重要手段。CZ-2F從發(fā)射神舟三號(hào)開(kāi)始，采用了慣性平臺(tái)為主、撓性捷聯(lián)慣組為備份的主從系統(tǒng)[8]。此后長(zhǎng)征火箭控制系統(tǒng)還研制了平臺(tái)+激光慣組、雙撓性慣組及雙激光慣組等多種冗余方案[9-10]。

圖5 雙七表?yè)闲詰T組共基座安裝

慣性測(cè)量信息的故障診斷主要針對(duì)不同的單表信息進(jìn)行合理性判別，在故障診斷基礎(chǔ)上，形成整體切除的主備式和單表切除的融合式2種冗余管理策略，各有優(yōu)缺點(diǎn)。以雙七表?yè)闲詰T組為例[11]，兩套慣組共基座安裝(圖5)，采用單表切除的信息融合方式，將單表級(jí)故障容限度提高到2度以上，診斷流程見(jiàn)圖6，診斷策略如下：

1) 視加速度信息每個(gè)正交軸只有2路測(cè)量信息，連同斜置方向共有8路，將所有視加速度測(cè)量通道作為一個(gè)冗余結(jié)構(gòu)，即8個(gè)加表中允許任意2個(gè)發(fā)生故障；

2) 角速度信息在3個(gè)正交軸均有4路測(cè)量信息，采用少數(shù)服從多數(shù)的原則，通過(guò)四取三或三取二確定發(fā)生故障的敏感軸，將同軸的測(cè)量通道作為一個(gè)獨(dú)立的冗余結(jié)構(gòu)，每個(gè)測(cè)量軸信息允許2度故障。

圖6 雙七表冗余診斷流程

1.3.2 基于故障吸收的容錯(cuò)技術(shù)

基于故障吸收的容錯(cuò)技術(shù)能自動(dòng)地將故障吸收，無(wú)需判別診斷和隔離重構(gòu)，是一種節(jié)省資源、簡(jiǎn)單有效的容錯(cuò)設(shè)計(jì)。圖7為控制系統(tǒng)綜合放大器與伺服閥和反饋電位計(jì)構(gòu)成的故障吸收伺服控制小回路，該結(jié)構(gòu)為三重復(fù)冗余結(jié)構(gòu)，利用伺服閥的故障吸收實(shí)現(xiàn)小回路的冗余管理[12]。

圖7 故障吸收伺服控制小回路

1.3.3 基于參數(shù)裕度的冗余技術(shù)

當(dāng)系統(tǒng)組件或模塊出現(xiàn)故障時(shí)仍能基于參數(shù)裕度容錯(cuò)工作。以雙速率陀螺冗余設(shè)計(jì)為例，2只速率陀螺均正常時(shí)系統(tǒng)裕度最大，1只陀螺故障后通過(guò)限幅、診斷將故障通道速率陀螺參數(shù)置0，系統(tǒng)穩(wěn)定裕度下降，但仍能保證火箭穩(wěn)定飛行。

1.3.4 迭代制導(dǎo)方法

迭代制導(dǎo)在飛行過(guò)程中根據(jù)目標(biāo)和運(yùn)動(dòng)參數(shù)實(shí)時(shí)規(guī)劃最優(yōu)軌跡，能夠滿足更高的精度需求[13]，迭代制導(dǎo)在我國(guó)載人航天任務(wù)中連續(xù)多次實(shí)現(xiàn)了同時(shí)精確控制5個(gè)軌道根數(shù)[14-15]。迭代制導(dǎo)根據(jù)飛行中實(shí)測(cè)的視加速度進(jìn)行估算，表現(xiàn)出對(duì)推力下降等故障模式的強(qiáng)適應(yīng)性。推力穩(wěn)定條件下，視加速度變化平穩(wěn)連續(xù)，視加速度、視速度及視位置具有如下表達(dá)式：

(1)

(2)

(3)

式(1)～(3)中以箭體縱軸視加速度代替總視加速度，在發(fā)動(dòng)機(jī)小角度擺動(dòng)時(shí)誤差可以忽略，其中τ與當(dāng)前時(shí)刻的視加速度有關(guān)：

(4)

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)故障導(dǎo)致推力性能變化時(shí)，加速度計(jì)敏感視加速度變化，并依據(jù)式(1)～(4)估算未來(lái)的視速度L、視位置S，由于推力的變化，原入軌點(diǎn)也不再適用，控制系統(tǒng)根據(jù)入軌點(diǎn)應(yīng)達(dá)到的速度以及火箭在未來(lái)T時(shí)間內(nèi)產(chǎn)生的速度矢量，采用雙向逼近法迭代求解，迭代收斂重新獲得最佳入軌點(diǎn)和入軌時(shí)間，重新規(guī)劃最優(yōu)彈道。故障仿真表明，當(dāng)一級(jí)或二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)推力大幅度下降時(shí)，在運(yùn)載能力和控制力具備的條件下，入軌精度仍能滿足要求。

1.4 第四代控制系統(tǒng)

第四代承擔(dān)在役運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)更新?lián)Q代的任務(wù)，采用總線制分布式全數(shù)字容錯(cuò)控制系統(tǒng)，功能更強(qiáng)，可靠性更高，以新一代中型運(yùn)載火箭為例，典型特征為：1)余度總線數(shù)字體制；2)高可靠三冗余；3)分布式控制；4)集成模塊化綜合電子(IMA)；5)主動(dòng)的動(dòng)力及載荷控制。

圖8體現(xiàn)了新一代控制系統(tǒng)的特征[16]：

1) 采用一套總線貫穿全箭，實(shí)現(xiàn)一體化設(shè)計(jì)，通過(guò)總線切換解決艙段分離問(wèn)題。一、二級(jí)設(shè)備通過(guò)1553B總線連接，助推器設(shè)備通過(guò)422接口與OBC通信。通過(guò)總線切換解決艙段分離實(shí)現(xiàn)火箭不同級(jí)BC共享；

2) 采用系統(tǒng)級(jí)冗余設(shè)計(jì)，由余度總線構(gòu)成三余度的控制系統(tǒng)，通過(guò)系統(tǒng)級(jí)冗余容錯(cuò)技術(shù)，可靠性指標(biāo)達(dá)到0.998；

3) 各艙段設(shè)計(jì)相對(duì)獨(dú)立的子系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)分布式控制。4個(gè)助推器、芯一級(jí)和芯二級(jí)共6個(gè)模塊均設(shè)計(jì)獨(dú)立的控制器，用于本模塊伺服、時(shí)序和貯箱閉式增壓等控制，火箭二級(jí)的箭機(jī)進(jìn)行制導(dǎo)、導(dǎo)航任務(wù)并生成控制指令，控制器和箭機(jī)均為三模冗余結(jié)構(gòu)；

圖8 總線制分布式數(shù)字容錯(cuò)控制框圖

4) 采用集成模塊化電子系統(tǒng)(IMA)，實(shí)現(xiàn)模塊級(jí)產(chǎn)品重用。借助于綜合電子背板總線的強(qiáng)大功能，基于分時(shí)分區(qū)的處理模式及總線網(wǎng)絡(luò)端節(jié)點(diǎn)芯片化的思路，具有單一功能的設(shè)備集成在一起，分屬于不同系統(tǒng)的設(shè)備也可集成為綜合性的控制組合，多種智能單元在單個(gè)機(jī)箱內(nèi)匹配共存，構(gòu)建功能全面、高效集成的控制系統(tǒng)；

5) 采用動(dòng)力系統(tǒng)和載荷主動(dòng)控制技術(shù)，擴(kuò)展控制系統(tǒng)功能。應(yīng)用主動(dòng)的動(dòng)力和環(huán)境載荷控制技術(shù)，降低不確定性的影響：主動(dòng)的閉式增壓技術(shù)實(shí)現(xiàn)貯箱薄壁結(jié)構(gòu)承載和發(fā)動(dòng)機(jī)入口的壓力[17-18]；推力調(diào)節(jié)控制系統(tǒng)基于指數(shù)細(xì)分調(diào)速方案實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)推力的快速精準(zhǔn)調(diào)節(jié)；采用集成化橫法向加表裝置敏感橫、法向過(guò)載，實(shí)施火箭主動(dòng)減載控制。上述技術(shù)提高了火箭任務(wù)的適應(yīng)性和可靠性，具有降低運(yùn)載火箭結(jié)構(gòu)質(zhì)量、提升有效運(yùn)載能力的優(yōu)勢(shì)。

2 未來(lái)重型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)

2.1 重型運(yùn)載控制系統(tǒng)的挑戰(zhàn)

重型運(yùn)載火箭一般指起飛質(zhì)量約3000t，LEO軌道運(yùn)載能力100t級(jí)的航天運(yùn)載器。迄今為止，全世界曾經(jīng)投入使用或計(jì)劃研制的重型運(yùn)載火箭包括美國(guó)的土星V、前蘇聯(lián)的N-1和能源號(hào)、美國(guó)“星座”計(jì)劃的Ares V。目前在研的重型火箭僅有美國(guó)的SLS(空間發(fā)射系統(tǒng))。

SLS繼承了大量Ares V火箭的研究成果[19]，電子系統(tǒng)主要為三冗余設(shè)計(jì)，全箭有AF，EF，UF三套總線，每套總線均為三冗余。SLS制導(dǎo)方法被稱為第三代閉路制導(dǎo)[20]，具有“可滿足定時(shí)、定姿、定點(diǎn)入軌等終端約束”和“可靠性和運(yùn)算速度滿足在線使用要求”的優(yōu)點(diǎn)，進(jìn)一步提升了故障適應(yīng)性，載貨任務(wù)將力爭(zhēng)進(jìn)入預(yù)定軌道，直至燃料耗盡，載人任務(wù)將自主決策進(jìn)入安全軌道。針對(duì)復(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[21]，根據(jù)控制品質(zhì)在線調(diào)整增益，擴(kuò)展了SLS火箭對(duì)典型故障和飛行異常的適應(yīng)性。

重型運(yùn)載火箭是實(shí)施大規(guī)模深空探測(cè)任務(wù)的基礎(chǔ)，其大直徑、長(zhǎng)箭體、大推力、長(zhǎng)時(shí)間、高精度、低功耗和高可靠的特點(diǎn)對(duì)控制系統(tǒng)提出了更高的挑戰(zhàn)：

1) 高可靠性和安全性：重型運(yùn)載火箭有效載荷大和造價(jià)高，確?；鸺趶?fù)雜的全任務(wù)剖面內(nèi)可靠飛行是控制系統(tǒng)面臨的重大挑戰(zhàn)；

2) 多任務(wù)適應(yīng)性：重型運(yùn)載火箭系統(tǒng)復(fù)雜，需適應(yīng)載人登月、深空探測(cè)等多種任務(wù)，要求控制算法必須能適應(yīng)多任務(wù)，具有強(qiáng)魯棒適應(yīng)性；

3) 先進(jìn)性：重型運(yùn)載火箭擬應(yīng)用超大推力的液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，采用單發(fā)動(dòng)機(jī)雙噴管新型伺服技術(shù)，在提高控制能力的同時(shí)，干擾和不確定性也大大增加，要求控制系統(tǒng)必須具有相應(yīng)的系統(tǒng)先進(jìn)性。同時(shí)，載人登月需要重型火箭末級(jí)在LEO軌道長(zhǎng)時(shí)間運(yùn)行，控制系統(tǒng)必須在借鑒成熟技術(shù)的基礎(chǔ)上，充分應(yīng)用新型的自適應(yīng)控制技術(shù)，最大限度的發(fā)揮其潛能。

2.2 我國(guó)重型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)設(shè)想

重型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)將在第四代基礎(chǔ)上應(yīng)對(duì)未來(lái)挑戰(zhàn)，進(jìn)行突破和升級(jí)，主要表現(xiàn)在：

1) 信息處理能力增強(qiáng)，總線將完成更新?lián)Q代。

重型運(yùn)載多傳感器的信息融合以及多處理器的并行處理使得信息量大大增加，控制系統(tǒng)信息處理的能力將增強(qiáng)。同時(shí)第四代控制系統(tǒng)普遍采用的1553B總線無(wú)論從站點(diǎn)數(shù)、通信距離、傳輸速度等方面均無(wú)法滿足要求。實(shí)時(shí)以太網(wǎng)和FC總線是目前具有應(yīng)用前景的選擇方案。TTE和EPA通過(guò)一種能夠以固定的端到端延遲和微秒級(jí)時(shí)延抖動(dòng)進(jìn)行確定性消息傳遞，具有靈活性的時(shí)分多路復(fù)用的帶寬劃分，基于以太網(wǎng)且與LAN網(wǎng)絡(luò)兼容可使箭上、地面設(shè)計(jì)網(wǎng)絡(luò)一體化，其傳輸速率和距離的優(yōu)勢(shì)將充分發(fā)揮。Ariane6火箭將會(huì)采用TTE總線[22]，獵戶座飛船也采用了TTE總線。EPA總線具有功能安全、自主可控和網(wǎng)絡(luò)自愈的優(yōu)勢(shì)[23]。而FC-AE-1553能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)MIL-STD-1553總線的平滑升級(jí)，具有通訊速率快、網(wǎng)絡(luò)規(guī)模大、通訊距離遠(yuǎn)和可靠性高等優(yōu)點(diǎn)，代表了未來(lái)航天總線的一個(gè)重要的發(fā)展方向[24]。上述3種總線均可作為重型火箭的優(yōu)選方案，應(yīng)在技術(shù)成熟度、工程化設(shè)計(jì)方面開(kāi)展深化論證。同時(shí)新型總線也將促進(jìn)分布式控制、IMA綜合電子、自檢測(cè)等技術(shù)的升級(jí)。

2) 突破主動(dòng)容錯(cuò)重構(gòu)控制技術(shù)，進(jìn)一步提高系統(tǒng)飛行可靠性。

可重構(gòu)控制是在傳統(tǒng)余度控制理論的基礎(chǔ)上發(fā)展起來(lái)的主動(dòng)容錯(cuò)控制技術(shù)，開(kāi)始于20世紀(jì)80年代初的自動(dòng)維護(hù)和自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)研究計(jì)劃(SRFC)，與此同時(shí)航空界也進(jìn)行了為商用飛機(jī)設(shè)計(jì)的重構(gòu)飛行控制系統(tǒng)研究計(jì)劃[25]，各航天大國(guó)也陸續(xù)開(kāi)展了容錯(cuò)重構(gòu)控制的研究。重型運(yùn)載采用可重構(gòu)控制技術(shù)，在線進(jìn)行模型辨識(shí)、故障檢測(cè)與隔離，調(diào)整重構(gòu)容錯(cuò)控制器參數(shù)或結(jié)構(gòu)，保持系統(tǒng)性能，以應(yīng)對(duì)各種不確定和故障，并為應(yīng)急處理爭(zhēng)取時(shí)間。關(guān)鍵技術(shù)包括：在線模型辨識(shí)和參數(shù)整定、基于模型的自適應(yīng)控制等，同時(shí)也需要新型傳感器技術(shù)的支持，為火箭控制提供更多觀測(cè)信息。

3) 突破自主控制技術(shù)，提升故障應(yīng)對(duì)能力，確保飛行安全。

自主控制的特殊性在于具有在始料未及的態(tài)勢(shì)下以目標(biāo)為導(dǎo)向的適應(yīng)與改變能力，這將是重型運(yùn)載控制系統(tǒng)重要的技術(shù)進(jìn)步。重型運(yùn)載火箭利用傳感器多維度感知飛行環(huán)境，不僅能實(shí)現(xiàn)實(shí)時(shí)環(huán)境條件及約束下的最優(yōu)軌跡、最佳姿態(tài)飛行，還能適應(yīng)外部飛行環(huán)境進(jìn)行主動(dòng)控制。在面對(duì)典型非致命的動(dòng)力、控制機(jī)構(gòu)等故障時(shí)，在嚴(yán)格的過(guò)程和終端約束下，自主在線快速評(píng)估系統(tǒng)故障影響，決策調(diào)整任務(wù)并控制火箭由當(dāng)前狀態(tài)轉(zhuǎn)移到特定目標(biāo)狀態(tài)(故障狀態(tài)下終端時(shí)刻可不再作為強(qiáng)制約束)，從而大幅減少發(fā)射前的人工準(zhǔn)備工作，以獲取最大科學(xué)回報(bào)為目標(biāo)，提升火箭的適應(yīng)能力。

4) 分布式控制技術(shù)將提升，系統(tǒng)集成度將更高。

IMA概念源于航空，通過(guò)在不同的子系統(tǒng)中共享軟硬件資源，大量減少嵌入式的航電設(shè)備。重型運(yùn)載航天綜合電子的概念將進(jìn)一步增強(qiáng)，由控制組合和高速總線系統(tǒng)構(gòu)建一個(gè)功能全面、高效集成的系統(tǒng)，同時(shí)IMA技術(shù)也能較大程度降低成本。

5) 火箭BIT測(cè)試更全面，智能敏捷測(cè)發(fā)控將應(yīng)用。

在新一代中型運(yùn)載火箭中，僅控制系統(tǒng)的絕大部分參數(shù)由箭上設(shè)備自檢測(cè)，而重型運(yùn)載電氣系統(tǒng)的被測(cè)量會(huì)大幅增加，通過(guò)有線連接至地面測(cè)試系統(tǒng)是不現(xiàn)實(shí)的，需采用火箭自檢測(cè)技術(shù)，開(kāi)展控制與測(cè)量的一體化設(shè)計(jì)。事實(shí)上，美國(guó)自航天飛機(jī)開(kāi)始就采取了一種類似方案，地面系統(tǒng)通過(guò)“網(wǎng)關(guān)”收集飛行器的信息，以網(wǎng)絡(luò)化的方式傳輸，地面測(cè)試系統(tǒng)將主要起分析判斷作用。

6) 推廣應(yīng)用主動(dòng)的環(huán)境和載荷控制技術(shù)，大幅提升運(yùn)載火箭性能。

中國(guó)在從航天大國(guó)向航天強(qiáng)國(guó)邁進(jìn)的過(guò)程中，航天器控制面臨的挑戰(zhàn)之一是：對(duì)環(huán)境載荷影響的控制問(wèn)題[26]。由于對(duì)大氣、引力等環(huán)境因素的影響機(jī)理尚未完全認(rèn)知，故未能對(duì)環(huán)境載荷的影響實(shí)現(xiàn)有效控制，導(dǎo)致火箭采取加強(qiáng)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的保守設(shè)計(jì)，影響了運(yùn)載能力和有效投送比。通過(guò)應(yīng)用主動(dòng)的環(huán)境載荷控制技術(shù)，從控制系統(tǒng)角度能夠降低環(huán)境載荷不確定性的影響，如采用基于攻角和變推力的實(shí)時(shí)卸載控制技術(shù)降低載荷、采用推力調(diào)節(jié)控制進(jìn)行最大過(guò)載約束改善航天員面臨的過(guò)載環(huán)境、主動(dòng)的閉式增壓控制為薄壁貯箱結(jié)構(gòu)提供內(nèi)壓載荷等，這些技術(shù)將有助于降低運(yùn)載火箭總體結(jié)構(gòu)質(zhì)量，提升有效運(yùn)載能力。

3 結(jié)束語(yǔ)

半個(gè)世紀(jì)以來(lái)，長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)從無(wú)到有，持續(xù)改進(jìn)，經(jīng)歷了模擬控制、平臺(tái)-計(jì)算機(jī)方案、冗余容錯(cuò)控制及總線制分布式全數(shù)字控制等的發(fā)展，系統(tǒng)性能、可靠性不斷提高，也更多地向主動(dòng)的載荷和環(huán)境控制功能拓展。隨著控制技術(shù)的發(fā)展和計(jì)算能力的增強(qiáng)，控制系統(tǒng)將向更智能、更集成、更可靠和更經(jīng)濟(jì)的方向發(fā)展，容錯(cuò)重構(gòu)、智能自主控制將成為下一個(gè)具有劃代特征的重大技術(shù)進(jìn)步。

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Research on GNC System Generation of Long March Launch Vehicles

Hu Haifeng, Lv Xinguang, Song Zhengyu

Beijing Aerospace Automatic Control Institute，Beijing 100854, China

Thedevelopmentprogressofchineselaunchvehiclecontrolsysteminthepasthalfcenturyisreviewed.Itisthefirsttimetoresearchcontrolsystemintergenerationaldevelopmentsandanalyzethecharacteristicsofeachgeneration.Thethirdgenerationnowin-serviceandthefourthgenerationtobeappliedtoChinesenewgenerationlaunchvehiclearediscussed.Andthekeytechnologiesoffuturegenerationcontrolsystemareproposedandtheapplicationstoheavylaunchvehiclearediscussed.

Longmarchlaunchvehicle; GNC;Generationresearch;Intergenerationaldevelopment;Heavylaunchvehicle

2016-04-11

胡海峰(1978-)，男，河北保定人，碩士，研究員，主要從事運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)研制及系統(tǒng)集成技術(shù)研究；呂新廣(1978-)，男，山東青州人，碩士，研究員，主要從事運(yùn)載火箭制導(dǎo)系統(tǒng)設(shè)計(jì)；宋征宇(1970-)，男，江蘇靖江人，研究員，博士生導(dǎo)師，主要從事飛行器控制、制導(dǎo)與仿真技術(shù)及系統(tǒng)集成技術(shù)等方面的研究。

V448

A

1006-3242(2016)06-0015-07