運(yùn)載火箭故障模式及制導(dǎo)自適應(yīng)技術(shù)應(yīng)用分析

常武權(quán)，張志國

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

0 引 言

智慧火箭是傳統(tǒng)運(yùn)載火箭與新一代信息技術(shù)的全面有機(jī)結(jié)合[1]。制導(dǎo)控制系統(tǒng)作為運(yùn)載火箭必要組成子系統(tǒng)，同時與信息技術(shù)發(fā)展密切相關(guān)，必然在智慧火箭的研制及飛行中發(fā)揮重要的作用。其中，制導(dǎo)自適應(yīng)技術(shù)的意義主要有三個方面：一是提升射前標(biāo)稱軌跡設(shè)計的效率，減少射前準(zhǔn)備時間與成本；二是應(yīng)用于軌跡在線規(guī)劃與閉環(huán)制導(dǎo)，乃至飛行過程中故障等條件下運(yùn)載器性能改變、目標(biāo)約束改變時的軌跡在線重構(gòu)，提升運(yùn)載器上升段制導(dǎo)的自主性；三是作為通用軌跡優(yōu)化方法應(yīng)用于新型運(yùn)載器的設(shè)計過程中，最佳的動態(tài)與靜態(tài)的組合與匹配運(yùn)載器的各子系統(tǒng)，達(dá)到最大有效載荷、最小起飛質(zhì)量等性能指標(biāo)等。因此，制導(dǎo)自適應(yīng)技術(shù)對運(yùn)載火箭總體設(shè)計和制導(dǎo)控制方案有著重要的實際工程價值[2]。

結(jié)合近期中國運(yùn)載火箭研制及飛行任務(wù)遇到的問題，本文將智慧火箭對于制導(dǎo)控制系統(tǒng)的迫切需求總結(jié)為：充分利用各種信息資源、優(yōu)化控制理論和箭地計算能力，準(zhǔn)確、及時地為運(yùn)載火箭全發(fā)射任務(wù)周期(含任務(wù)準(zhǔn)備、發(fā)射飛行及離軌等)提供可行制導(dǎo)解決方案，提高多工況下運(yùn)載火箭完成任務(wù)魯棒能力及飛行性能。實現(xiàn)上述需求的相關(guān)制導(dǎo)技術(shù)在本文中統(tǒng)稱為制導(dǎo)自適應(yīng)技術(shù)。

對于運(yùn)載火箭制導(dǎo)系統(tǒng)的智慧控制，一方面要從理論上拓展最優(yōu)化、導(dǎo)航等學(xué)科、技術(shù)在制導(dǎo)領(lǐng)域的應(yīng)用范圍，提升制導(dǎo)控制性能；另一方面也要結(jié)合運(yùn)載火箭自身系統(tǒng)特點(diǎn)開展針對性設(shè)計。保證運(yùn)載火箭正常狀態(tài)的發(fā)射流程及飛行是制導(dǎo)控制系統(tǒng)的基本功能。在正常狀態(tài)基礎(chǔ)上，本文對運(yùn)載火箭任務(wù)準(zhǔn)備及飛行過程中的故障狀態(tài)進(jìn)行了分析，從制導(dǎo)控制發(fā)揮作用的原則出發(fā)給出了基于運(yùn)載火箭能量故障分類方法；進(jìn)而提出了針對部分能量故障的運(yùn)載火箭制導(dǎo)系統(tǒng)自適應(yīng)的功能需求、實現(xiàn)方法及實施途徑。

1 運(yùn)載火箭故障分類研究

故障模式分析在航空航天飛行器設(shè)計中是一項復(fù)雜的工作，文獻(xiàn)[3]從不同角度進(jìn)行了飛行器故障介紹。為便于說明問題，本文所描述的故障不涉及發(fā)生概率、機(jī)理等，只有不發(fā)生、發(fā)生和故障演變等狀態(tài)；對于采用了冗余措施的設(shè)備或系統(tǒng)，不考慮故障發(fā)生；不考慮獨(dú)立的二度故障，但考慮某種故障可能引發(fā)的次生故障。

1.1 按運(yùn)載火箭故障發(fā)生工作時段分類

運(yùn)載火箭設(shè)計可考慮按照故障發(fā)生在任務(wù)剖面的不同時間段劃分：

1)故障發(fā)生在“制導(dǎo)系統(tǒng)開始工作-點(diǎn)火”階段，如瞄準(zhǔn)信息未正常獲取。

2)故障發(fā)生在“點(diǎn)火-星箭分離”階段，如某飛行段推力非預(yù)期下降。

3)故障發(fā)生在“星箭分離-拓展任務(wù)完成”階段，如離軌失敗。

其中對于重要的“點(diǎn)火-星箭分離”階段，可進(jìn)行更細(xì)致的劃分，如大氣飛行段、真空飛行段；動力段、滑行段等。另外不同階段的連接點(diǎn)(時間、空間、信息等維度)也存在故障模式，如星箭未分離。

1.2 按運(yùn)載火箭故障發(fā)生系統(tǒng)分類

運(yùn)載火箭設(shè)計可考慮按照故障發(fā)生在制導(dǎo)控制系統(tǒng)內(nèi)外劃分：

1)故障發(fā)生在制導(dǎo)控制系統(tǒng)內(nèi)，如某路慣性器件參數(shù)非正常輸出。

2)故障發(fā)生在制導(dǎo)控制系統(tǒng)外，對于制導(dǎo)控制系統(tǒng)外的故障，可進(jìn)行更細(xì)致的劃分，如推力下降故障可以是發(fā)動機(jī)導(dǎo)致也可以是增壓輸送系統(tǒng)導(dǎo)致的。

1.3 按運(yùn)載火箭故障能量屬性分類

運(yùn)載火箭設(shè)計可考慮按照故障的能量屬性進(jìn)行劃分：

1)非(微)能量故障，如制導(dǎo)系統(tǒng)用某信息消失或信息不全、錯誤等。

2)小型能量故障，如某一級整體推力小幅度下降并超過極限偏差，某個或某幾個助推器未分離(理論助推分離與一、二級的級間分離時間相隔較近)等。

3)中型能量故障，如某一級整體推力非預(yù)期較大下降等。

4)大型能量故障，如爆炸、某級推力完全喪失、某級伺服機(jī)構(gòu)完全卡死、級間未分離等。

上述故障分類方法可用于工程上識別故障參考，需要注意的是：一個故障可擁有若干分類屬性，故障分類彼此間的界面可能并不明晰，一個故障可能會根據(jù)具體情況轉(zhuǎn)化。

以下第2、第3節(jié)按照故障能量屬性分類，給出幾種故障模式，提出制導(dǎo)系統(tǒng)為增加運(yùn)載火箭完成任務(wù)魯棒能力需具備的功能，從而為后續(xù)智慧火箭及新型制導(dǎo)系統(tǒng)的研制發(fā)展提供參考。

2 適應(yīng)非(微)能量故障的制導(dǎo)系統(tǒng)功能需求

2.1 未按預(yù)定時間點(diǎn)火

近地交會對接任務(wù)一般需要零窗口發(fā)射(從點(diǎn)火時間精度講，可認(rèn)為窗口寬度為1 s)；GTO任務(wù)和深空探測任務(wù)等，發(fā)射窗口從幾分鐘量級到幾十分鐘量級。對于較短的點(diǎn)火時間偏差，產(chǎn)生的升交點(diǎn)赤經(jīng)偏移量可由制導(dǎo)系統(tǒng)在飛行過程中容納，亦即制導(dǎo)系統(tǒng)對于發(fā)射窗口的拓展有一定作用，提高了任務(wù)完成能力。在我國交會對接任務(wù)實施中，已實現(xiàn)利用運(yùn)載火箭能力余量通過迭代制導(dǎo)提高對于點(diǎn)火時間延遲故障的適應(yīng)能力。對于深空探測任務(wù)等可允許的較長點(diǎn)火時間偏差，目前方法是通過增加彈道和制導(dǎo)系統(tǒng)諸元來提高工程任務(wù)實施的魯棒性，但這增加了任務(wù)設(shè)計和準(zhǔn)備的工作量?；谝陨辖榻B，后續(xù)制導(dǎo)控制系統(tǒng)的一項功能需求為：使用一套基本飛行諸元完成預(yù)定發(fā)射任務(wù)，針對一定點(diǎn)火時間延遲能夠自動計算形成新的飛行諸元。

2.2 瞄準(zhǔn)信息缺失或錯誤

目前我國新一代運(yùn)載火箭瞄準(zhǔn)用的測量設(shè)備或測量手段都是冗余的。但從提高任務(wù)適應(yīng)性和技術(shù)改進(jìn)的角度，后續(xù)智慧火箭應(yīng)具備自瞄準(zhǔn)功能，且應(yīng)發(fā)展為主要定向手段。這也是對于后續(xù)制導(dǎo)控制系統(tǒng)的一項基本功能需求。

2.3 箭上導(dǎo)航信息失效

目前我國大多數(shù)運(yùn)載火箭采用“慣性導(dǎo)航+衛(wèi)星導(dǎo)航”的組合導(dǎo)航方式。由于先應(yīng)用慣性導(dǎo)航，后引入組合導(dǎo)航的歷史原因，在制導(dǎo)系統(tǒng)設(shè)計中均設(shè)計了無衛(wèi)星導(dǎo)航數(shù)據(jù)或衛(wèi)星導(dǎo)航數(shù)據(jù)偏差過大的處置措施，即當(dāng)前制導(dǎo)系統(tǒng)具備衛(wèi)星導(dǎo)航信息失效故障的適應(yīng)能力。

考慮到可能的運(yùn)載火箭末級長時間在軌等情況，制導(dǎo)系統(tǒng)的一項功能需求為：慣性設(shè)備參數(shù)在線辨識與標(biāo)定?？紤]到未來經(jīng)濟(jì)性要求等因素，慣性設(shè)備冗余程度會適當(dāng)減少，則衛(wèi)星導(dǎo)航信息重要性相應(yīng)提高，制導(dǎo)系統(tǒng)的一項功能需求為：單純利用衛(wèi)星導(dǎo)航參數(shù)進(jìn)行制導(dǎo)計算。目前，衛(wèi)星導(dǎo)航參數(shù)基本起修正作用，后續(xù)應(yīng)視情調(diào)整慣性導(dǎo)航與衛(wèi)星導(dǎo)航的主從關(guān)系(至少在末級飛行段)。

2.4 箭上制導(dǎo)系統(tǒng)失效

未來運(yùn)載火箭將執(zhí)行越來越多的拓展任務(wù)。一般而言，拓展任務(wù)期間運(yùn)載火箭可靠性會有所降低，在某些非預(yù)期條件下，預(yù)設(shè)的制導(dǎo)系統(tǒng)模式已經(jīng)無法應(yīng)對，可以理解為箭上制導(dǎo)系統(tǒng)功能上的失效。但由于拓展任務(wù)周期長，地面可在較短時間內(nèi)形成補(bǔ)救措施或者制定新的拓展任務(wù)方案，并將指令發(fā)送到箭上?；诖耍茖?dǎo)系統(tǒng)的一項功能需求為：可在線注入制導(dǎo)參數(shù)等指令。

2.5 小結(jié)

以上從4個典型故障模式提出了未來制導(dǎo)系統(tǒng)應(yīng)具有的功能，通過總結(jié)歸納可知：上述功能需求均是對應(yīng)非(微)能量故障提出的，且制導(dǎo)控制系統(tǒng)自身故障偏多。另外可以看出上述大部分功能需求其實是航天器早已實現(xiàn)的功能，也就是說未來運(yùn)載火箭末級有向航天器發(fā)展的潛在需求。

3 適應(yīng)小、中、大能量故障的制導(dǎo)系統(tǒng)功能需求

3.1 小、中、大能量故障定義和關(guān)系

小能量故障包括整體推力小幅度下降，某(幾)個助推器未分離(理論助推器分離時間與一、二級的級間分離時間相隔較近)等；中型能量故障包括整體推力非預(yù)期較大下降等；大型能量故障包括爆炸、級間未分離、飛行早期推力消失等。

從有效載荷最終工作效果界定，可將三類故障進(jìn)行如下定義。

1)小能量故障：運(yùn)載火箭飛行過程中出現(xiàn)某種故障，在飛行可控的前提下，制導(dǎo)系統(tǒng)采用既定制導(dǎo)方案或重新規(guī)劃，可將有效載荷送入預(yù)定軌道，但可能存在一定入軌精度偏差，而該偏差不影響或基本不影響后續(xù)工程任務(wù)實施。

2)中能量故障：運(yùn)載火箭飛行過程中出現(xiàn)某種故障，在飛行可控的前提下，制導(dǎo)系統(tǒng)實施降軌規(guī)劃并將有效載荷送入偏置軌道，該軌道對于后續(xù)工程任務(wù)實施存在一定的影響。

3)大能量故障：運(yùn)載火箭飛行過程中出現(xiàn)某種故障，使火箭出現(xiàn)控制失穩(wěn)，爆炸等非預(yù)期飛行，使得有效載荷無法正常運(yùn)行，最終導(dǎo)致工程任務(wù)無法實施。

上述3個定義可以簡單理解為運(yùn)載火箭發(fā)射任務(wù)后，任務(wù)指揮部對外報送的三個結(jié)論：圓滿成功、成功、失利。

另外，需要辯證地看上述定義，如：4個助推器未分離對CZ-2F火箭屬于小能量故障，但即便1個助推器未分離對于CZ-5B火箭卻屬于大能量故障。某故障對于適宜的在線軌跡規(guī)劃方案為小能量故障，但對于不適宜的在線軌跡規(guī)劃方案或制導(dǎo)方案卻是中能量故障，甚至演變?yōu)榇竽芰抗收稀?/p>

3.2 自適應(yīng)制導(dǎo)功能需求

在上述介紹基礎(chǔ)上，歸納總結(jié)在小、中能力故障情況下制導(dǎo)控制系統(tǒng)的自適應(yīng)功能需求：在故障不劇烈變化且飛行可控前提下，根據(jù)故障診斷結(jié)果和可利用信息，通過在線規(guī)劃將故障的能量屬性降低(故障影響降低)，導(dǎo)引故障火箭飛行，并最終實現(xiàn)規(guī)劃的效果。

大能量故障危害程度大，往往不具備在線軌跡規(guī)劃及自適應(yīng)制導(dǎo)的前提條件，故后文主要針對小能量故障、中能量故障這兩類非致命性故障模式開展研究分析。

4 小、中能量故障制導(dǎo)系統(tǒng)適應(yīng)目標(biāo)分析原則

4.1 非致命動力故障制導(dǎo)自適應(yīng)案例

在運(yùn)載火箭眾多的故障模式中，動力系統(tǒng)故障是最經(jīng)常發(fā)生的、也是造成后果最嚴(yán)重的故障源，現(xiàn)有故障數(shù)據(jù)統(tǒng)計表明，運(yùn)載火箭動力飛行段大概有60%的故障是動力系統(tǒng)故障。

1964年5月28日，美國土星I火箭在實際飛行117s時1臺H-1發(fā)動機(jī)突然提前關(guān)機(jī)，雖然產(chǎn)生的力矩造成較嚴(yán)重的干擾，但其余7臺H-1發(fā)動機(jī)仍能繼續(xù)推進(jìn)火箭上升，并通過調(diào)整發(fā)動機(jī)關(guān)機(jī)時間使S-IV級按原定計劃進(jìn)入預(yù)期軌道[4]。

2012年10月7日，美國SpaceX公司Falcon 9火箭一級1臺發(fā)動機(jī)在飛行79 s后發(fā)生故障而關(guān)機(jī)[5]。箭機(jī)及時規(guī)劃出了新的上升軌跡，導(dǎo)致其它8臺一級發(fā)動機(jī)需要多工作12 s，同時二級發(fā)動機(jī)的工作時間也被延長16 s，最終龍飛船進(jìn)入了預(yù)定軌道，但次要有效載荷OG2原型衛(wèi)星被迫置于較低軌道，發(fā)射任務(wù)基本成功[6]。

通過國外自適應(yīng)制導(dǎo)技術(shù)的應(yīng)用，一些運(yùn)載火箭在動力系統(tǒng)發(fā)生非致命故障情況下，通過調(diào)整飛行程序仍可完成入軌任務(wù)要求。根據(jù)已有資料可以引出以下啟示或問題：

1)國外某些運(yùn)載火箭初始設(shè)計階段，即通過增加1臺發(fā)動機(jī)的方式實現(xiàn)了動力冗余和能力富余。而我國在這方面考慮較少，從構(gòu)型結(jié)構(gòu)布局方面看，較難增加1臺發(fā)動機(jī)；另外，由于有效載荷不斷變大，運(yùn)載能力的富余量很小，甚至有時需要通過挖潛來滿足發(fā)射需求。這其實對于我國運(yùn)載火箭故障情況下的在線軌跡規(guī)劃和制導(dǎo)自適應(yīng)控制提出了更大的挑戰(zhàn)，即很可能小能量故障情況下運(yùn)載能力已無富余，轉(zhuǎn)而需要確定另一個軌道。相對原預(yù)定軌道，新確定的軌道在本文稱為次優(yōu)軌道。

2)從非官方報道看，2012年10月7日，美國SpaceX公司的Falcon 9火箭發(fā)射的次要有效載荷OG2原型衛(wèi)星很快再入地球。根據(jù)分析Falcon9火箭二級在完成龍飛船分離后，有較充足的推進(jìn)劑再次啟動將OG2原型衛(wèi)星送入預(yù)定軌道。但是NASA考慮到空間站安全等因素，放棄了后續(xù)任務(wù)。可見軌跡在線規(guī)劃不僅是技術(shù)實現(xiàn)問題，在真正工程實施中還需考慮安全等現(xiàn)實問題。另外一個消息是，NASA綜合地面與箭上的信息后，最終由地面發(fā)出指令使火箭未進(jìn)行二級發(fā)動機(jī)二次啟動，僅進(jìn)行了OG2原型衛(wèi)星分離。箭地協(xié)調(diào)在飛行決策中扮演了重要角色。

4.2 非致命故障軌道規(guī)劃目標(biāo)確定原則

首先設(shè)想2個運(yùn)載火箭故障下次優(yōu)軌道選擇的問題。

1)LEO任務(wù)預(yù)定軌道為：近地點(diǎn)高度200 km、遠(yuǎn)地點(diǎn)高度400 km，火箭在近地點(diǎn)附近入軌。假如正常飛行到350 s(此時飛行高度約190 km、近地點(diǎn)高度約-5366 km、遠(yuǎn)地點(diǎn)高度約198 km)后發(fā)生動力系統(tǒng)中能量故障，導(dǎo)致無法進(jìn)入預(yù)定軌道，經(jīng)分析有能力進(jìn)入的次優(yōu)軌道包括：(1)近地點(diǎn)高度-1000 km，遠(yuǎn)地點(diǎn)高度200 km，遠(yuǎn)地點(diǎn)附近入軌；(2)高度為160 km的圓。兩個軌道誰是最佳的次優(yōu)軌道?或者是否存在其它的可實現(xiàn)軌道為最佳次優(yōu)軌道?

2)GTO任務(wù)中，運(yùn)載火箭基礎(chǔ)級正常，末級一次工作一段時間后出現(xiàn)某種推進(jìn)劑泄漏(等效中能量故障)，在這種故障情況的軌道選擇包括：(1)讓末級一次工作段按預(yù)定關(guān)機(jī)條件關(guān)機(jī)，滑行段推進(jìn)劑繼續(xù)泄漏，末級二次工作至推進(jìn)劑耗盡；(2)讓末級一次工作時間盡量延長直至推進(jìn)劑耗盡；(3)上述2種選擇的中間狀態(tài)。(1)選擇可能在滑行段即已將推進(jìn)劑泄漏完，無法利用能量；(2)選擇可以盡可能地將能量轉(zhuǎn)化為動能和勢能，但是近地點(diǎn)幅角等軌道參數(shù)將嚴(yán)重超差。

上述問題的軌道決策可能很難明確給出答案。但是，運(yùn)載火箭在故障狀態(tài)下是否具有對應(yīng)次優(yōu)軌道的剩余飛行能力則是在線軌跡規(guī)劃需要解決的問題。火箭剩余飛行能力評估是進(jìn)行軌道重規(guī)劃的前提。

一般對于末級飛行段，可基于能量預(yù)測的方法來評估剩余飛行能力，主要思路是基于當(dāng)前速度位置信息和故障診斷出的發(fā)動機(jī)推力下降程度(或者推進(jìn)劑泄漏程度)，實時計算達(dá)到原定軌道所需要推進(jìn)劑量，并與遙測數(shù)據(jù)計算的剩余推進(jìn)劑量比較。如果不低于需要推進(jìn)劑量，則維持原目標(biāo)軌道；如果低于需要推進(jìn)劑量，則對原目標(biāo)軌道進(jìn)行降級，軌道降級的最低要求是使有效載荷進(jìn)入可無動力飛行并維持足夠時間的低軌道，為載人任務(wù)應(yīng)急救援、有效載荷變軌提供最好條件。

對于非末級飛行段的故障，需要考慮的約束較多，如落點(diǎn)約束、qa約束等。如果將火箭后續(xù)飛行的全彈道進(jìn)行規(guī)劃，可能由于較多限制條件而給規(guī)劃帶來效率大幅下降等方面的影響。一般以本飛行段預(yù)定關(guān)機(jī)條件為目標(biāo)進(jìn)行重規(guī)劃，實現(xiàn)耗盡關(guān)機(jī)，產(chǎn)生的關(guān)機(jī)點(diǎn)大偏差由其上面級飛行段進(jìn)行規(guī)劃吸納。故非末級飛行段可不進(jìn)行次優(yōu)軌道的確定。

4.3 非致命故障自適應(yīng)制導(dǎo)系統(tǒng)框架

圖1給出了一種基于能量預(yù)測方法的較為普適的運(yùn)載火箭自適應(yīng)制導(dǎo)系統(tǒng)框架，該框架以預(yù)測模塊和制導(dǎo)模塊為主，同時考慮運(yùn)載火箭相關(guān)系統(tǒng)或參數(shù)，可應(yīng)用于運(yùn)載火箭小、中能量故障情況下制導(dǎo)系統(tǒng)自適應(yīng)仿真分析或工程研制。

圖1 自適應(yīng)制導(dǎo)系統(tǒng)框架圖

5 運(yùn)載火箭自適應(yīng)技制導(dǎo)術(shù)發(fā)展

前兩節(jié)從能量角度分析了火箭自適應(yīng)制導(dǎo)系統(tǒng)預(yù)測模塊中的能力評估與目標(biāo)軌道選取策略。本節(jié)重點(diǎn)分析制導(dǎo)模塊中現(xiàn)代自適應(yīng)制導(dǎo)技術(shù)的發(fā)展，包括解析制導(dǎo)、計算制導(dǎo)和智能制導(dǎo)3大類別，圖2列出了3類自適應(yīng)制導(dǎo)技術(shù)應(yīng)用的主要方法。

5.1 解析制導(dǎo)技術(shù)發(fā)展為基礎(chǔ)

解析制導(dǎo)為現(xiàn)役運(yùn)載火箭采用的制導(dǎo)方法，如攝動制導(dǎo)由于其計算量小、方法簡單有效而在早期制導(dǎo)系統(tǒng)中得到廣泛應(yīng)用，其導(dǎo)引計算亦經(jīng)歷了從視速度隱性導(dǎo)引制導(dǎo)到顯式慣性關(guān)機(jī)量導(dǎo)引制導(dǎo)的過程，但在適應(yīng)大偏差情況下精度會明顯下降。用作自適應(yīng)制導(dǎo)時，需要將傳統(tǒng)地面任一諸元修正后長時間偏差下的仿真校驗在飛行時由箭上計算機(jī)完成。對于迭代制導(dǎo)，當(dāng)最優(yōu)入軌點(diǎn)偏離標(biāo)準(zhǔn)目標(biāo)點(diǎn)時，同樣需要在線更新目標(biāo)軌道裝訂諸元。解析制導(dǎo)的發(fā)展是未來自適應(yīng)制導(dǎo)技術(shù)的基礎(chǔ)。

5.2 計算制導(dǎo)技術(shù)發(fā)展為核心

考慮未來火箭智慧化的需求，隨著硬件條件的發(fā)展和改善，使得基于數(shù)值軌跡優(yōu)化方法的大計算量制導(dǎo)方法逐漸成為可能，尤其是高效高精度的軌跡優(yōu)化計算方法的發(fā)展，已衍生出系列新型制導(dǎo)方法。如基于數(shù)值間接法、直接法、混合法軌跡優(yōu)化的制導(dǎo)方法[7]，這些數(shù)值方法能夠處理帶有復(fù)雜約束、故障識別等制導(dǎo)問題，并且明顯提升飛行器的自主自適應(yīng)飛行性能。

間接法對初值猜測較為敏感，數(shù)值積分求解邊值問題計算代價較高，同倫法[8]的發(fā)展通過能量最優(yōu)問題過度，為間接法的快速求解提供了可能。直接法計算過程包括連續(xù)模型離散和非線性規(guī)劃NLP問題求解兩部分，連續(xù)模型離散消耗計算量很少，但含約束NLP問題的求解方法為耗時計算，主要包括罰函數(shù)法(包括內(nèi)點(diǎn)法)、可行方向法、序列二次規(guī)劃SQP法。對于一般軌跡優(yōu)化問題的結(jié)構(gòu)矩陣都為稀疏矩陣，目前主流的NLP求解器如SNOPT、NPSOL等都是基于SQP方法，該方法求解大規(guī)模稀疏矩陣問題有較高的計算效率。近年來凸優(yōu)化方法的發(fā)展，通過構(gòu)造軌跡優(yōu)化問題為凸優(yōu)化問題，將燃料最優(yōu)參數(shù)優(yōu)化問題構(gòu)造成一類二階錐凸優(yōu)化問題，然后利用定制的內(nèi)點(diǎn)法在給定的終止準(zhǔn)則下求解最優(yōu)問題并且達(dá)到預(yù)設(shè)的精度水平。如美國阿姆斯特朗飛行控制中心研制的G-FOLD制導(dǎo)[9]將凸優(yōu)化方法應(yīng)用于火星探測器著陸段自適應(yīng)制導(dǎo)律設(shè)計。由于該方法的二階錐問題復(fù)雜程度低，可以在多項式時間內(nèi)求解，為計算制導(dǎo)技術(shù)發(fā)展提供新的思路。

5.3 智能制導(dǎo)技術(shù)發(fā)展為目標(biāo)

未來火箭智能制導(dǎo)將能夠結(jié)合火箭已有的大量地面和飛行試驗數(shù)據(jù)信息，應(yīng)用人工智能算法(包括神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、數(shù)據(jù)挖掘、混沌粒子群(蟻群、狼群)算法等)獲得制導(dǎo)律。

在數(shù)據(jù)挖掘方面，應(yīng)用Map Reduce等成熟工具處理大數(shù)據(jù)，將雜亂無章的以及非結(jié)構(gòu)化的數(shù)據(jù)處理成有規(guī)律的結(jié)構(gòu)化數(shù)據(jù)，挖掘、提取有用數(shù)據(jù)。隨后，基于獲取的數(shù)據(jù)關(guān)聯(lián)完成制導(dǎo)與控制參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計。

在約束自適應(yīng)方面，通過將動力學(xué)方程中的控制量進(jìn)行有限維數(shù)的參數(shù)化，可減少優(yōu)化算法的搜索空間。進(jìn)一步增加感知信息或辨識信息，從而解決原本不確定的問題。如采用混沌粒子群算法，利用約束PSO算法和Powell優(yōu)化算法相結(jié)合的混合優(yōu)化算法求解滿足過程和末端約束的最優(yōu)軌跡。

在故障診斷方面，采用概率神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)，基于經(jīng)驗?zāi)B(tài)分解和概率神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的算法，主要用于傳感器(如慣組、速率陀螺)等的故障診斷，也可用于伺服機(jī)構(gòu)等機(jī)電類設(shè)備的故障診斷。

在機(jī)動策略方面，采用人工免疫和遺傳算法，基于人工免疫系統(tǒng)的方法選擇機(jī)動序列來實現(xiàn)機(jī)動。該方法將遺傳算法的問題求解能力與免疫系統(tǒng)的記憶保持特性結(jié)合起來，在動態(tài)環(huán)境中做出短期決策，以實現(xiàn)短期目標(biāo)。人工智能技術(shù)方興未艾，正不斷為智能制導(dǎo)和未來智慧火箭提供新的方法。

圖2 自適應(yīng)制導(dǎo)軌跡優(yōu)化方法

6 未來制導(dǎo)自適應(yīng)技術(shù)應(yīng)用實施建議

以上從多個方面討論了與制導(dǎo)系統(tǒng)智慧控制相關(guān)的內(nèi)容。目前，行業(yè)內(nèi)最為關(guān)注的問題是自適應(yīng)制導(dǎo)技術(shù)早日應(yīng)用以容納我國運(yùn)載火箭任務(wù)準(zhǔn)備和飛行階段中、小、非(微)能量故障。綜合已有進(jìn)展，本文認(rèn)為制導(dǎo)自適應(yīng)技術(shù)在運(yùn)載火箭的工程應(yīng)用已具備條件。

6.1 自適應(yīng)制導(dǎo)相關(guān)理論模型及算法日趨成熟

航天器軌跡優(yōu)化的自適應(yīng)制導(dǎo)技術(shù)涉及飛行力學(xué)、現(xiàn)代控制理論、非線性規(guī)劃、空氣動力學(xué)、數(shù)理統(tǒng)計、仿真技術(shù)、系統(tǒng)健康管理等多門學(xué)科。文獻(xiàn)[10-13]等系統(tǒng)論述了各類飛行器軌跡優(yōu)化理論、方法，表明上述學(xué)科理論的日趨成熟。近年來，自適應(yīng)控制在相關(guān)領(lǐng)域成功應(yīng)用的案例屢見不鮮。以上進(jìn)展均為運(yùn)載火箭自適應(yīng)制導(dǎo)后續(xù)的進(jìn)一步工程應(yīng)用提供了堅實支撐。

6.2 箭機(jī)計算能力及箭地通信能力不斷提升

美國SpaceX公司的Falcon系列火箭已采用商用計算機(jī)作為箭上計算機(jī)[14]。電氣產(chǎn)品商用化是運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)發(fā)展趨勢，后續(xù)商用級別的箭機(jī)計算能力可以保證運(yùn)載火箭自行開展在線軌跡規(guī)劃及制導(dǎo)計算。對于更為復(fù)雜的故障狀態(tài)或飛行任務(wù)，可以地面平行智能鏡像系統(tǒng)決策為主[15]，利用地面高速計算能力開展故障信息深度挖掘及任務(wù)決策，并由地面向火箭上行注入必要指令信息。

6.3 智慧火箭、智慧控制等理念成為業(yè)界共識

航天強(qiáng)國建設(shè)的內(nèi)在需求和國外航天運(yùn)載器的快速發(fā)展，使得中國運(yùn)載火箭研制單位和從業(yè)者必須正視：智慧火箭、智慧控制對于中國航天運(yùn)輸系統(tǒng)的長遠(yuǎn)發(fā)展是至關(guān)重要的。體制改革和技術(shù)變革的號角已經(jīng)吹響。綜合來看，制導(dǎo)自適應(yīng)技術(shù)以軟性因素為主導(dǎo)，有條件作為實現(xiàn)智慧火箭、智慧控制實踐的先行者。

基于上述分析，制導(dǎo)自適應(yīng)技術(shù)應(yīng)用的相關(guān)軟件(控制理論、優(yōu)化算法等)、硬件(計算能力、通信能力)、體制(改革、創(chuàng)新)等均已具備，建議運(yùn)載火箭研制單位成立類型號的項目組，開展項目管理，通過技術(shù)攻關(guān)、飛行搭載等方式快速推進(jìn)，最終將自適應(yīng)制導(dǎo)技術(shù)應(yīng)用于未來新型運(yùn)載火箭或?qū)崿F(xiàn)對現(xiàn)役型號運(yùn)載火箭的改進(jìn)。

7 結(jié)束語

經(jīng)歷多年的研制攻關(guān)，中國運(yùn)載火箭事業(yè)取得了巨大的進(jìn)步?；谶\(yùn)載火箭故障的制導(dǎo)自適應(yīng)技術(shù)及應(yīng)用只是運(yùn)載火箭歷史發(fā)展進(jìn)程中的一個代表。未來，隨著低成本、可重復(fù)、人工智能等方面的加速發(fā)展，隨著高可靠、快反應(yīng)、強(qiáng)容錯等要求的不斷提升，隨著國際、國內(nèi)航天運(yùn)輸領(lǐng)域競爭的日益激烈，運(yùn)載火箭及其制導(dǎo)控制系統(tǒng)的研制與發(fā)展將面臨更大的挑戰(zhàn)與機(jī)遇。