長(zhǎng)征運(yùn)載火箭飛行控制技術(shù)的發(fā)展

宋征宇，潘 豪，王 聰，鞏慶海

(1. 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076；2. 北京航天自動(dòng)控制研究所，北京 100854)

0 引 言

控制系統(tǒng)被稱為運(yùn)載火箭的神經(jīng)中樞。得益于自動(dòng)化、電子和計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，控制系統(tǒng)的成熟度和可靠性也在不斷提高，并且在一些情況下，要求其能夠應(yīng)對(duì)外系統(tǒng)的故障或緩解其他非致命故障的影響。隨著人工智能的興起，通過自主控制技術(shù)還能夠進(jìn)一步提升火箭適應(yīng)不確定性和突發(fā)故障的能力。

控制系統(tǒng)的發(fā)展經(jīng)歷了幾個(gè)標(biāo)志性事件[1]?！捌脚_(tái)——計(jì)算機(jī)”方案是首次使用電子計(jì)算機(jī)參與飛行控制，而計(jì)算能力的提升，又促進(jìn)了捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(Inertial navigation system,INS)的應(yīng)用。中國載人航天工程推動(dòng)了可靠性設(shè)計(jì)和容錯(cuò)控制技術(shù)的研究，長(zhǎng)征火箭的可靠性也是從此得到了大幅提升；同時(shí)高精度的交會(huì)對(duì)接任務(wù)入軌要求也促進(jìn)了閉路制導(dǎo)的研發(fā)與應(yīng)用。新一代運(yùn)載火箭實(shí)現(xiàn)了基于數(shù)字總線的分布式飛行控制，為更大規(guī)模的重型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)打下了基礎(chǔ)。商業(yè)航天推動(dòng)了面向成本的可靠性設(shè)計(jì)，采用綜合電子和自主控制的需求愈發(fā)迫切。

本文對(duì)中國長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭飛行控制技術(shù)的演化進(jìn)行綜述，并對(duì)未來的發(fā)展進(jìn)行展望。

1 長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭簡(jiǎn)介

長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭有多個(gè)構(gòu)型，面向不同的發(fā)射任務(wù)，具備完整而系統(tǒng)的發(fā)射體系[2-5]。其中，CZ-2C、CZ-2F和CZ-3A系列等被稱作傳統(tǒng)運(yùn)載火箭，而發(fā)動(dòng)機(jī)以液氧/煤油為推進(jìn)劑的長(zhǎng)征火箭則被稱作新一代運(yùn)載火箭，如CZ-5、CZ-7等；在此基礎(chǔ)上發(fā)展起來的CZ-7A、CZ-8等被稱為新一代中型運(yùn)載火箭。圖1給出了新一代長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭的型譜，未來火箭家族的成員還會(huì)不斷地迭代更新。

在圖1的運(yùn)載火箭構(gòu)型中，CZ-11[6]主要發(fā)射700 km小衛(wèi)星。CZ-8主要發(fā)射500～1000 km太陽同步衛(wèi)星，其運(yùn)載能力約5 t(700 km)。CZ-7主要發(fā)射近地軌道貨運(yùn)飛船，而CZ-734(即CZ-7A)則面向GTO/GEO衛(wèi)星發(fā)射市場(chǎng)。CZ-5是我國目前運(yùn)載能力最大的火箭，主要發(fā)射深空探測(cè)器以及無人月球探測(cè)器等；CZ-5B則用于發(fā)射中國空間站的核心艙，是建設(shè)中國空間站的重要力量。CZ-934被稱作重型運(yùn)載火箭，用于載人登月。

圖1 新一代長(zhǎng)征系列火箭的型譜Fig.1 The family of new generation Long March rockets

下文介紹主要圍繞在役、已經(jīng)或即將投入使用的運(yùn)載火箭。

2 飛行控制技術(shù)的演化

2.1 制導(dǎo)技術(shù)

2.1.1開環(huán)制導(dǎo)方法

我國運(yùn)載火箭早期制導(dǎo)方法受硬件的制約，如長(zhǎng)征一號(hào)火箭僅配置分立的兩個(gè)位置陀螺儀和三個(gè)加速度計(jì)，其制導(dǎo)方法被稱作“外干擾補(bǔ)償制導(dǎo)方法”。該方法假設(shè)各種干擾所造成的偏差在小量范圍內(nèi)，只考慮最主要的影響因素并引入干擾補(bǔ)償信號(hào)。為了提高制導(dǎo)精度，就要求火箭能夠獲取更為直接的導(dǎo)航信息，這其中三軸穩(wěn)定平臺(tái)發(fā)揮了重要作用，并使得制導(dǎo)方程大幅簡(jiǎn)化。

在載人航天交會(huì)對(duì)接任務(wù)前，長(zhǎng)征系列火箭普遍采用攝動(dòng)制導(dǎo)方法，如CZ-2C、CZ-3A系列火箭等，這是一種開環(huán)的跟蹤制導(dǎo)方法。其中隱式攝動(dòng)制導(dǎo)方法僅針對(duì)“特征量”進(jìn)行處理，并通過反饋控制將飛行軌跡控制在標(biāo)準(zhǔn)彈道附近，省略了較為復(fù)雜的引力計(jì)算過程。如果可以實(shí)時(shí)計(jì)算導(dǎo)航參數(shù)時(shí)，制導(dǎo)方程也由“隱式”轉(zhuǎn)為“顯式”，即直接針對(duì)“物理量”進(jìn)行控制；這使得制導(dǎo)方程不再依賴導(dǎo)航設(shè)備，也為捷聯(lián)慣性測(cè)量系統(tǒng)的使用奠定了基礎(chǔ)。但上述方法均難以從理論上同時(shí)兼顧多個(gè)軌道根數(shù)指標(biāo)；盡管也可采用分段和加權(quán)導(dǎo)引等方式，但制導(dǎo)精度難以進(jìn)一步提高[7]。

由于交會(huì)對(duì)接任務(wù)要求運(yùn)載火箭的入軌精度大幅提高，因此在CZ-2F火箭Y8發(fā)射任務(wù)中首次采用了迭代制導(dǎo)。下文重點(diǎn)介紹這一閉路制導(dǎo)方法。

2.1.2迭代制導(dǎo)方法

1)基本原理

迭代制導(dǎo)方法(Iterative guidance method,IGM)以最優(yōu)控制為基礎(chǔ)，通過在線計(jì)算到達(dá)目標(biāo)軌道所需的速度和位置增量，并依此規(guī)劃出最佳飛行程序角[7-9]。發(fā)動(dòng)機(jī)最佳推力方向近似為時(shí)間的線性函數(shù)，因此制導(dǎo)方程如下所示：

(1)

當(dāng)推力不可調(diào)節(jié)時(shí)，需通過迭代計(jì)算獲得最佳入軌點(diǎn)。以當(dāng)前狀態(tài)考慮速度與位置的增量：

(2)

考慮引力影響后可在目標(biāo)軌道上搜索與當(dāng)前狀態(tài)匹配的入軌點(diǎn)，并利用下式快速迭代出最優(yōu)解：

(3)

式中：g(Tk)為引力在Tk內(nèi)對(duì)速度的影響；f(S)為利用目標(biāo)軌道根數(shù)計(jì)算的飛行速度，是位置S的函數(shù)。

當(dāng)確定最佳入軌點(diǎn)后，其對(duì)應(yīng)的速度矢量(vxk,vyk,vzk)、位置矢量(xk,yk,zk)和Tk也同時(shí)確定了。

程序角均值可以利用速度增量求解出：

(4)

根據(jù)入軌點(diǎn)與當(dāng)前位置的地心角將優(yōu)化問題轉(zhuǎn)換到入軌點(diǎn)軌道坐標(biāo)系，并利用下述四個(gè)速度和位置方程求解剩余的k1～k4變量：

(5)

2)預(yù)測(cè)修正迭代制導(dǎo)

如果入軌時(shí)推力很大，例如CZ-7末級(jí)四臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)總推力為72 t(相比CZ-2F火箭，其四臺(tái)游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)的總推力為4.7 t)，且未配置末速修正系統(tǒng)。即使姿控系統(tǒng)保持原有的制導(dǎo)指令跟蹤精度，其產(chǎn)生的速度偏差也會(huì)成倍增加；同時(shí)推力增大后系統(tǒng)干擾也會(huì)增大。上述因素均會(huì)影響入軌精度。

為降低入軌前的過載，CZ-7提前關(guān)閉兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)，但提前量不能太大，以避免損失運(yùn)載能力。由于增加了這次關(guān)機(jī)過程且與下一次關(guān)機(jī)間隔短，導(dǎo)致推力變化劇烈，影響參數(shù)估算的準(zhǔn)確性；同時(shí)程序角大范圍波動(dòng)，產(chǎn)生較大的姿態(tài)跟蹤誤差。

為此CZ-7首飛時(shí)采用了預(yù)測(cè)修正迭代制導(dǎo)方法，即在第一次關(guān)機(jī)前取消位置約束，僅保留速度約束，從而控制程序角變化范圍并確保姿態(tài)跟蹤穩(wěn)定；同時(shí)對(duì)這一處理產(chǎn)生的系統(tǒng)性誤差進(jìn)行補(bǔ)償。

根據(jù)火箭真空段的簡(jiǎn)化動(dòng)力學(xué)模型：

(6)

(7)

式(7)中C3(t)和C4(t)分別為:

分別預(yù)測(cè)兩臺(tái)和四臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)工作情況下的關(guān)機(jī)時(shí)間以及對(duì)應(yīng)的軌道根數(shù)，其偏差就是提前關(guān)機(jī)造成的誤差。在僅保留速度約束的情況下程序角基本為常值，因此可以簡(jiǎn)化上述計(jì)算。將軌道參數(shù)偏差補(bǔ)償?shù)降茖?dǎo)的終端約束中，即可補(bǔ)償兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)提前關(guān)機(jī)后產(chǎn)生的軌道根數(shù)變化。

3)考慮終端姿態(tài)約束的二次曲線直接制導(dǎo)

迭代制導(dǎo)方法在干擾作用下其入軌姿態(tài)會(huì)呈現(xiàn)一定的散布。然而，很多有效載荷對(duì)星箭分離時(shí)的姿態(tài)是有要求的。在節(jié)省了末級(jí)調(diào)姿系統(tǒng)的情況下，需要將姿態(tài)約束列入制導(dǎo)控制的終端約束。為此采用如式(8)所示的制導(dǎo)律[10]。

(8)

滾動(dòng)角在解耦條件下不影響質(zhì)心運(yùn)動(dòng)軌跡，因此可以單獨(dú)控制。與式(1)相比，增加了二次項(xiàng)系數(shù)，以對(duì)應(yīng)下式兩個(gè)終端姿態(tài)約束φk,ψk，式(5)、式(9)一并構(gòu)成6個(gè)方程用于求解k1～k6：

(9)

仿真表明，該方法能夠達(dá)到所要求的軌道，但終端姿態(tài)不能任意給定。若火箭入軌時(shí)推力方向與速度方向夾角太大，則不滿足k1～k6為小量的假設(shè)(這是算式推導(dǎo)能夠展開、簡(jiǎn)化并得到解析表達(dá)式的必要條件)。此時(shí)實(shí)際達(dá)到的終端姿態(tài)精度開始變差或不再隨約束變化。該角度與具體用例有關(guān)。

迭代制導(dǎo)技術(shù)目前已推廣到新一代運(yùn)載火箭CZ-7/7A、CZ-5、CZ-8中，成為當(dāng)前主流的制導(dǎo)方法。首次采用迭代制導(dǎo)及預(yù)測(cè)修正迭代制導(dǎo)的入軌精度如表1所示，其中CZ-2F/Y7任務(wù)采用攝動(dòng)制導(dǎo)以作為對(duì)比，表中要求值為絕對(duì)值。帶終端姿態(tài)約束的制導(dǎo)方法將在CZ-2F/ T3任務(wù)中首次驗(yàn)證。

表1 迭代制導(dǎo)入軌精度Table 1 Orbit injection accuracy of IGM

2.2 姿態(tài)控制技術(shù)

2.2.1PID控制方法

PID控制方法由于其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、抗干擾性強(qiáng)，且便于在時(shí)域或頻域上分析而應(yīng)用廣泛。文獻(xiàn)[11]對(duì)PID控制能力和參數(shù)設(shè)計(jì)提供了理論指導(dǎo)。PID控制參數(shù)設(shè)計(jì)一般基于小偏差模型，并考慮彈性振動(dòng)和晃動(dòng)運(yùn)動(dòng)影響[12]。由于PID參數(shù)會(huì)影響剛體幅值裕度和相位裕度，因此常采用離線定序設(shè)計(jì)結(jié)合各種優(yōu)化方法進(jìn)行參數(shù)優(yōu)化[13-14]。

中國新一代運(yùn)載火箭采用助推和芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合搖擺控制方案，以滿足對(duì)控制能力不斷增大的需求[15-16]。聯(lián)合搖擺帶來了火箭控制特性變化[17]，為此CZ-7采用序列回差迭代方法優(yōu)化控制參數(shù)。首先基于空間模態(tài)建模方式，引入等效擺角的概念[18]，將雙動(dòng)力系統(tǒng)的復(fù)雜控制問題轉(zhuǎn)化為單動(dòng)力系統(tǒng)問題；并按芯級(jí)和助推器最大控制能力選取擺角分配系數(shù)，聯(lián)合搖擺的模型如式(10)所示。

(10)

其次，設(shè)計(jì)姿態(tài)角、角速度和加速度反饋控制回路，并分頻獨(dú)立地設(shè)計(jì)各穩(wěn)定回路參數(shù)，系統(tǒng)組成如圖2所示。

由于CZ-7運(yùn)載火箭助推器長(zhǎng)細(xì)比達(dá)到11.94，為液體運(yùn)載火箭中最大的，導(dǎo)致其參與控制過程中扭轉(zhuǎn)變形嚴(yán)重，進(jìn)而影響到芯級(jí)箭體彈性運(yùn)動(dòng)，使得箭體特性具有模態(tài)頻率低、彈性變形大、與發(fā)動(dòng)機(jī)低頻諧振耦合、與晃動(dòng)運(yùn)動(dòng)強(qiáng)耦合等特點(diǎn)。為此CZ-7在圖2基礎(chǔ)上采用了多回路迭代優(yōu)化的策略。即依次選擇某一回路開環(huán)、其他兩個(gè)回路閉環(huán)，優(yōu)化開環(huán)回路的控制參數(shù)。

圖2 CZ-7姿態(tài)控制功能框圖Fig.2 Attitude control block diagram of CZ-7

這一過程反復(fù)迭代進(jìn)行，直到搖擺耦合的彈性運(yùn)動(dòng)被抑制，且減載取得預(yù)期效果。最終CZ-7火箭三通道控制回路的閉環(huán)特性如圖3所示。

圖3 閉環(huán)響應(yīng)Nichols圖Fig.3 Closed-loop response Nichols diagram

從圖3可以看出，推進(jìn)劑晃動(dòng)控制均為幅值穩(wěn)定；而彈性振動(dòng)控制有相位穩(wěn)定，也有幅值穩(wěn)定；相位穩(wěn)定通過施加附加阻尼達(dá)到穩(wěn)定目的，幅值穩(wěn)定使彈性振動(dòng)對(duì)控制指令激勵(lì)發(fā)生衰減。

2.2.2減載控制方法

主動(dòng)減載控制可降低火箭飛經(jīng)大風(fēng)區(qū)時(shí)的氣動(dòng)載荷，基于反饋的閉環(huán)控制是常用的方法[19]，反饋信號(hào)可以是過載、攻角估計(jì)值[20]、或者測(cè)風(fēng)信息[21-22]。減載反饋控制與姿態(tài)穩(wěn)定控制是相互矛盾的，需在系統(tǒng)穩(wěn)定性和減載效果之間進(jìn)行權(quán)衡，因此減載方法始終與具體應(yīng)用密切相關(guān)[13,23]。

CZ-7運(yùn)載火箭采用了基于加速度表測(cè)量信息的減載控制方法。文獻(xiàn)[24]研究表明，對(duì)于靜不穩(wěn)定箭體，引入過載反饋等效于提高氣動(dòng)力矩系數(shù)，可將箭體從靜不穩(wěn)定變成靜穩(wěn)定；由于過載信號(hào)中還包含箭體彈性振動(dòng)和環(huán)境振動(dòng)產(chǎn)生的加速度，將會(huì)對(duì)箭體彈性振動(dòng)產(chǎn)生直接影響，但抑制彈性將會(huì)帶來延時(shí)，影響減載效果。

近年來發(fā)展出了各種觀測(cè)器技術(shù)用于減載控制[25-27]。文獻(xiàn)[25]采用D-K綜合算法設(shè)計(jì)了魯棒風(fēng)干擾觀測(cè)器(rWDO)，尤其適用于帶柵格翼的火箭回收任務(wù)。CZ-8運(yùn)載火箭靜不穩(wěn)定度大，在飛經(jīng)大風(fēng)區(qū)時(shí)風(fēng)干擾遠(yuǎn)大于自身的結(jié)構(gòu)干擾的影響，對(duì)總干擾的辨識(shí)可以起到較好的減載效果，因此采用如下自抗擾結(jié)合過載反饋的減載控制方案。

將二階被控對(duì)象運(yùn)動(dòng)過程中的表現(xiàn)量a(t)=f(x1(t),x2(t),M(t),t)當(dāng)作未知的擴(kuò)張變量x3(t)=a(t)，其中M(t)是擾動(dòng)，從而將原二階系統(tǒng)轉(zhuǎn)換為如下線性系統(tǒng)，

(11)

其中，M0(t)未知。建立如下狀態(tài)觀測(cè)器：

(12)

若zi(t)能很好地跟蹤各狀態(tài)變量xi(t)，該狀態(tài)觀測(cè)器則被稱為擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器(Extended state observer, ESO)[28]。其中，β01，β02，β03為設(shè)計(jì)參數(shù)，可根據(jù)觀測(cè)器帶寬選取。zi(t)是對(duì)各狀態(tài)變量xi(t)的估計(jì)；將a(t)看作總擾動(dòng)，z3(t)就是對(duì)該總擾動(dòng)的估計(jì)。

考慮火箭俯仰通道的繞心運(yùn)動(dòng)狀態(tài)方程，

(13)

式中：x1，x2分別表示俯仰姿態(tài)角和姿態(tài)角速度，x3表示繞心廣義力矩，包含角速度產(chǎn)生的阻尼力矩，以及氣動(dòng)攻角、彈性運(yùn)動(dòng)、晃動(dòng)運(yùn)動(dòng)、結(jié)構(gòu)干擾等產(chǎn)生的俯仰力矩。

利用式(11)構(gòu)建辨識(shí)算法，并用如下反饋控制

(14)

其中，D(s)為濾波網(wǎng)絡(luò)，濾除因彈性和晃動(dòng)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的俯仰力矩?；贓SO的估計(jì)反饋將可以補(bǔ)償箭體飛行中除控制力矩之外的總力矩干擾。這樣，引入自抗擾反饋后的控制方程為

(15)

引入自抗擾結(jié)合過載反饋的控制方程為

(16)

圖4以CZ-8運(yùn)載火箭為例給出了幾種減載方法的仿真結(jié)果，其中組合減載的綜合效果最佳。

圖4 減載效果圖Fig.4 The effect of load relief

對(duì)于采用閉路制導(dǎo)的火箭而言，在大風(fēng)區(qū)可以適當(dāng)放寬對(duì)制導(dǎo)指令跟蹤精度控制要求，優(yōu)先滿足減載需求；而在飛行后段通過閉路制導(dǎo)在線規(guī)劃，修正前序飛行段累積誤差。

2.3 可靠性設(shè)計(jì)和容錯(cuò)控制

2.3.1可靠性的系統(tǒng)設(shè)計(jì)

載人飛行需要首先突破的就是要具備高可靠性的運(yùn)載火箭，而無論結(jié)構(gòu)還是發(fā)動(dòng)機(jī)，均很難大幅提升可靠性，或進(jìn)行更改設(shè)計(jì)。因此，提高載人火箭可靠性的重點(diǎn)在于提高控制系統(tǒng)的可靠性，同時(shí)增設(shè)故障下的逃逸救生系統(tǒng)。

載人運(yùn)載火箭CZ-2F初期(Y1～Y2)的可靠性設(shè)計(jì)仍是局部改進(jìn)，例如采用雙冗余的慣性平臺(tái)穩(wěn)定回路等；從Y3開始采用“全冗余”的設(shè)計(jì)方案，首次系統(tǒng)并持續(xù)地提高控制系統(tǒng)的可靠性，從而形成了包含如下五種措施的可靠性設(shè)計(jì)技術(shù)體系[29]。

1)基于故障診斷的冗余設(shè)計(jì)方法

主要應(yīng)用在慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(INS)的故障診斷與系統(tǒng)重構(gòu)中[30]。由于CZ-3B火箭發(fā)生了因平臺(tái)故障導(dǎo)致火箭墜毀的事故，因此慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的冗余設(shè)計(jì)在長(zhǎng)征火箭中得到了普遍應(yīng)用。

2)基于故障吸收的容錯(cuò)控制方法

將故障信號(hào)視為干擾信號(hào)，通過其他部件的反饋控制自動(dòng)補(bǔ)償故障件的影響。該方案主要應(yīng)用在伺服驅(qū)動(dòng)的閉環(huán)控制回路中[31]，利用三余度伺服閥閥芯位置閉環(huán)和伺服機(jī)構(gòu)位移閉環(huán)的雙重負(fù)反饋?zhàn)饔茫煌瑫r(shí)需要在伺服驅(qū)動(dòng)輸出端增加調(diào)整電路，設(shè)置于比例放大器的反饋環(huán)內(nèi)并多余度并聯(lián)[29]。

3)基于多數(shù)表決的可靠性設(shè)計(jì)方法

該方法主要應(yīng)用在離散量輸出控制方面，其值域僅有“T/F”兩種。為避免共因失效，常在輸出級(jí)電路中融合功率輸出和多數(shù)表決的功能。

4)基于參數(shù)裕度的魯棒設(shè)計(jì)方法

系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)留有足夠的設(shè)計(jì)余量，使故障的影響僅是降低了設(shè)計(jì)裕量。該方法主要應(yīng)用在姿態(tài)穩(wěn)定控制率參數(shù)設(shè)計(jì)以及電源系統(tǒng)的設(shè)計(jì)中。

5)并聯(lián)/并串聯(lián)/串并聯(lián)等冗余設(shè)計(jì)方法

這一方法主要應(yīng)用在器件和部組件級(jí)。如果開路或短路的故障率和故障影響均相當(dāng)，則一般采用“三取二”的多數(shù)表決電路。

2.3.2慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的冗余配置

長(zhǎng)征系列火箭發(fā)展了多種慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的冗余方案，從故障診斷的角度看大致分為以下三類。

1)雙冗余設(shè)計(jì)

CZ-2F、CZ-3A、CZ-7A等火箭采用該設(shè)計(jì)，選用兩套同構(gòu)或異構(gòu)的INS。雙冗余配置可以判斷出故障，但隔離故障則需要額外信息。一般利用INS的自診斷信息(通過內(nèi)部冗余配置的測(cè)量軸來實(shí)現(xiàn)自診斷[32])，或者綜合其它導(dǎo)航和測(cè)量信息(如衛(wèi)星組合導(dǎo)航的信息、速率陀螺的測(cè)量值等)。

2)三冗余設(shè)計(jì)

CZ-5、CZ-7等火箭采用該方案。在診斷出故障后，可以整體切除某INS，也可以僅切除INS內(nèi)故障儀表的信息，這與具體的故障隔離度有關(guān)。

當(dāng)應(yīng)用數(shù)據(jù)總線時(shí)，控制系統(tǒng)可以采用單總線或三總線方案(每條總線均有A、B雙通道)，其中CZ-7采用三總線方案，CZ-6A也借鑒了類似的設(shè)計(jì)。

在三總線的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)中，每臺(tái)INS掛接在一條總線上，在箭載計(jì)算機(jī)內(nèi)部通過交叉通道數(shù)據(jù)鏈路進(jìn)行信息交換，從而使計(jì)算機(jī)的每個(gè)冗余單元均錄取到所有INS的信息，增大了故障容限度。

3)多表斜置技術(shù)

CZ-8、遠(yuǎn)征上面級(jí)等采用該方案。在單套測(cè)量組合內(nèi)部通過多表斜置技術(shù)提供冗余信息，利用彼此之間的投影關(guān)系對(duì)測(cè)試結(jié)果進(jìn)行判斷，例如由五個(gè)加速度計(jì)和五個(gè)陀螺儀組成的測(cè)量組合。

2.3.3容錯(cuò)控制方法

控制系統(tǒng)還被賦予了在外系統(tǒng)故障下盡可能避免任務(wù)完全損失的期望。例如，迭代制導(dǎo)方法在推力下降且全箭運(yùn)載能力足夠的情況下，仍能夠通過重新規(guī)劃飛行軌跡入軌。以CZ-7為例，在下述情況下迭代制導(dǎo)均能重新規(guī)劃并精確入軌: 1)二級(jí)一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推力維持在15 t，正常應(yīng)為18 t；2)500 s，1臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推力降為0；3)550 s，1臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推力降為0；4)飛行末段的兩機(jī)工作段，一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推力減半。尤其工況2，其最終入軌點(diǎn)距離理論入軌點(diǎn)相差很遠(yuǎn)，但軌道精度還是很高的[29]。

有關(guān)極性故障的處理將在第4節(jié)進(jìn)行介紹。

2.4 電氣系統(tǒng)集成技術(shù)

2.4.1從集中式向分布式發(fā)展

早期的長(zhǎng)征火箭電氣系統(tǒng)以地地導(dǎo)彈為參考，采用簡(jiǎn)易計(jì)算裝置實(shí)現(xiàn)對(duì)航程的控制；至二十世紀(jì)八十年代起，在“平臺(tái)——計(jì)算機(jī)”方案中由數(shù)字計(jì)算機(jī)中的飛行控制軟件計(jì)算火箭在慣性坐標(biāo)系下的速度、位置，采用攝動(dòng)制導(dǎo)方法和PID控制率進(jìn)行飛行控制。由此箭載計(jì)算機(jī)成為了電氣系統(tǒng)的控制中樞。這是一種典型的集中式控制方案，在CZ-2C、CZ-2F、CZ-3A等火箭中應(yīng)用至今。隨著低溫發(fā)動(dòng)機(jī)的應(yīng)用，與發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)的各種控制功能逐漸劃分為獨(dú)立的設(shè)備進(jìn)行控制，如CZ-3A的程序配電器等。

至新一代運(yùn)載火箭，基于串行數(shù)字總線的數(shù)字控制得到了應(yīng)用；每個(gè)艙段需要控制系統(tǒng)參與的工作也顯著增加，包括低溫發(fā)動(dòng)機(jī)的控制、貯箱閉式增壓控制[33]等。在這種情況下，每個(gè)艙段均設(shè)置了綜合控制器，以計(jì)算機(jī)為中心的集中式控制被“計(jì)算機(jī)+各類控制器”的分布式控制所替代[34-35]。

同步控制是冗余系統(tǒng)中各模塊協(xié)調(diào)工作的關(guān)鍵[36]。在CZ-7控制系統(tǒng)中采取了三個(gè)層級(jí)的同步策略以滿足了多種飛行控制的需要:1)事件級(jí)同步，以中斷形式響應(yīng)；2)任務(wù)級(jí)同步，即控制周期的同步；3)指令級(jí)的同步，采用指令陷阱的同步方式，同步精度可達(dá)微妙級(jí)。CZ-7飛行控制系統(tǒng)還首次采用了實(shí)時(shí)嵌入式操作系統(tǒng)[37]，既確保主控功能有足夠的優(yōu)先權(quán)限和機(jī)時(shí)，同時(shí)充分利用剩余機(jī)時(shí)實(shí)現(xiàn)接口通信、設(shè)備管理、故障感知、實(shí)時(shí)自檢測(cè)，以及輔助地面測(cè)試自動(dòng)判讀等多方面的需求。

2.4.2綜合電子技術(shù)

隨著電子產(chǎn)品性能的提高，若仍維持原有產(chǎn)品分工界面，或功能局限在原有范圍，將造成成本的大幅增加。通過系統(tǒng)集成或者綜合電子技術(shù)[38]，可將多項(xiàng)功能集成在一起，減少單一功能的產(chǎn)品。CZ-8電氣系統(tǒng)就采用了上述設(shè)計(jì)理念，實(shí)現(xiàn)了控制、測(cè)量、推進(jìn)劑利用等電氣分系統(tǒng)的功能融合，箭上控制與測(cè)量分系統(tǒng)信道互通和信息共享，全箭統(tǒng)一供配電，并通過數(shù)字配電技術(shù)簡(jiǎn)化箭地供配電接口。系統(tǒng)組成如圖5所示。

圖5 CZ-8電氣系統(tǒng)框圖Fig.5 The block diagram of CZ-8 avionics system

圖5中GNC控制組合集成了慣組(十表組合)、箭載計(jì)算機(jī)(三模冗余設(shè)計(jì))、伺服控制器、GNSS接收機(jī)(多體制衛(wèi)星導(dǎo)航功能)等功能，其體積與重量與原有的一臺(tái)激光慣組相當(dāng)。每個(gè)單?？刂颇K均采用國產(chǎn)高性能四核處理器，可分別用于導(dǎo)航、飛行控制、在線軌跡規(guī)劃和動(dòng)力系統(tǒng)故障診斷。

多功能集成組合(二級(jí))中集成了數(shù)據(jù)綜合、綜合控制、推力調(diào)節(jié)等功能組合。數(shù)據(jù)綜合功能可以接收所有采集單元的數(shù)據(jù)，并編碼成PCM流，通過有線和無線傳輸至地面遙測(cè)站；考慮到不同的接地體制，數(shù)據(jù)綜合與其他模塊的供電進(jìn)行了隔離。信道互通和信息共享為更加自主的飛行創(chuàng)造了條件。

在配電設(shè)備中集成火工品自動(dòng)短路保護(hù)和解保、回路阻值及電磁閥動(dòng)態(tài)特性在線測(cè)試等功能，使得火工品解保可以延長(zhǎng)到發(fā)射前的最后時(shí)刻，提高了射前操作的安全性。

3 未來發(fā)展展望

進(jìn)入二十一世紀(jì)，各國都在大力發(fā)展新型運(yùn)載火箭，控制技術(shù)也面臨新的發(fā)展機(jī)遇。

3.1 從迭代制導(dǎo)走向自主制導(dǎo)

各國新型火箭在選擇制導(dǎo)方法上均十分謹(jǐn)慎。例如，NASA針對(duì)SLS Block-1B運(yùn)載火箭入軌點(diǎn)高度高，飛行弧段加長(zhǎng)，且上面級(jí)推重比相對(duì)較小的特點(diǎn)，選擇在PEG的基礎(chǔ)上進(jìn)行改進(jìn)[39-40]，而以成熟度較低為理由放棄了最優(yōu)制導(dǎo)方法[41](OPGUID)。但制導(dǎo)方法決定了火箭的自主性，盡管要求SLS在一臺(tái)芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障的情況下確保乘員安全，并且在原目標(biāo)軌道不可達(dá)的情況下選擇新目標(biāo)或中止任務(wù)，但應(yīng)對(duì)策略以及切換備選軌道的時(shí)機(jī)，均由離線仿真確定[40]，未能實(shí)現(xiàn)實(shí)時(shí)決策。

自主制導(dǎo)應(yīng)能夠在線處理復(fù)雜約束下的軌跡規(guī)劃，尤其在推力下降后備選軌道的優(yōu)化方面。由于解析法需要對(duì)約束條件大幅簡(jiǎn)化，因此自主制導(dǎo)的研究逐漸聚焦在直接法上；但在模型簡(jiǎn)化后間接法的求解結(jié)果可以作為直接法的初值猜想，從而提高求解效率[42-43]。如果直接法結(jié)合剩余運(yùn)載能力評(píng)估，可以實(shí)現(xiàn)備選軌道和飛行軌跡的聯(lián)合優(yōu)化[44]。

另一種自主制導(dǎo)的方法是采用狀態(tài)觸發(fā)目標(biāo)函數(shù)的策略[45]。一般而言故障后維持軌道面的精度是最期望的，但是從確保安全性的角度，保證軌道高度應(yīng)該放在首要位置；當(dāng)剩余運(yùn)載能力大于某個(gè)閾值時(shí)，才考慮軌道面的調(diào)整；如果仍有剩余運(yùn)載能力，再調(diào)整軌道形狀。數(shù)值法在合理初值下也能保證足夠快的在線求解效率，初值猜想將成為研究重點(diǎn)。

對(duì)于存在多個(gè)滑行段的飛行剖面，每段滑行均將進(jìn)入一個(gè)過渡軌道，可以將其軌道根數(shù)作為前序飛行段迭代制導(dǎo)的終端約束，從而增大對(duì)各種干擾和不確定性的適應(yīng)能力。

自主制導(dǎo)方法也是火箭垂直著陸所需的關(guān)鍵技術(shù)。有關(guān)這方面的討論可關(guān)注參考文獻(xiàn)[46-47]。

3.2 自主姿控技術(shù)

針對(duì)PID控制被動(dòng)處理的不足，SLS開發(fā)了自適應(yīng)增廣控制(AAC)方法[48-49]。當(dāng)姿態(tài)控制偏差超出門限時(shí)，AAC可以增大控制系統(tǒng)增益；當(dāng)發(fā)現(xiàn)控制指令中某些不期望頻段信號(hào)有過度的能量時(shí)，則減少系統(tǒng)增益，犧牲一定的控制精度，優(yōu)先保證參考模型中未曾描述的動(dòng)力學(xué)特性的穩(wěn)定性。

采用光纖布拉格光柵(FBG)等光纖傳感技術(shù)，可以為模態(tài)在線辨識(shí)和自適應(yīng)控制帶來希望[50-52]。FBG的作用包括：實(shí)現(xiàn)對(duì)箭體模態(tài)的辨識(shí)，并用于對(duì)控制率的自適應(yīng)調(diào)整；也可以通過學(xué)習(xí)算法實(shí)現(xiàn)從應(yīng)變量直接進(jìn)行振動(dòng)抑制控制；將模態(tài)的辨識(shí)轉(zhuǎn)換為位移和頻率的辨識(shí)，進(jìn)而對(duì)INS的信息進(jìn)行補(bǔ)償和修正，降低對(duì)慣性器件安裝位置的要求；測(cè)量貯箱液位變化信息[53]，實(shí)現(xiàn)對(duì)晃動(dòng)的主動(dòng)抑制。

此外在CZ-8設(shè)計(jì)中，將嘗試?yán)脤?shí)時(shí)測(cè)量的角速度信息，通過擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器在線實(shí)時(shí)辨識(shí)實(shí)際運(yùn)動(dòng)的角加速度；并結(jié)合箭體動(dòng)力學(xué)運(yùn)動(dòng)特性進(jìn)行執(zhí)行機(jī)構(gòu)極性故障在線辨識(shí)與控制力重構(gòu)。

3.3 基于分時(shí)分區(qū)的綜合電子

ESA提出的電子系統(tǒng)最新研究方向包含了基于以太網(wǎng)的供電傳輸、時(shí)間觸發(fā)以太網(wǎng)、在線實(shí)時(shí)軌跡生成等；并期望針對(duì)新一代Ariane火箭，將飛行控制與管理、遙測(cè)、供配電、安全控制等分系統(tǒng)集成化設(shè)計(jì)，通過硬件資源(尤其是計(jì)算單元)的共享降低成本、功耗、體積[54]。一些火箭還考慮將箭上氣、液控制裝置逐漸由電控裝置所取代[55]。

高度的功能集成需要高效的任務(wù)管理系統(tǒng)，這使得基于分時(shí)分區(qū)的綜合電子技術(shù)得到了普遍關(guān)注。通過在一個(gè)計(jì)算資源中運(yùn)行多個(gè)子系統(tǒng)任務(wù)，并避免不同關(guān)鍵類型的任務(wù)間彼此干擾，這就是分區(qū)的作用。分區(qū)內(nèi)的系統(tǒng)資源由所有進(jìn)程共享，但分區(qū)之間完全實(shí)現(xiàn)隔離。其容錯(cuò)控制分三級(jí)進(jìn)行：1)分區(qū)級(jí)：用于冗余分區(qū)的輸出仲裁、健康狀態(tài)管理及容錯(cuò)控制；2)節(jié)點(diǎn)級(jí)：整個(gè)電氣系統(tǒng)設(shè)置一個(gè)系統(tǒng)級(jí)管理節(jié)點(diǎn)，當(dāng)本節(jié)點(diǎn)無法故障恢復(fù)時(shí)，系統(tǒng)級(jí)管理節(jié)點(diǎn)將對(duì)該節(jié)點(diǎn)進(jìn)行重啟或任務(wù)遷移；3)單機(jī)級(jí)：當(dāng)所有節(jié)點(diǎn)均發(fā)生故障且無法恢復(fù)時(shí)，則由系統(tǒng)級(jí)管理節(jié)點(diǎn)進(jìn)行單機(jī)級(jí)任務(wù)遷移。有關(guān)這方面的詳細(xì)討論可參考文獻(xiàn)[56]。

4 結(jié)束語

本文對(duì)中國長(zhǎng)征運(yùn)載火箭飛行控制技術(shù)的發(fā)展進(jìn)行了綜述。在各國新一代運(yùn)載火箭逐步推向市場(chǎng)、各國航天重大工程持續(xù)推進(jìn)、商業(yè)航天愈發(fā)繁榮、以及新一代人工智能技術(shù)蓬勃發(fā)展的背景下，運(yùn)載火箭控制技術(shù)的作用也備受關(guān)注。未來的航天運(yùn)輸系統(tǒng)將更加智慧化，能夠應(yīng)對(duì)更大的不確定和突發(fā)情況；通過重復(fù)使用降低成本，采用面向成本的可靠性設(shè)計(jì)提升市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力，這些都需要控制技術(shù)持續(xù)創(chuàng)新，也為控制技術(shù)的可持續(xù)發(fā)展提供了機(jī)遇。