長(zhǎng)征八號(hào)：長(zhǎng)征火箭系列商業(yè)化與智慧化的先行者

宋征宇，吳義田，徐珊姝，陳曉飛，肖 耘

（1. 中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076；2. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076）

引 言

“長(zhǎng)征八號(hào)”（CZ-8）運(yùn)載火箭的研制主要是為了填補(bǔ)我國(guó)新一代運(yùn)載火箭700 km太陽(yáng)同步軌道（Sun Synchronous Orbit，SSO）3～4.5 t衛(wèi)星發(fā)射的能力空白[1]，同時(shí)面向商業(yè)衛(wèi)星發(fā)射市場(chǎng)參與競(jìng)爭(zhēng)。世界各國(guó)也都在積極降低發(fā)射成本參與市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)。歐洲“阿麗亞娜6號(hào)”（Ariane 6）火箭就期望將地球同步轉(zhuǎn)移軌道（Geostationary Transfer Orbit，GTO）價(jià)格從“阿麗亞娜6號(hào)”（Ariane 5）的2萬(wàn)美元/kg降低50%，并在未來(lái)將降至5 000美元/kg[2]。而SpaceX面向SSO軌道小衛(wèi)星搭載的報(bào)價(jià)已是100萬(wàn)美元/200 kg[3]。

縱觀國(guó)際上面向商業(yè)市場(chǎng)的運(yùn)載火箭[2,4-7]，其降低成本的技術(shù)手段主要體現(xiàn)在以下方面：

1）充分繼承已有技術(shù)并盡可能實(shí)現(xiàn)產(chǎn)品化設(shè)計(jì)

例如，Ariane 6繼承了VEGA-C的固體芯一級(jí)、Ariane 5的主低溫發(fā)動(dòng)機(jī)以及為A5ME項(xiàng)目開發(fā)的VINCI低溫發(fā)動(dòng)機(jī)；日本旗艦火箭H3的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)以H-Ⅱ、H-ⅡA和H-ⅡB為基礎(chǔ)，且除SRB-3分離外，分離機(jī)構(gòu)和火工裝置等關(guān)鍵部件與H-ⅡA/B均無(wú)變化，并通過對(duì)H-ⅡB發(fā)射臺(tái)局部修改以適應(yīng)H3接口等。

2）優(yōu)化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和制造

在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和制造方面，因各國(guó)工業(yè)基礎(chǔ)不同而體現(xiàn)出較大差異。H3火箭將減少特殊材料（如大型鍛造環(huán)和大型厚板）的使用，通過共用結(jié)構(gòu)并增減柱段形成長(zhǎng)、短兩型整流罩。Ariane 6[8]提出采用噴丸成型工藝制造貯箱壁板，開發(fā)纖維增強(qiáng)優(yōu)化的火箭殼體，采用基于閉孔聚氨酯泡沫材料的新噴涂外罐絕熱方案。在上面級(jí)共底貯箱制造中，采用小型板材通過攪拌摩擦焊焊接成大型板材，并通過凹旋整體成型以制造箱底[9]。共底采用夾層結(jié)構(gòu)，利用聚氨酯泡沫和多層絕熱箔（Multi-Layer Insulation，MLI）實(shí)現(xiàn)隔熱[10]。美國(guó)聯(lián)合發(fā)射聯(lián)盟（United Launch Alliance，ULA）上面級(jí)采用由廉價(jià)軋制鋼材并經(jīng)精密激光切割而加工成的共底貯箱，通過先進(jìn)隔熱技術(shù)將氧箱至氫箱的傳熱降低一個(gè)數(shù)量級(jí)。此外，増材制造也是一個(gè)不可忽視的發(fā)展趨勢(shì)，但該項(xiàng)技術(shù)只有在成熟度提高后才能真正降低成本，目前也只是在小范圍內(nèi)進(jìn)行嘗試，例如歐洲航天局（European Space Agency，ESA）未來(lái)運(yùn)載器準(zhǔn)備計(jì)劃（Future Launchers Preparatory Programme，F(xiàn)LPP）中采用増材制造生產(chǎn)“內(nèi)置姿態(tài)和滾轉(zhuǎn)控制系統(tǒng)支架”[11]。

對(duì)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)而言，選擇合理的載荷指標(biāo)可以顯著降低制造成本和周期，避免過設(shè)計(jì)。俄羅斯專家在“聯(lián)盟2號(hào)”運(yùn)載火箭的設(shè)計(jì)中提出了通過降低標(biāo)準(zhǔn)工況載荷以優(yōu)化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)并提高運(yùn)載能力的方法，該方法基于可接受的結(jié)構(gòu)失效概率、載荷的統(tǒng)計(jì)分析，以及考慮靜強(qiáng)度失效模式的不確定性而選取的安全系數(shù)等，是一種基于統(tǒng)計(jì)的分析和設(shè)計(jì)方法，已經(jīng)實(shí)現(xiàn)數(shù)十次成功發(fā)射[12]。

3）降低電氣系統(tǒng)成本

ESA于2001年在Proba航天器上進(jìn)行了部分COTS器件的技術(shù)驗(yàn)證，2002年2月和2003年10月，日本也在航天器上進(jìn)行了COTS器件的驗(yàn)。而ESA則計(jì)劃對(duì)COTS器件進(jìn)行探空火箭發(fā)射演示驗(yàn)證，以此獲取使用經(jīng)驗(yàn)。H3采用基于網(wǎng)絡(luò)的“分布式控制系統(tǒng)”，實(shí)現(xiàn)低成本和高冗余度。

4）簡(jiǎn)化系統(tǒng)設(shè)計(jì)

例如Ariane考慮取消對(duì)氦氣和火工品的需求等。隨著電子產(chǎn)品技術(shù)成熟度的提高以及成本的降低，箭上氣、液控制裝置也有逐漸被電控取代的趨勢(shì)。例如H3火箭取消執(zhí)行機(jī)構(gòu)的液壓系統(tǒng)和閥門的氣動(dòng)系統(tǒng)，飛行中閥門和萬(wàn)向節(jié)執(zhí)行器都改為電動(dòng)控制以提高操作性。

5）整體優(yōu)化

ULA通過采用集成流體系統(tǒng)（Integrated Vehicle Fluids，IVF）上面級(jí)，并結(jié)合Vulcan助推器，將運(yùn)載能力提高30%以上，價(jià)格降為三分之一（相對(duì)于Delta Ⅳ）；上面級(jí)在軌時(shí)間達(dá)到一周，可實(shí)現(xiàn)多軌道部署。IVF消除了上面級(jí)尾艙的大量氣瓶，釋放了更多的載荷可用空間，并提升運(yùn)載能力500 kg。

6）采用重復(fù)使用技術(shù)

法國(guó)國(guó)家太空研究中心（Conselho Nacional para a Economia Social，CNES）籌劃中的1 000 kN（真空）“普羅米修斯”（Prometheus）發(fā)動(dòng)機(jī)可至少重復(fù)使用5次，并將構(gòu)成Themis可回收通用芯一級(jí)用于未來(lái)火箭構(gòu)型。在美國(guó)空軍看來(lái)，重復(fù)使用除節(jié)省成本外，更重要的是將可能提供更高的可靠性、更快的響應(yīng)能力和更大的靈活性[13]，美國(guó)空軍正將重復(fù)使用運(yùn)載火箭納入現(xiàn)有的飛行價(jià)值認(rèn)證程序。

然而，現(xiàn)有運(yùn)載火箭的結(jié)構(gòu)與材料可能并不能滿足重復(fù)使用的要求，應(yīng)考慮循環(huán)使用載荷下的特性、與低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期相容性、重復(fù)使用導(dǎo)致的疲勞特性和損傷容限等。這些結(jié)構(gòu)應(yīng)以可承受的成本提供最佳性能，飛行后無(wú)需進(jìn)行大量的檢查和翻新，以便在實(shí)現(xiàn)低成本生產(chǎn)的同時(shí)，有良好的結(jié)構(gòu)裕度來(lái)應(yīng)對(duì)各種各樣的任務(wù)，這也正是ESA FLPP[14]的目的之一。

7）自主安控

美國(guó)空軍還在推廣另一項(xiàng)有望降低成本的技術(shù)。其空間司令部表示，計(jì)劃在未來(lái)5年內(nèi)為所有航天發(fā)射實(shí)施自主飛行安全系統(tǒng)（Autonomous Flight Safety System，AFSS），以提高其運(yùn)行效率，并允許其以更大的靈活性和彈性實(shí)施發(fā)射[15]。在傳統(tǒng)任務(wù)中，如果火箭偏離飛行路徑，危及公共安全，地面操作人員將遙控引爆摧毀火箭。而安裝在火箭上的AFSS系統(tǒng)具備自主判斷是否需要自毀的能力，“獵鷹9號(hào)”（Falcon 9）火箭在2017年2月19日發(fā)射“龍飛船”（Dragon）時(shí)進(jìn)行了驗(yàn)證。美國(guó)空軍認(rèn)為，這一進(jìn)展將節(jié)省資金和時(shí)間，因?yàn)槲磥?lái)火箭發(fā)射需要更少的雷達(dá)和遙測(cè)[16]。

在提高飛行的智能和自主性方面，瑞士Embotech AG公司開發(fā)了歐洲第一個(gè)用于空間運(yùn)輸系統(tǒng)的實(shí)時(shí)凸優(yōu)化制導(dǎo)算法代碼生成器，可用于自主飛行的實(shí)時(shí)軌跡控制[17]。這項(xiàng)技術(shù)可以在未來(lái)可重復(fù)使用的空間運(yùn)輸系統(tǒng)和重返大氣層的任務(wù)中發(fā)揮關(guān)鍵作用。此外，Ariane 6提出了智能化電子系統(tǒng)[2]，其內(nèi)容涵蓋健康監(jiān)測(cè)系統(tǒng)、天基測(cè)控、自主飛行中止系統(tǒng)、級(jí)間和箭地間的無(wú)線通信，以及高速TTE總線[18-19]等。

在上述背景下，CZ-8開展了面向商業(yè)發(fā)射市場(chǎng)的設(shè)計(jì)，并進(jìn)一步通過智能自主技術(shù)的應(yīng)用來(lái)提升火箭的適應(yīng)能力，減少人員消耗，同時(shí)通過開展垂直起降的演示試驗(yàn)，為未來(lái)重復(fù)使用打下基礎(chǔ)。

1 CZ-8運(yùn)載火箭的總體概況

CZ-8系列火箭可以為低軌星座、低傾角衛(wèi)星、小型電推進(jìn)高軌衛(wèi)星等提供服務(wù)，可滿足大部分中大型有效載荷或多星組網(wǎng)的發(fā)射需求。CZ-8繼承了我國(guó)新一代運(yùn)載火箭和在役氫氧末級(jí)的研制成果，其動(dòng)力系統(tǒng)的基本配置和運(yùn)載能力如圖1所示。

圖1 CZ-8運(yùn)載火箭配置和運(yùn)載能力Fig. 1 Configuration and carrying capacity of LM-8 rocket

不同高度太陽(yáng)同步軌道（Sun-Synchronous Orbit，SSO）運(yùn)載能力為3.0～5 t，如圖2所示。

圖2 不同高度SSO 軌道的運(yùn)載能力Fig. 2 Carrying capacity of SSO orbit at different altitudes

CZ-8分為帶助推器的CZ-8和不帶助推器的CZ-8A兩種構(gòu)型，每種構(gòu)型的火箭又分為兩種配置：CZ-8/ZH和CZ-8/RH，分別代表組合型和融合型。其中組合型是由繼承型號(hào)的艙段組合而成，面向高附加值的衛(wèi)星發(fā)射；而融合型則面向競(jìng)爭(zhēng)更為激烈的商業(yè)衛(wèi)星發(fā)射市場(chǎng)，為打造低成本、高可靠、易使用的運(yùn)載工具而改進(jìn)設(shè)計(jì)。CZ-8能夠在文昌、酒泉兩個(gè)衛(wèi)星發(fā)射中心發(fā)射，年發(fā)射能力20發(fā)，最短測(cè)發(fā)周期7～10 d。CZ-8也將開展重復(fù)使用技術(shù)的前期演示驗(yàn)證，未來(lái)可重復(fù)使用的構(gòu)型將命名為CZ-8R。

商業(yè)發(fā)射市場(chǎng)對(duì)運(yùn)載火箭的需求是: 好（提供優(yōu)質(zhì)產(chǎn)品與服務(wù)，可靠性和安全性有保證）、?。òl(fā)射服務(wù)價(jià)格具有競(jìng)爭(zhēng)力，SSO任務(wù)單位有效載荷發(fā)射成本對(duì)標(biāo)0.6萬(wàn)美元/kg）、快（對(duì)任務(wù)快速響應(yīng)，適應(yīng)能力強(qiáng)，實(shí)施敏捷發(fā)射，縮短發(fā)射周期）、多（具有足夠的量產(chǎn)能力、發(fā)射服務(wù)能力，適應(yīng)高密度組網(wǎng)發(fā)射）。

CZ-8也將在智慧化方面進(jìn)行有益的探索，重點(diǎn)聚焦在無(wú)人值守與自主發(fā)射控制技術(shù)、故障診斷與處理、上升段目標(biāo)軌道與飛行軌跡聯(lián)合優(yōu)化技術(shù)、著陸段自主制導(dǎo)方法等。

本文主要介紹CZ-8/RH火箭和CZ-8R火箭。其中第2節(jié)和第3節(jié)為CZ-8/RH火箭相關(guān)技術(shù)特點(diǎn)，第4節(jié)為CZ-8R火箭相關(guān)技術(shù)特點(diǎn)。

2 面向商業(yè)發(fā)射市場(chǎng)的設(shè)計(jì)

2.1 結(jié)構(gòu)快捷制造

隨著高密度發(fā)射需求的增多和市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)的加劇，對(duì)火箭提出了縮短生產(chǎn)周期和降低制造成本的要求，采用適合本國(guó)國(guó)情的新制造工藝和自動(dòng)化裝配技術(shù)是提高結(jié)構(gòu)制造效率的關(guān)鍵主題。由于工藝基礎(chǔ)不同，不同國(guó)家的火箭在結(jié)構(gòu)制造上體現(xiàn)了較大差異。針對(duì)我國(guó)的現(xiàn)狀以及CZ-8推向市場(chǎng)的進(jìn)度安排，采取如下快捷制造措施：

1）優(yōu)化貯箱材料

從火箭運(yùn)載能力和制造效率之間進(jìn)行優(yōu)化平衡，在性能下降可承受的情況下選擇價(jià)格更經(jīng)濟(jì)、焊接性能更好的鋁合金，即選用5A06鋁合金，原材料成本大幅降低。

2）簡(jiǎn)化貯箱筒段工藝

新一代運(yùn)載火箭為追求性能極限，在貯箱筒段中均采用機(jī)械銑實(shí)現(xiàn)筒段壁板上網(wǎng)格加筋的精細(xì)化生產(chǎn)，但加工周期較長(zhǎng)、對(duì)設(shè)備要求高。如采用光筒殼方案，加工周期顯著縮短；雖然帶來(lái)貯箱自重的增加，但對(duì)運(yùn)載能力的損失僅為200 kg左右。經(jīng)綜合評(píng)估，目前CZ-8運(yùn)載能力有較大余量，因此該方案可以在CZ-8/RH構(gòu)型上實(shí)施。

3）箱底整體成型

箱底傳統(tǒng)上采用瓜瓣拼焊制造工藝，該工藝周期長(zhǎng)、焊接要求高。采用箱底整體成型工藝，產(chǎn)品一致性好，加工周期縮短近80%。圖3（a）為原瓜瓣拼焊加工的箱底，圖3（b）為整體成型加工的箱底。

圖3 貯箱箱底成型方案對(duì)比Fig. 3 Comparison of tank dome forming schemes

4）結(jié)構(gòu)統(tǒng)一化設(shè)計(jì)

將不同的殼段、桁條、艙口蓋、電纜支架等進(jìn)行統(tǒng)一選型和設(shè)計(jì)。

2.2 箭上電氣系統(tǒng)集成技術(shù)

在系統(tǒng)集成方面，可靠性與經(jīng)濟(jì)性總是面臨著各種權(quán)衡。以慣性測(cè)量單元和計(jì)算機(jī)為例，將兩類設(shè)備集成或者分立設(shè)置的設(shè)計(jì)方案都有應(yīng)用，前者如“阿特拉斯 V”（Atlas V）的容錯(cuò)慣性導(dǎo)航單元（含冗余慣性測(cè)量系統(tǒng)IMS和雙冗余主從熱備份飛行控制系統(tǒng)FCS）[20]、Delta火箭的冗余慣性飛行控制組合（由慣性傳感組合ISA和慣性處理電路IPE組成）[21]。作為Ariane 6的備選方案之一，Avionic-X項(xiàng)目提出了將慣性測(cè)量功能作為部件與其它功能塊集成的方案[22]。而分立設(shè)計(jì)的典型則是美國(guó)國(guó)家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）空間發(fā)射系統(tǒng)SLS Block I的冗余慣性導(dǎo)航單元（Redundant Inertial Navigation Unit，RINU）[23]和箭載計(jì)算機(jī)[24]。

CZ-8將傳統(tǒng)的控制、推進(jìn)劑利用和測(cè)量等箭上電氣分系統(tǒng)集成為統(tǒng)一的電氣系統(tǒng)，特點(diǎn)如下：

1）功能一體化

實(shí)現(xiàn)控制、測(cè)量、推進(jìn)劑利用等分系統(tǒng)的功能融合、資源整合。

圖4為CZ-8 GNC控制組合的示意圖，它集成了由5個(gè)加速度表和5個(gè)單軸光纖陀螺斜置安裝的慣性測(cè)量組合、三模冗余數(shù)字計(jì)算機(jī)、伺服控制模塊、多體制衛(wèi)星導(dǎo)航功能，重量、體積及數(shù)量均降低到原來(lái)的20%以下。

圖4 CZ-8 GNC控制組合Fig. 4 GNC control assembly of LM-8

每個(gè)單模的控制模塊均采用國(guó)產(chǎn)高性能四核處理器，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)在線故障診斷。

2）信息一體化

可實(shí)現(xiàn)箭上控制與測(cè)量信息通道的互通和信息共享。以箭上多功能集成組合為例，集原數(shù)據(jù)綜合器、綜控器、推力調(diào)節(jié)控制器等功能；通過機(jī)內(nèi)總線進(jìn)行模塊間高速數(shù)據(jù)交換，控制裝置由此具備了獲取全箭所有測(cè)量信息的能力，這為更加自主地控制創(chuàng)造了條件。

3）供配電一體化

采用一套電源為所有箭上電氣系統(tǒng)供電，并能兼容控制與測(cè)量分系統(tǒng)不同接地體制的需求。通過數(shù)字配電技術(shù)簡(jiǎn)化箭地供配電接口線路。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)在線測(cè)試等功能，使得火工品解?？梢匝娱L(zhǎng)到發(fā)射前的最后時(shí)刻，提高了射前操作的安全性。

2.3 地面一體化測(cè)發(fā)控

實(shí)現(xiàn)傳統(tǒng)相對(duì)獨(dú)立的分系統(tǒng)級(jí)測(cè)試與發(fā)射控制系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)：

1）精簡(jiǎn)發(fā)射場(chǎng)崗位人員，取消所有分系統(tǒng)級(jí)測(cè)控終端和指揮人員，全箭僅保留一臺(tái)主控終端（主從熱備份）和一名現(xiàn)場(chǎng)指揮。

2）采用“人在回路上”的自動(dòng)化測(cè)控方案，正常操作自動(dòng)完成，人員起到監(jiān)測(cè)和必要時(shí)干預(yù)的作用。既避免了“人在回路內(nèi)”需要大量人工操作的不足，也消除了“人在回路外”失控的風(fēng)險(xiǎn)。

3）自主故障處理，采用基于模型、知識(shí)推理和概率神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)等技術(shù)進(jìn)行自主判讀和故障處理，并具備人工介入進(jìn)行故障處理的能力。

圖5為測(cè)發(fā)控系統(tǒng)的組成，全部采用箭上自檢測(cè)，通過有線串行通信和無(wú)線傳輸將自檢測(cè)信息傳送至地面系統(tǒng)。前端測(cè)控設(shè)備將傳統(tǒng)控制、測(cè)量、推進(jìn)劑利用、動(dòng)力測(cè)控、發(fā)射支持系統(tǒng)、總體網(wǎng)等所有分系統(tǒng)的測(cè)控功能全部集成在一起。

圖5 CZ-8地面測(cè)發(fā)控系統(tǒng)功能框圖Fig. 5 Functional block of LM-8 test and launch control system

2.4 快速發(fā)射能力

運(yùn)載火箭水平轉(zhuǎn)運(yùn)和起豎是實(shí)現(xiàn)快速發(fā)射的有效手段。以SpaceX的Falcon 9為例，其整流罩與衛(wèi)星的組裝、星罩組合體運(yùn)輸至火箭廠房，均處于垂直狀態(tài)；隨后星罩組合體轉(zhuǎn)至水平狀態(tài)，與位于轉(zhuǎn)運(yùn)起豎車上已水平組裝好的箭體對(duì)接[25]。ESA的Ariane 6也采取芯級(jí)水平組裝方式，并作為該火箭最具影響力的選擇之一[26]；其將芯一級(jí)與二級(jí)組合體整體水平轉(zhuǎn)運(yùn)至發(fā)射區(qū)并完成起豎，固體助推器與星罩組合體在發(fā)射區(qū)垂直組裝[27]。

CZ-8通過優(yōu)化任務(wù)流程，縮短靶場(chǎng)工作時(shí)間，減少現(xiàn)場(chǎng)保留工序，實(shí)現(xiàn)“運(yùn)輸即發(fā)射”（ship and shoot）的目標(biāo)。為適應(yīng)上述需求，CZ-8主要開展如下工作：

1）產(chǎn)品裝箭運(yùn)輸。電子產(chǎn)品、火工品裝箭運(yùn)輸，其中火工品全部更改為鈍感產(chǎn)品；并著手解決發(fā)動(dòng)機(jī)大噴管運(yùn)輸整體隔振難題，取消靶場(chǎng)單元測(cè)試、設(shè)備安裝等現(xiàn)場(chǎng)保留工序。

2）采用三平測(cè)發(fā)模式。取消復(fù)雜龐大的垂直總裝測(cè)試廠房、垂直轉(zhuǎn)運(yùn)平臺(tái)，火箭各艙段水平組裝、水平測(cè)試、水平轉(zhuǎn)運(yùn)。

3）簡(jiǎn)裝發(fā)射臺(tái)。采用固定式簡(jiǎn)裝發(fā)射臺(tái)，降低維護(hù)成本；大幅減少發(fā)射區(qū)操作項(xiàng)目，縮減勤務(wù)塔人員可達(dá)通道。

4）起飛漂移主動(dòng)控制。利用慣性測(cè)量信息進(jìn)行垂直度調(diào)整，采用主動(dòng)控制技術(shù)控制起飛偏移量，縮短箭體與固定勤務(wù)塔的間距，從而縮減勤務(wù)塔建設(shè)規(guī)模。

5）采用自瞄準(zhǔn)方案。取消地面方位瞄準(zhǔn)設(shè)施，利用自身的慣性測(cè)量組合完成自瞄準(zhǔn)，并采用起飛滾轉(zhuǎn)控制技術(shù)以適應(yīng)不同發(fā)射方位的要求。

2.5 無(wú)人值守技術(shù)

實(shí)現(xiàn)發(fā)射區(qū)加注發(fā)射無(wú)人值守，是當(dāng)前各國(guó)關(guān)注的重點(diǎn)。對(duì)于采用液氧/煤油和液氧/液氫為推進(jìn)劑的低溫火箭，全自主操作的難度很大。以NASA為例，從2011—2014年的“集成化地面操作驗(yàn)證單元”項(xiàng)目[28]，至2015—2017年的“自主推進(jìn)劑加注”項(xiàng)目[29]，以及目前仍在開展的美國(guó)種子基金項(xiàng)目的“地面操作自主控制技術(shù)”[30]，一直在提升與低溫測(cè)控相關(guān)的自主技術(shù)研發(fā)并持續(xù)提高技術(shù)成熟度。此外，在NASA 2015年的空間技術(shù)發(fā)展路線圖中，在第13個(gè)領(lǐng)域“地面和發(fā)射系統(tǒng)”中，將自主命令與控制、故障隔離與診斷、預(yù)警、決策等列為需要解決的關(guān)鍵技術(shù)[31]，也是為了提升操作的自主性、進(jìn)而降低成本提高效率。

CZ-8將首次實(shí)現(xiàn)從低溫流動(dòng)開始（–8 h）前端發(fā)射區(qū)無(wú)人值守。在發(fā)射日–12～–8 h之間，前端發(fā)射區(qū)僅需6人進(jìn)行煤油相關(guān)的加注與撤收工作。

為實(shí)現(xiàn)上述目標(biāo)，采取如下措施：

1）遠(yuǎn)控調(diào)壓。采用大流程、閉環(huán)控制調(diào)壓閥取代射前人工調(diào)壓與監(jiān)測(cè)。

2）采用零秒脫落連接器。將一級(jí)與助推器的氧加泄連接器調(diào)整至火箭尾部，并設(shè)計(jì)有氧塔進(jìn)行保護(hù)，火箭起飛時(shí)連接器自動(dòng)脫落。增設(shè)二級(jí)氫緊急排氣連接器，并采用零秒脫落技術(shù)；當(dāng)火箭未能起飛時(shí)該連接器將始終處于連接狀態(tài)，用于給氫箱泄壓保證發(fā)射區(qū)的安全性。

3）采用自氣封和一二級(jí)統(tǒng)一供配氣技術(shù)，減少連接器數(shù)量。

4）取消用于電氣接口連接的擺桿，簡(jiǎn)化箭地電氣接口或?qū)⒂邢薜慕涌诩性诨鸺膊康拿摪芜B接器上。

5）通過火工品回路自動(dòng)保護(hù)與解保操作，取消射前短路保護(hù)插頭的各種檢查和取下操作。

圖6為測(cè)控軟件界面示意圖。

圖6 正常和故障工況下的軟件操作界面示意圖Fig. 6 Software user interface under normal and fault conditions

正常工況下，后端操作人員啟動(dòng)測(cè)控軟件即可自動(dòng)開展所有工作流程，如圖6（a）所示；發(fā)生異常時(shí)，如果已有預(yù)案，可以由人工確認(rèn)后自動(dòng)實(shí)施預(yù)案；當(dāng)確實(shí)需要人工干預(yù)時(shí)，現(xiàn)場(chǎng)指揮的操作界面可以切換到單步執(zhí)行的狀態(tài)，如圖6（b）所示。關(guān)于CZ-8在自主故障診斷與發(fā)射控制方面的詳細(xì)討論，可參考文獻(xiàn)[32]。

2.6 衛(wèi)星搭載服務(wù)

各個(gè)火箭均努力為用戶提供更好的環(huán)境條件和快捷服務(wù)以吸引用戶。Ariane 6 設(shè)計(jì)新拋罩方案以降低對(duì)有效載荷的沖擊，可適應(yīng)多個(gè)工位提供發(fā)射服務(wù)[5]。H3火箭通過減少振動(dòng)、沖擊、熱流等為衛(wèi)星提供舒適的環(huán)境。ULA提供多樣化、標(biāo)準(zhǔn)化的有效載荷接口以及搭載機(jī)會(huì)，其上面級(jí)不僅提供環(huán)狀的第二載荷適配器（Secondary Payload Adapter，SPA）以及聚類皮衛(wèi)星軌道部署器（Poly-Picosatellite-Orbital-Deployer，PPOD）或C類適配器平臺(tái)，還利用尾端空間提供后底托架[33]等。

CZ-8火箭根據(jù)商業(yè)用戶的需求預(yù)留多種搭載接口，提供靈活多樣的專車或順風(fēng)車搭載發(fā)射服務(wù)，并提供降沖擊、降噪聲等定制化服務(wù)。

3 自主化技術(shù)的應(yīng)用

3.1 自主飛行對(duì)推力下降故障的適應(yīng)能力

在常規(guī)發(fā)射中，目標(biāo)軌道是提前確定的，在標(biāo)稱情況下的入軌點(diǎn)也基本確定。攝動(dòng)制導(dǎo)方法對(duì)各種偏差的適應(yīng)能力較弱，入軌精度也很難提高。“長(zhǎng)征”系列火箭自載人航天交會(huì)對(duì)接任務(wù)開始采用迭代制導(dǎo)技術(shù)，該方法能夠?qū)崟r(shí)自主地在目標(biāo)軌道上選擇與當(dāng)前速度、位置、推力等相匹配的入軌點(diǎn)，并重新規(guī)劃飛行軌跡[34]。在推力小幅下降的情況下，迭代制導(dǎo)仍能通過重新規(guī)劃軌跡進(jìn)入原定軌道。但是，當(dāng)推力下降導(dǎo)致原目標(biāo)軌道不可達(dá)時(shí)，選擇軌道上的最優(yōu)入軌點(diǎn)也就沒有了意義，迭代制導(dǎo)失去了效果，最終推進(jìn)劑會(huì)耗盡，此時(shí)形成何種軌道完全取決于耗盡時(shí)刻的速度與位置，具有不確定性，嚴(yán)重情況下會(huì)墜毀。在這種情況下，尋找一條能夠使衛(wèi)星留軌的軌道，稱之為救援軌道；衛(wèi)星留軌后，可以利用自身的變軌能力嘗試入軌。

各國(guó)在研制新火箭時(shí)均意識(shí)到了上述問題。例如，NASA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[35]。該方法僅考慮了推力降為0或發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)的故障，但若推力沒有降為0，或者推力下降后處于持續(xù)波動(dòng)，則難以提前規(guī)劃好應(yīng)對(duì)策略。ESA則將在線軌跡規(guī)劃作為電子系統(tǒng)一項(xiàng)重要的研究?jī)?nèi)容[19]。俄羅斯專家針對(duì)基礎(chǔ)級(jí)火箭運(yùn)載能力不足的狀況，提出了采用基于數(shù)值計(jì)算的自適應(yīng)制導(dǎo)方法，充分發(fā)揮上面級(jí)的運(yùn)載能力重新規(guī)劃飛行軌跡，可以避免衛(wèi)星墜落，這一場(chǎng)景與本文討論的問題較為接近[36]。在中國(guó)由于CZ-5第二次飛行任務(wù)未能成功入軌，也促進(jìn)了類似研究的開展[37]。

CZ-8將研發(fā)在線動(dòng)態(tài)軌跡規(guī)劃技術(shù)，并利用GNC組合四核處理器的優(yōu)勢(shì)，選擇一個(gè)處理器核對(duì)該技術(shù)進(jìn)行搭載測(cè)試。CZ-8主制導(dǎo)方法將仍是迭代制導(dǎo)，待自主規(guī)劃技術(shù)成熟時(shí)接入主任務(wù)，并僅在發(fā)生故障時(shí)激活。

救援軌道優(yōu)化命題的目標(biāo)是盡可能將有效載荷送入與原目標(biāo)軌道最接近的軌道。每一條軌道都可用5個(gè)軌道根數(shù)表示，即終端時(shí)刻tf的軌道半長(zhǎng)軸af、偏心率ef、傾角if、升交點(diǎn)經(jīng)度Ωf、近地點(diǎn)幅角wf，5個(gè)軌道根數(shù)與終端速度位置之間的非線性關(guān)系可參考文獻(xiàn)[38]。因此定義軌道根數(shù)差值的加權(quán)平方和（Orbitdev）為軌道偏差，用于量化兩條軌道的接近程度

采用解析法求解上述問題難度很大。即使采用直接法對(duì)其進(jìn)行數(shù)值優(yōu)化，也幾乎不能收斂到滿足全部約束的（局部）最優(yōu)解。為提高在線求解效率，提出狀態(tài)觸發(fā)目標(biāo)函數(shù)的策略，如圖7所示。

圖7 救援軌道優(yōu)化求解策略Fig. 7 Rescue orbit optimization solution strategy

考慮到調(diào)整軌道面需要大量的推進(jìn)劑，而其它面內(nèi)參數(shù)（af、ef等）都可以使用衛(wèi)星的推進(jìn)系統(tǒng)來(lái)改變，故障后應(yīng)盡量保證原目標(biāo)軌道面的入軌精度。但若運(yùn)載能力損失較大，調(diào)整軌道面偏差會(huì)導(dǎo)致軌道高度下降，因此從確保安全性的角度，應(yīng)首先保證軌道高度；只有剩余運(yùn)載能力大于某個(gè)閾值時(shí)，才考慮軌道面的調(diào)整；最后考慮軌道形狀的調(diào)整。

首先以當(dāng)前軌道面內(nèi)的最大高度圓軌道( Maximum Circular Orbit，MCO）作為優(yōu)化目標(biāo)J1，其目標(biāo)函數(shù)為

若MCO的高度hopt小于原目標(biāo)軌道近地點(diǎn)高度hpref，則MCO為最優(yōu)圓救援軌道（Optimal Circular Orbit， OCO）；若hopt比hpref高出一定范圍（Δh），表明火箭在保證軌道高度的前提下，具備調(diào)整軌道面的能力，此時(shí)觸發(fā)第二個(gè)目標(biāo)函數(shù)J2，即選擇軌道面偏差最小作為目標(biāo)函數(shù)，以得到最優(yōu)橢圓救援軌道（Optimal Elliptical Orbit，OEO )。

若J2僅包括if和Ωf偏差，火箭的剩余運(yùn)載能力將全部用于消除軌道面偏差，并且易陷入局部最優(yōu)解，導(dǎo)致hpf低于安全高度。為此需引入hpf最小值不等式約束，由于調(diào)整軌道面消耗能量較大，對(duì)if和Ωf略作調(diào)整就可能出現(xiàn)近地點(diǎn)下降而不滿足約束的情況，致使計(jì)算過程來(lái)回波動(dòng)無(wú)法收斂。因此，可在目標(biāo)函數(shù)中引入hpf和af偏差的正則項(xiàng)，如式（3）所示，并設(shè)置相對(duì)較小的權(quán)重系數(shù)，優(yōu)先調(diào)整軌道面偏差，以等效對(duì)最低安全高度的約束。

對(duì)于故障后剩余運(yùn)載能力處于原目標(biāo)軌道面附近的狀態(tài)，求解OEO效果很好，能夠縮小軌道面的偏差；但在剩余運(yùn)載能力較大的情況下，計(jì)算過程可能陷入局部最優(yōu)解，無(wú)法進(jìn)一步縮小其他軌道根數(shù)偏差。為此，針對(duì)OEO中與目標(biāo)軌道共面的計(jì)算結(jié)果，觸發(fā)第3個(gè)目標(biāo)函數(shù)J3，在原目標(biāo)軌道面內(nèi)，減小hpf、af和wf偏差，從而得到最優(yōu)救援軌道ORO。

為避免臨界狀態(tài)求解困難的情況，設(shè)置Δh、 εi、εΩ等容差項(xiàng)。采用自適應(yīng)配點(diǎn)法求解上述問題，并自然地將J1的優(yōu)化解作為求解J2問題的初值，J2的優(yōu)化解作為求解J3問題的初值；而J1的求解MCO也需要合理的策略，即預(yù)計(jì)故障后的航程。有關(guān)該預(yù)計(jì)的分析內(nèi)容，可參考文獻(xiàn)[39]。

優(yōu)化結(jié)果可以分為4個(gè)特征區(qū)，不安全區(qū)（無(wú)法形成任何軌道）、圓軌道區(qū)（軌道高度小于目標(biāo)軌道近地點(diǎn)高度）、橢圓軌道區(qū)（軌道面逐漸與軌道形狀逐漸接近目標(biāo)軌道）以及原目標(biāo)軌道區(qū)。在每個(gè)區(qū)的交界處，尤其橢圓軌道區(qū)與目標(biāo)軌道區(qū)之間，對(duì)應(yīng)的故障狀態(tài)容易陷入局部最優(yōu)解。尋找全局最優(yōu)解的措施可以考慮自適應(yīng)調(diào)整偏差權(quán)重的方法，但在工程上這些局部最優(yōu)解也是可以接受的。

導(dǎo)致推力下降有不同故障模式，這也決定了后續(xù)的處理有不同的策略，因此辨別故障模式是關(guān)鍵。以表1所示的故障模式為例，其故障后果在推力下降的幅度上比較接近，但救援處理措施可能不太一樣。如果發(fā)生泄漏，則推進(jìn)劑并不都能充分利用，會(huì)提前耗盡；如果堵塞，則可以近似認(rèn)為推進(jìn)劑是都可以利用的，上述算法均是以這種模式來(lái)討論的；如果噴嘴燒蝕，則可能故障會(huì)迅速惡化甚至爆炸，這就需要快速處理，比如盡快進(jìn)入一個(gè)留軌的軌道并迅速關(guān)機(jī)；而泵效率下降的后果更具多樣性。針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的在線故障診斷將是留給我們的另一個(gè)課題。

表1 典型發(fā)動(dòng)機(jī)故障模式Table 1 Typical engine failure modes

考慮飛行中存在滑行段，其策略和算法還需要進(jìn)一步研究。

3.2 其他自主技術(shù)的應(yīng)用

3.2.1 起飛漂移的主動(dòng)控制

自主技術(shù)的另一個(gè)應(yīng)用是實(shí)現(xiàn)起飛漂移的主動(dòng)控制，即將起飛偏移轉(zhuǎn)換為與發(fā)射塔架的最低安全距離優(yōu)化控制問題。由于箭體垂直度的偏差、慣組測(cè)量偏差、發(fā)動(dòng)機(jī)推力線偏差等，火箭點(diǎn)火后在垂直上升的過程中，不可避免會(huì)出現(xiàn)橫向偏移。為了保證發(fā)射區(qū)和飛行安全，發(fā)射塔架與火箭之間需要留出足夠多的安全距離以避免火箭尾部與塔架相碰。這個(gè)安全距離一般是按照最壞情況考慮的，距離越大，安全性越好，但帶來(lái)了回轉(zhuǎn)平臺(tái)、擺桿等規(guī)模的增大和發(fā)射塔架建設(shè)成本的增加。CZ-8通過偏航程序角的控制，使火箭質(zhì)心向遠(yuǎn)離塔架方向（-z向）運(yùn)動(dòng)，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)起飛漂移量的主動(dòng)控制。圖8給出了有無(wú)主動(dòng)漂移控制下的仿真結(jié)果。

圖8 起飛漂移量仿真結(jié)果Fig. 8 Simulation results of takeoff drift

3.2.2 “無(wú)窗口約束”的自主修正制導(dǎo)控制

將“零窗口”發(fā)射問題轉(zhuǎn)換為“無(wú)窗口約束”的自主修正制導(dǎo)控制問題。零窗口是針對(duì)有赤經(jīng)（而非經(jīng)度）要求的軌道而言。每推遲1 s發(fā)射，赤經(jīng)誤差增加4.2‰°（地球自轉(zhuǎn)引起發(fā)射點(diǎn)慣性坐標(biāo)系與目標(biāo)軌道之間的空間關(guān)系發(fā)生變化）。

未能按時(shí)起飛主要影響5個(gè)軌道根數(shù)中的升交點(diǎn)赤經(jīng)，該參數(shù)在飛行控制的諸元中被轉(zhuǎn)化為升交點(diǎn)經(jīng)度，即起飛時(shí)刻目標(biāo)軌道與地球赤道交點(diǎn)的經(jīng)度。顯然，隨著地球的轉(zhuǎn)動(dòng)，目標(biāo)軌道與地球赤道交點(diǎn)的經(jīng)度也在不斷變化。

圖9給出了發(fā)射窗口影響的示意。假設(shè)原起飛時(shí)刻目標(biāo)軌道的升交點(diǎn)經(jīng)度為Ω1，發(fā)射點(diǎn)的經(jīng)度是Ω0，則可以認(rèn)為飛行過程中要轉(zhuǎn)動(dòng)d ? =?1??0。

圖9 零窗口發(fā)射示意圖Fig. 9 Explanation of instantaneous launch window

如果推遲 Δt起飛，地球轉(zhuǎn)動(dòng)角度為ω Δt，其中ω 為地球自轉(zhuǎn)角速度，發(fā)射點(diǎn)也轉(zhuǎn)了相同角度，此時(shí)目標(biāo)軌道的經(jīng)度變?yōu)榈虬l(fā)射點(diǎn)與地球固聯(lián)，其經(jīng)度仍為?0，此時(shí)按照裝訂的諸元轉(zhuǎn)過d?，其經(jīng)度為

通過衛(wèi)星導(dǎo)航授時(shí)判斷起飛時(shí)間偏差Δt，計(jì)算由此引起的經(jīng)度誤差ωΔt，并利用閉路制導(dǎo)自主補(bǔ)償。由于助推器及一級(jí)飛行段需要考慮殘骸落區(qū)，故飛行軌跡一般不調(diào)整，僅在二級(jí)飛行段進(jìn)入迭代制導(dǎo)后重新進(jìn)行軌跡規(guī)劃。但這會(huì)引入較大的偏航程序角，從而影響運(yùn)載能力。因此，發(fā)射窗口最大寬度不受算法限制，而僅受運(yùn)載能力限制。該方法還可修正正常發(fā)射時(shí)因指令延時(shí)等引起的微小時(shí)間偏差。

CZ-8還采取了自瞄準(zhǔn)技術(shù)，即利用慣組測(cè)量信息解算慣組安裝方位與北向的夾角，并在起飛后通過主動(dòng)滾轉(zhuǎn)控制消除發(fā)射方位的偏差。該方法無(wú)需在地面或者勤務(wù)塔上設(shè)置光學(xué)瞄準(zhǔn)設(shè)備。

4 垂直著陸關(guān)鍵技術(shù)

4.1 集束式回收方案

CZ-8R基于CZ-8現(xiàn)有的火箭動(dòng)力系統(tǒng)配置，通過發(fā)動(dòng)機(jī)推力適度調(diào)節(jié)和多次點(diǎn)火實(shí)現(xiàn)垂直著陸，為長(zhǎng)征火箭的重復(fù)使用進(jìn)行關(guān)鍵技術(shù)的演示驗(yàn)證。CZ-8R采用集束式回收方案，即助推器和芯一級(jí)不分離一并回收，其優(yōu)點(diǎn)是：回收效率大幅提升，用一套回收裝置實(shí)現(xiàn)3個(gè)模塊的回收，這些模塊的成本占火箭總成本的70%；集束式回收使得回收對(duì)象的自重大幅增加，降低了對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)深度的需求；通過不同發(fā)動(dòng)機(jī)的分時(shí)點(diǎn)火，降低了對(duì)單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火次數(shù)的需求。

圖10給出了CZ-8R的經(jīng)濟(jì)性分析。將不回收狀態(tài)下的單位載荷發(fā)射價(jià)格作為基準(zhǔn)值1。以重復(fù)使用1次為例，意味著共計(jì)兩次發(fā)射，需要投產(chǎn)2套不回收的產(chǎn)品，投產(chǎn)1套可回收產(chǎn)品，并增加1次回收、運(yùn)輸、檢修及更換產(chǎn)品等費(fèi)用，將所有費(fèi)用在兩次發(fā)射中均攤，并除以回收狀態(tài)下的運(yùn)載能力，得出單位載荷發(fā)射價(jià)格。

圖10 CZ-8R回收經(jīng)濟(jì)性分析Fig. 10 Economic analysis of LM-8R recovery

對(duì)回收不利的成本因素包括：①因回收而損失的運(yùn)載能力；②因回收而新增加的產(chǎn)品費(fèi)用，如新增的電子產(chǎn)品、著陸支腿、柵格舵、姿控裝置等；③回收產(chǎn)品的運(yùn)輸、翻修、更換與測(cè)試費(fèi)用等。而有利的因素包括：回收部分在火箭總成本的占比。基于上述因素，經(jīng)過分析比較，集束式回收具有較好的經(jīng)濟(jì)效益，其在重復(fù)使用次數(shù)達(dá)到3次即能實(shí)現(xiàn)單位載荷發(fā)射價(jià)格與不回收狀態(tài)持平。而僅回收芯一級(jí)時(shí)，即便重復(fù)使用20次，也無(wú)法實(shí)現(xiàn)單位載荷發(fā)射價(jià)格與不回收狀態(tài)持平。

4.2 回收關(guān)鍵技術(shù)

CZ-8R飛行剖面圖如圖11所示。

圖11 CZ-8R飛行剖面Fig. 11 CZ-8R flight profile

1）OA段：上升段飛行，助推器關(guān)機(jī)后不分離，同時(shí)彈道設(shè)計(jì)中盡可能縮短芯一級(jí)關(guān)機(jī)與助推器關(guān)機(jī)時(shí)間差。

2）AB段：滑行調(diào)姿段，調(diào)姿通過姿控噴管實(shí)現(xiàn)，噴管安裝在一級(jí)及助推器艙段的頂部，在這個(gè)過程中發(fā)動(dòng)機(jī)不開機(jī)，當(dāng)降落速度逐步增加，并即將進(jìn)入稠密大氣層時(shí)，進(jìn)入下一個(gè)工作階段。

3）BC段：動(dòng)力減速段。為避免箭體再入速度過快與稠密大氣摩擦產(chǎn)生較大熱量，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火進(jìn)行減速，并同時(shí)修正前序飛行段的軌跡偏差，對(duì)落點(diǎn)進(jìn)行控制。根據(jù)需要發(fā)動(dòng)機(jī)僅工作較短的一段時(shí)間。

4）CD段：發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)后進(jìn)入氣動(dòng)減速段，通過氣動(dòng)阻力降低速度、調(diào)整軌跡，同時(shí)柵格舵也會(huì)參與姿態(tài)穩(wěn)定控制，必要時(shí)也可參與軌跡調(diào)整。

5）DE段：當(dāng)滿足動(dòng)力反推的開機(jī)條件時(shí)，芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火并進(jìn)行節(jié)流控制，控制系統(tǒng)根據(jù)當(dāng)前時(shí)刻的速度和位置實(shí)時(shí)計(jì)算飛行軌跡并控制，實(shí)現(xiàn)定點(diǎn)軟著陸。

4.3 關(guān)鍵技術(shù)及發(fā)展策略

CZ-8R需解決的關(guān)鍵技術(shù)包括：①發(fā)動(dòng)機(jī)多次點(diǎn)火；②推力調(diào)節(jié)；③末端（動(dòng)力反推段）制導(dǎo)；④高精度導(dǎo)航裝置；⑤柵格舵設(shè)計(jì)與制造；⑥箭體大面積熱防護(hù)；⑦輕質(zhì)可展開著陸機(jī)構(gòu)；⑧大型海上浮動(dòng)著陸平臺(tái)。由于芯一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)推力為1 188 kN，其節(jié)流深度有限，導(dǎo)致動(dòng)力反推段的推重比較大（ ＞ 1），這就需要采用先進(jìn)的制導(dǎo)控制技術(shù)來(lái)緩解發(fā)動(dòng)機(jī)深度節(jié)流的壓力。

為消除CZ-8R回收的風(fēng)險(xiǎn)，采取低空低速、低空中速和高空高速分步突破關(guān)鍵技術(shù)的策略。2018年，研究人員利用北京航天自動(dòng)控制研究所研發(fā)的“孔雀”GNC驗(yàn)證飛行器，首次進(jìn)行實(shí)時(shí)軌跡規(guī)劃與控制的演示實(shí)驗(yàn)。該實(shí)驗(yàn)?zāi)M發(fā)動(dòng)機(jī)有限節(jié)流條件，通過離線設(shè)計(jì)在飛行平面內(nèi)的反推點(diǎn)火接入條件，以燃料最優(yōu)為目標(biāo)并考慮氣動(dòng)力的影響，采用序列凸優(yōu)化和模型預(yù)測(cè)控制，以嵌入式定制化代碼成功進(jìn)行了驗(yàn)證。其中剩余飛行時(shí)間以中間推力標(biāo)稱軌跡飛行時(shí)間為初值。在1 GHz的處理器平臺(tái)上，完成一次軌跡規(guī)劃的時(shí)間不超過200 ms。

在此基礎(chǔ)上，CZ-8R將開展以火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的垂直起飛垂直著陸試驗(yàn)，在進(jìn)一步驗(yàn)證制導(dǎo)與控制技術(shù)的同時(shí)，重點(diǎn)考核著陸機(jī)構(gòu)。

著陸機(jī)構(gòu)由著陸支腿、推沖裝置、球鎖和氣動(dòng)保護(hù)罩等組成，其中著陸腿是關(guān)鍵部件，用于減緩著陸時(shí)的沖擊過載，使火箭穩(wěn)定著陸。以往航天著陸緩沖機(jī)構(gòu)研究多集中于登月任務(wù)[40]，火箭的重復(fù)使用需求激發(fā)了對(duì)地面定點(diǎn)著陸技術(shù)的研究[41]。運(yùn)載火箭著陸所使用的支腿，由于箭體自重大（數(shù)十t）、跨距大（Falcon 9跨度約為21.336 m），且受到發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流能力的限制，以及優(yōu)先控制落點(diǎn)位置精度的需求，著陸的速度也偏大，這就要求著陸支腿有很好的強(qiáng)度和緩沖功能。強(qiáng)度的增加帶來(lái)了支腿自重的增大，在自重以及大跨距的影響下，彎矩載荷進(jìn)一步加大。當(dāng)在海上平臺(tái)著陸時(shí)，還將出現(xiàn)靜止、滑動(dòng)、擺動(dòng)、滑動(dòng)擺動(dòng)、起跳碰撞等多種動(dòng)力學(xué)行為，因此要求支腿具備傾斜姿態(tài)及水平速度適應(yīng)能力。

經(jīng)過充分的對(duì)比分析[42-43]，選擇采用4套對(duì)稱分布的倒三角式著陸腿設(shè)計(jì)，每個(gè)著陸支腿由一根主腿和兩個(gè)副腿組成，主腿內(nèi)采用鋁蜂窩式的雙向緩沖吸能設(shè)計(jì)。

4.4 動(dòng)力下降段自主制導(dǎo)技術(shù)

4.4.1 問題描述

動(dòng)力下降段3DoF質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程如式（5）所示，其中r和v分別表示飛行器位置和速度矢量，F(xiàn)表示飛行器受到的合力，主要包含引力（G）、發(fā)動(dòng)機(jī)推力（T）和氣動(dòng)力（D），ωe為地球自轉(zhuǎn)角速度矢量，m為飛行器質(zhì)量，Isp為發(fā)動(dòng)機(jī)比沖，g0為地球海平面重力加速度。

火箭垂直著陸問題約束條件包括：①起始點(diǎn)約束為火箭當(dāng)前狀態(tài)；②終端速度位置精度達(dá)到米級(jí)，姿態(tài)在90°附近；③通過約束秒流量實(shí)現(xiàn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力幅值的控制；④著陸過程姿態(tài)角速度控制在1～2 (°)/s；⑤終端質(zhì)量大于箭體結(jié)構(gòu)質(zhì)量。

考慮式（5）和約束條件，可以看出火箭垂直回收與其他天體的著陸相比，在動(dòng)力下降段（PD）制導(dǎo)方法上存在的差異。月面接近真空狀態(tài)，一般常采用解析制導(dǎo)或跟蹤制導(dǎo)的方法；在火星著陸動(dòng)力下降段的前段，火星上的大氣會(huì)對(duì)氣動(dòng)減速產(chǎn)生較大的影響，致使PD段的初始條件難以提前確定，因此需要實(shí)時(shí)地規(guī)劃軌跡，目前普遍采用凸優(yōu)化的方法[44-47]；該方法在Xombie飛行驗(yàn)證平臺(tái)上進(jìn)行了測(cè)試，盡管被NASA譽(yù)為“當(dāng)前所知的唯一滿足約束、燃料最優(yōu)且自主”制導(dǎo)方法[48]，但同時(shí)由于此刻的速度已經(jīng)大幅下降，且火星的大氣密度遠(yuǎn)小于地球，因此忽略了氣動(dòng)的影響。也正由于此，可只規(guī)劃一次軌跡，然后采用軌跡跟蹤的方法。

在火箭垂直返回的過程中，其受氣動(dòng)減速段大氣不確定性的影響和控制手段的限制，在進(jìn)入垂直著陸段時(shí)的狀態(tài)散布較大，發(fā)動(dòng)機(jī)開機(jī)點(diǎn)無(wú)法提前確定，必須利用在線軌跡規(guī)劃算法，如圖12所示。

圖12 火箭垂直著陸示意圖Fig. 12 Illustration of rocket vertical landing

地面的大氣密度是火星的100多倍，因此在PD段大氣影響仍不可忽視[49]，且火箭質(zhì)量變化大（發(fā)動(dòng)機(jī)秒流量大）、推力調(diào)節(jié)范圍有限、實(shí)時(shí)性高（PD段一般僅10 s左右時(shí)間）、定點(diǎn)著陸的精度要求更高（位置誤差一般不超過50 m，同時(shí)對(duì)速度和姿態(tài)也有要求），這使得火箭垂直著陸的制導(dǎo)控制難度更大。

著陸問題常見的性能指標(biāo)包括：燃料最?。ńK端剩余質(zhì)量最大）、能量最省、飛行時(shí)間最短，如式（6）中J1～J4所示。在燃料不足以達(dá)到目標(biāo)點(diǎn)時(shí)，也可選取著陸點(diǎn)位置偏差最小作為目標(biāo)函數(shù)（J5）。

4.4.2 制導(dǎo)算法

序列凸優(yōu)化是求解上述問題較為有效的方案，將時(shí)間映射到[0, 1]空間，終端時(shí)間tf作為增廣控制量，運(yùn)動(dòng)方程序列線性化如式（7）所示

為保證實(shí)時(shí)性和收斂性，需要首先考慮物理可行性。物理可行性是指在火箭控制能力范圍內(nèi)至少存在一條能夠從當(dāng)前狀態(tài)到達(dá)目標(biāo)著陸狀態(tài)，且滿足全部過程約束的飛行軌跡。

為確保安全著陸，進(jìn)入動(dòng)力著陸段的初始狀態(tài)和待飛時(shí)間估計(jì)必須與發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)范圍匹配。接入條件是發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力下降段的開機(jī)條件，是一族滿足能力和約束的初始狀態(tài)集合。而最省燃料軌跡的控制量具有Bang-Bang的特點(diǎn)，導(dǎo)致飛行軌跡處于可允許著陸范圍的邊界上，稍有偏差將導(dǎo)致著陸失敗。較合適的著陸軌跡應(yīng)是在滿足推力調(diào)節(jié)范圍的情況下盡可能早的進(jìn)入動(dòng)力著陸段，且盡可能遠(yuǎn)離可行域的邊界，例如選擇接入范圍的中間值作為交接班條件，從而保證火箭在著陸段對(duì)正、負(fù)向偏差均具有一定的適應(yīng)能力。

為分析推力調(diào)節(jié)范圍對(duì)接入條件的影響，考慮如下算例：箭體質(zhì)量40 t，發(fā)動(dòng)機(jī)最大推力1 200 kN，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖300 s，推力調(diào)節(jié)范圍為[τ，100%]。假設(shè)箭體利用氣動(dòng)減速過程已經(jīng)達(dá)到了著陸點(diǎn)上方，即x= 0 m，那么在縱向飛行面內(nèi)高度與速度的接入條件仿真結(jié)果見圖13。

圖13 接入條件仿真Fig. 13 Access condition simulation

推力可調(diào)節(jié)是實(shí)現(xiàn)定點(diǎn)著陸的前提條件，而可調(diào)范圍則決定了對(duì)偏差的適應(yīng)能力，推力上下限分別決定了著陸段接入條件的高度下限和上限。若發(fā)動(dòng)機(jī)的節(jié)流能力受限，就要求前序工作段的控制精度要提高，因此調(diào)節(jié)能力越弱，接入條件越嚴(yán)苛。

其它需要考慮的還包括模型準(zhǔn)確性和算法實(shí)時(shí)性，有關(guān)這方面的詳細(xì)討論可參考文獻(xiàn)[50]。

5 結(jié)束語(yǔ)

面對(duì)國(guó)內(nèi)外蓬勃發(fā)展的衛(wèi)星發(fā)射市場(chǎng)，CZ-8火箭作為一款國(guó)家立項(xiàng)的面向商業(yè)市場(chǎng)的運(yùn)載火箭，在研制過程中踐行深度融合的理念，從總體到各個(gè)分系統(tǒng)開展技術(shù)創(chuàng)新與應(yīng)用實(shí)踐，努力打造一款性價(jià)比優(yōu)、易用性好、安全性高的主力中型運(yùn)載火箭。CZ-8火箭同時(shí)著力推動(dòng)可重復(fù)技術(shù)的攻關(guān)，針對(duì)回收中的各大關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行驗(yàn)證，力爭(zhēng)早日實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)征火箭的可重復(fù)使用。