遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)與控制技術(shù)的科學(xué)挑戰(zhàn)

宋征宇，汪小衛(wèi)，陳 蓉，鄧思超，張 烽, 任 寬

(中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

0 引言

遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)是一種利用航天運(yùn)載技術(shù)實(shí)施全球極速運(yùn)輸?shù)倪\(yùn)載工具，經(jīng)由亞軌道可實(shí)現(xiàn)小時(shí)級(jí)內(nèi)將人員和物資在地球表面任意兩點(diǎn)之間實(shí)現(xiàn)快速運(yùn)輸。其具備航班化可復(fù)用能力，具有可靠、安全、經(jīng)濟(jì)、便捷、環(huán)保等特點(diǎn)，使用維護(hù)簡(jiǎn)便、可快速再次使用，能夠很好地滿足大規(guī)模點(diǎn)對(duì)點(diǎn)運(yùn)輸、物資投送補(bǔ)給以及亞軌道太空旅游等需求，同時(shí)還可以執(zhí)行天地往返任務(wù)。

遠(yuǎn)程極速運(yùn)輸?shù)母拍钤缭?0世紀(jì)五六十年代就已提出，因?yàn)楫?dāng)時(shí)復(fù)用技術(shù)不成熟和運(yùn)營(yíng)成本高等因素，雖然不斷有國(guó)家提出相關(guān)方案，但都處在概念研究階段。近年來隨著運(yùn)載火箭復(fù)用技術(shù)的發(fā)展，特別是美國(guó)SpaceX公司Falcon9火箭通過子級(jí)多次復(fù)用實(shí)現(xiàn)了發(fā)射成本明顯下降，使得利用航天運(yùn)載技術(shù)實(shí)施經(jīng)濟(jì)快速遠(yuǎn)程極速運(yùn)輸成為航天界的研究熱點(diǎn)[1-5]。當(dāng)前，美國(guó)SpaceX公司已投入數(shù)十億美元經(jīng)費(fèi)研制“超重--星艦”運(yùn)載器，并研究利用其提供一小時(shí)全球極速運(yùn)輸服務(wù)[2]。2020年，美國(guó)軍事運(yùn)輸司令部與SpaceX和XArc公司簽署協(xié)議，隨后美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室也與SpaceX和Blue Origin等公司簽訂研發(fā)合同，研究將100 t物資在一小時(shí)內(nèi)運(yùn)輸至全球任意地點(diǎn)?！俺?-星艦”計(jì)劃2023年入軌飛行，2025年實(shí)現(xiàn)全球運(yùn)輸。德國(guó)宇航中心(DLR)也提出利用運(yùn)載火箭技術(shù)實(shí)現(xiàn)洲際遠(yuǎn)程運(yùn)輸?shù)腟paceliner[3]，并開展持續(xù)研究；意大利也提出了一種基于渦輪基組合動(dòng)力的水平起降運(yùn)輸方案Hyplane[4]。2021年，美國(guó)維珍銀河和藍(lán)源公司研制的太空船二號(hào)和新謝潑德火箭已初步實(shí)現(xiàn)亞軌道太空旅游的商業(yè)運(yùn)營(yíng)。2022年，火箭實(shí)驗(yàn)室(Rocket Lab)宣布與美國(guó)軍事運(yùn)輸司令部簽署聯(lián)合開發(fā)協(xié)議，探索利用其運(yùn)載火箭開展全球貨物運(yùn)輸服務(wù)。

目前，國(guó)內(nèi)在遠(yuǎn)程極速運(yùn)輸研究方面還處于起步探索階段，開展了相關(guān)方案研究和初步技術(shù)攻關(guān)[5]，同時(shí)開展了大量可復(fù)用運(yùn)載火箭的關(guān)鍵技術(shù)研究[6-10]。此外我國(guó)自主研制的升力式亞軌道垂直起飛水平著陸運(yùn)載器首飛和再次飛行均取得圓滿成功，為遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)的研究和建設(shè)奠定了良好的技術(shù)基礎(chǔ)。

1 需求與意義

遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)作為一種利用航天技術(shù)來實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)程極速運(yùn)輸?shù)南到y(tǒng)，具有小時(shí)級(jí)洲際到達(dá)能力，能夠催生一小時(shí)全球極速運(yùn)輸、大眾化太空旅游等新產(chǎn)業(yè)，引領(lǐng)科技發(fā)展，支撐科技強(qiáng)國(guó)、航天強(qiáng)國(guó)和交通強(qiáng)國(guó)建設(shè)，具有現(xiàn)實(shí)的社會(huì)、科技、經(jīng)濟(jì)應(yīng)用價(jià)值。具體表現(xiàn)在以下幾個(gè)方面。

1.1 加快航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)建設(shè)

全球極速運(yùn)輸系統(tǒng)是航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)的重要組成[5]。當(dāng)前全球極速運(yùn)輸系統(tǒng)尚處于離散型跟蹤研究階段。因此發(fā)展遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)對(duì)于加快我國(guó)航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)建設(shè)具有重要意義；且開展遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)的研究和攻關(guān)，不僅可以豐富和完善航班化航天運(yùn)輸系統(tǒng)建設(shè)，其相關(guān)技術(shù)的突破，也可以帶動(dòng)整個(gè)航天運(yùn)輸系統(tǒng)不斷邁向航班化。

1.2 催生新興產(chǎn)業(yè)，支撐經(jīng)濟(jì)高質(zhì)量發(fā)展

遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)的發(fā)展能夠催生全球極速運(yùn)輸、大眾化太空旅游等太空新業(yè)態(tài)，促進(jìn)產(chǎn)業(yè)發(fā)展與融合，支撐經(jīng)濟(jì)高質(zhì)量發(fā)展。同時(shí)，每一次運(yùn)輸方式的變革都會(huì)帶來人類生活方式和生活水平的革命，隨著人類交通運(yùn)載方式的改變，還將帶來人類經(jīng)濟(jì)、文化、生活、觀念上的變化，影響社會(huì)的方方面面。

1.3 引領(lǐng)科技發(fā)展，促進(jìn)學(xué)科融合

開展遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)的研究，能夠推動(dòng)新型飛行器總體與高馬赫數(shù)非定常氣動(dòng)設(shè)計(jì)理論和方法、復(fù)雜極端飛行環(huán)境下制導(dǎo)控制理論與方法、材料的極端服役疲勞、多學(xué)科耦合與優(yōu)化設(shè)計(jì)等基礎(chǔ)科學(xué)問題的研究，帶動(dòng)可復(fù)用技術(shù)、先進(jìn)熱防護(hù)、復(fù)雜大型結(jié)構(gòu)、高精度制導(dǎo)控制等重大關(guān)鍵技術(shù)的突破[5]，促進(jìn)空氣動(dòng)力學(xué)、固體力學(xué)、熱力學(xué)、傳熱傳質(zhì)學(xué)、飛行動(dòng)力學(xué)與控制等學(xué)科交叉融合發(fā)展，推動(dòng)科技創(chuàng)新與技術(shù)變革。

1.4 助推航天強(qiáng)國(guó)和交通強(qiáng)國(guó)建設(shè)

隨著文明的進(jìn)步和生活水平的提高，人類對(duì)交通運(yùn)輸?shù)乃儆蚝涂沼蚍秶岢隽烁叩囊螅h(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)以其極高速、極遠(yuǎn)程的特點(diǎn)實(shí)現(xiàn)從交通運(yùn)輸“快速”到“極速”的跨越，將航天技術(shù)與交通運(yùn)載進(jìn)一步融合發(fā)展和產(chǎn)業(yè)變革，探索未來新型原創(chuàng)交通運(yùn)載模式，推動(dòng)交通運(yùn)載領(lǐng)域從“陸?？铡比灰惑w到“陸海空天”四位一體的跨越，為航天強(qiáng)國(guó)和交通強(qiáng)國(guó)的建設(shè)提供強(qiáng)有力支撐。

2 技術(shù)途徑與特點(diǎn)

為了更好地實(shí)現(xiàn)產(chǎn)業(yè)應(yīng)用，從未來運(yùn)輸規(guī)模需求分析，遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)需具備一定規(guī)模的運(yùn)輸能力，如SpaceX公司的“超重--星艦”具備70 t級(jí)以上的全球極速運(yùn)輸能力，美國(guó)空軍更是提出100 t級(jí)的全球運(yùn)輸能力需求。

通過分析國(guó)外全球極速運(yùn)輸系統(tǒng)以及航空大型運(yùn)輸機(jī)等運(yùn)載能力，經(jīng)初步論證我國(guó)亞軌道運(yùn)輸系統(tǒng)的運(yùn)載能力為60 t級(jí)，具有小時(shí)級(jí)洲際(≥10 000 km航程)到達(dá)能力，可復(fù)用100次以上，單位質(zhì)量載荷運(yùn)輸成本不超過一次性運(yùn)載火箭5%，可靠性不低于0.997。

作為一種未來面向航班化的全球點(diǎn)對(duì)點(diǎn)極速運(yùn)輸系統(tǒng)，亞軌道運(yùn)輸系統(tǒng)可采用垂直起降(VTVL)、垂直起飛水平著陸(VTHL)、水平起降(HTHL)3種技術(shù)途徑[8-13]。

2.1 垂直起降

該技術(shù)途徑采用完全重復(fù)兩級(jí)火箭構(gòu)型，垂直起飛、垂直降落，該方案在傳統(tǒng)運(yùn)載火箭軸對(duì)稱構(gòu)型上，兩級(jí)均可增加翼面或舵面，特別是二子級(jí)可采用可變構(gòu)型鴨翼布局來滿足大攻角再入和垂直著陸雙重要求，提高升阻比超過3.0，可充分利用氣動(dòng)力提升其機(jī)動(dòng)性能。運(yùn)載器垂直起飛后一二級(jí)分離，一級(jí)受控返回原場(chǎng)，二級(jí)點(diǎn)火繼續(xù)爬升至100 km以上，發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)后無動(dòng)力滑行，可利用波動(dòng)彈道增程，在接近目的地時(shí)，利用二子級(jí)鴨翼布局和發(fā)動(dòng)機(jī)再次啟動(dòng)實(shí)施大姿態(tài)機(jī)動(dòng)、減速垂直著陸。

2.2 垂直起飛水平著陸

垂直起飛水平著陸采用兩級(jí)升力式背駝構(gòu)型，垂直起飛、水平著陸，采用火箭動(dòng)力；一級(jí)為助推級(jí)，二級(jí)為載荷級(jí)，均具備主動(dòng)力，兩級(jí)均采用翼身組合體構(gòu)型，升阻比可達(dá)3～6；兩級(jí)組合體垂直起飛后負(fù)小攻角上升，降低飛行阻力，助推級(jí)分離后返回，載荷級(jí)主動(dòng)力工作繼續(xù)動(dòng)力上升，上升段加速至高度100 km以上、速度Ma=20左右軌跡開始下壓，隨后發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)，二級(jí)無動(dòng)力滑行再入返回，可利用波動(dòng)彈道增程，再經(jīng)過能量管理階段，最終水平著陸于目的地機(jī)場(chǎng)跑道，全程采用襟副翼等實(shí)施姿態(tài)控制。

2.3 水平起降

水平起降采用兩級(jí)升力式背駝構(gòu)型，水平起飛、水平著陸，采用火箭動(dòng)力運(yùn)輸大型載荷，采用組合動(dòng)力運(yùn)輸小型載荷，配置高性能的低溫動(dòng)力系統(tǒng)能夠減小運(yùn)輸系統(tǒng)規(guī)模。一級(jí)為助推級(jí)，二級(jí)為載荷級(jí)，均具備主動(dòng)力；兩級(jí)組合體水平起飛后，由助推級(jí)加速，再分離，當(dāng)采用火箭動(dòng)力時(shí)，載荷級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火繼續(xù)爬升至100 km以上高度后下降，隨后發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)，載荷級(jí)無動(dòng)力再入滑翔水平著陸目的地；當(dāng)采用組合動(dòng)力時(shí)，一二級(jí)分離后，載荷級(jí)在臨近空間高速巡航，最終在目的地水平著陸，如圖1所示。

圖1 水平起降方式剖面圖

2.4 技術(shù)特點(diǎn)分析

垂直起降方式很大程度上可繼承當(dāng)前運(yùn)載火箭技術(shù)，技術(shù)相對(duì)成熟，運(yùn)載器整體結(jié)構(gòu)效率較高；對(duì)著陸點(diǎn)需求低，著陸適應(yīng)性強(qiáng)，更適合中大型運(yùn)輸系統(tǒng)；但著陸過程姿態(tài)變化大，全程過載相對(duì)較大，載人飛行時(shí)舒適性相對(duì)較差，且載荷裝卸高度較大，難度較高，不易操作。

垂直起飛水平著陸和水平起降方式技術(shù)成熟度相對(duì)較低，尤其是對(duì)具有較大運(yùn)載能力的運(yùn)輸系統(tǒng)。在返回大氣層時(shí)需要設(shè)計(jì)較大的機(jī)翼來滿足升阻比需求，同時(shí)需配置起落架等復(fù)雜著陸機(jī)構(gòu)，其結(jié)構(gòu)效率受到了影響；水平著陸時(shí)需要建設(shè)跑道等設(shè)施，對(duì)地面設(shè)施要求較多。但水平返回與著陸的機(jī)動(dòng)性更強(qiáng)，可以實(shí)現(xiàn)較大范圍的自主機(jī)動(dòng)，在特殊場(chǎng)合能發(fā)揮更大的作用，且全程過載可以較好地控制，載人飛行時(shí)舒適性較好，類似飛機(jī)的水平起降方式具有載荷裝卸簡(jiǎn)單、易操作等優(yōu)勢(shì)[8-10]。

考慮到垂直起降的研究已比較充分，以SpaceX公司為代表的Falcon9運(yùn)載火箭已經(jīng)成功實(shí)現(xiàn)了商業(yè)化運(yùn)營(yíng)；而垂直起飛、水平著陸也取得顯著進(jìn)展，一些小規(guī)模飛行器已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了演示驗(yàn)證性飛行。相比較而言，水平起降的研究相對(duì)薄弱，尤其當(dāng)運(yùn)載能力的需求大幅度增加時(shí)，其挑戰(zhàn)非常巨大。為此，本文后續(xù)重點(diǎn)針對(duì)水平起降這種方式展開討論。

與航空運(yùn)輸機(jī)、一次性高馬赫數(shù)再入飛行器、一次性運(yùn)載火箭和升力式天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)相比，水平起降的遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)的飛行環(huán)境、能力特征、規(guī)模等特點(diǎn)具體如圖2所示。

圖2 遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)與其他飛行器特點(diǎn)對(duì)比分析

根據(jù)上述特點(diǎn)，結(jié)合其任務(wù)需求和飛行剖面，分析梳理得出水平起降遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)飛行過程和全壽命周期內(nèi)具有跨空天多域、寬速域、航程遠(yuǎn)、運(yùn)載能力大、可復(fù)用次數(shù)多、可靠性要求高等任務(wù)特點(diǎn)，在總體設(shè)計(jì)和制導(dǎo)控制層面的技術(shù)難點(diǎn)如圖3所示。

圖3 遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)的技術(shù)難點(diǎn)及相互影響

1)力--熱--結(jié)構(gòu)多場(chǎng)域耦合嚴(yán)重，變構(gòu)型動(dòng)邊界非定常氣動(dòng)顯著，復(fù)雜結(jié)構(gòu)非線性交變應(yīng)力環(huán)境嚴(yán)酷；

2)設(shè)計(jì)和飛行試驗(yàn)子樣少(極少)，飛行環(huán)境復(fù)雜極端，系統(tǒng)組成復(fù)雜；

3)系統(tǒng)設(shè)計(jì)面臨優(yōu)化目標(biāo)多，面向航班化的可復(fù)用需求，帶來更加嚴(yán)苛的動(dòng)壓、過載、熱流密度、強(qiáng)度、剛度等約束，設(shè)計(jì)約束多，設(shè)計(jì)變量維度高，設(shè)計(jì)約束和變量之間耦合強(qiáng)；

4)運(yùn)動(dòng)模型復(fù)雜，環(huán)境與運(yùn)動(dòng)模型參數(shù)不確定，大尺度翼展帶來氣動(dòng)彈性嚴(yán)重，振動(dòng)頻率低，顯著的彈性模態(tài)時(shí)變特性，裝定氣動(dòng)參數(shù)與真實(shí)值天地不一致性進(jìn)一步加大，易導(dǎo)致自身執(zhí)行機(jī)構(gòu)觸及飽和邊界；

5)長(zhǎng)時(shí)顯著大氣作用使得飛行軌跡規(guī)劃非線性特征與擾動(dòng)效應(yīng)顯著，寬域多飛行階段的運(yùn)動(dòng)軌跡難以精確快速預(yù)示。

3 研究重點(diǎn)與科學(xué)挑戰(zhàn)

遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)給總體設(shè)計(jì)和控制技術(shù)帶來了新的設(shè)計(jì)難點(diǎn)和科學(xué)挑戰(zhàn)。如以下各節(jié)所述。

3.1 遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)優(yōu)化方法

1)多目標(biāo)強(qiáng)耦合多約束高維度條件下復(fù)雜系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)優(yōu)化難度大。

作為一種復(fù)雜系統(tǒng)，遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)面臨氣動(dòng)力熱、彈道、動(dòng)力、結(jié)構(gòu)、控制等多專業(yè)/多場(chǎng)域耦合極強(qiáng)，總體設(shè)計(jì)參數(shù)/氣動(dòng)外形參數(shù)/發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)/彈道參數(shù)等設(shè)計(jì)變量維度極高，飛行全過程動(dòng)壓/過載/熱流密度/總加熱量/剛度/強(qiáng)度/發(fā)動(dòng)機(jī)性能以及可復(fù)用次數(shù)/可靠性等設(shè)計(jì)約束極多，最大航程/運(yùn)載能力/運(yùn)載成本等優(yōu)化目標(biāo)繁多且相互矛盾等情況。在滿足以上諸多條件的情況下實(shí)現(xiàn)不同設(shè)計(jì)指標(biāo)的綜合優(yōu)化是所面臨的科學(xué)挑戰(zhàn)。

高保真仿真模型近似降階預(yù)示是解決復(fù)雜系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)與近似優(yōu)化的重要途徑之一。充分利用遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)中存在的多源模型/數(shù)據(jù)信息，揭示設(shè)計(jì)參數(shù)與系統(tǒng)響應(yīng)映射規(guī)律，實(shí)現(xiàn)高精度小樣本條件下的復(fù)雜遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)非線性響應(yīng)特性保精度快響應(yīng)預(yù)示，建立競(jìng)爭(zhēng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)效能評(píng)估方法，獲取綜合效能最佳的遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)方案。

2)跨空天域、多速域下兼顧上升、再入滑翔和水平著陸需求的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)難度大。

遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)起飛、再入返回和水平著陸階段面臨的飛行環(huán)境復(fù)雜，經(jīng)歷的空域跨度大(100+～0 km)、馬赫數(shù)變化范圍大(Ma=20+～0)、攻角變化范圍大(0°～90°)，導(dǎo)致氣動(dòng)性能在整個(gè)飛行過程中變化大，涉及全速域氣動(dòng)外形優(yōu)化、操穩(wěn)特性匹配、高速與低速氣動(dòng)性能的匹配等眾多氣動(dòng)設(shè)計(jì)難題，對(duì)遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)提出了非常大的挑戰(zhàn)。

建立遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)原理和方法，對(duì)乘波體式氣動(dòng)布局、機(jī)體/推進(jìn)一體化氣動(dòng)布局、翼身組合體等氣動(dòng)布局方案進(jìn)行遴選、融合，獲得適用于遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)的氣動(dòng)布局方案。開展基于不確定性量化分析的氣動(dòng)布局穩(wěn)健優(yōu)化設(shè)計(jì)方法研究，結(jié)合外形參數(shù)化方法、不確定性量化方法、靈敏度分析方法、網(wǎng)格自動(dòng)生成技術(shù)、高精度CFD求解器、替代模型技術(shù)和優(yōu)化算法，構(gòu)建出一套適用于遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)的多目標(biāo)穩(wěn)健優(yōu)化策略，獲得寬馬赫數(shù)、多飛行高度、多攻角下的總體性能最優(yōu)的氣動(dòng)布局方案。

本項(xiàng)研究擬采取的技術(shù)途徑見圖4。

圖4 總體設(shè)計(jì)優(yōu)化方法研究

3.2 超聲速高頻次長(zhǎng)航時(shí)飛行氣動(dòng)力--熱--結(jié)構(gòu)多場(chǎng)耦合機(jī)理及系統(tǒng)壽命與可靠性判據(jù)研究

1)跨空天多域長(zhǎng)時(shí)極端飛行環(huán)境下氣動(dòng)力--熱--結(jié)構(gòu)多場(chǎng)耦合機(jī)理認(rèn)識(shí)不清、力熱結(jié)構(gòu)疲勞壽命預(yù)測(cè)不準(zhǔn)確。

由于特殊的任務(wù)特點(diǎn)和技術(shù)特點(diǎn)，遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)在跨空天域、多速域飛行條件下，氣動(dòng)力、熱具有強(qiáng)烈的時(shí)間非線性，結(jié)構(gòu)表面的輻射散熱、對(duì)流換熱以及內(nèi)部的熱傳導(dǎo)等熱量傳遞現(xiàn)象，導(dǎo)致氣動(dòng)力--熱--結(jié)構(gòu)多場(chǎng)耦合機(jī)理十分復(fù)雜。同時(shí)，熱應(yīng)力會(huì)引起大面積薄壁、大尺度變形翼等結(jié)構(gòu)的嚴(yán)重形變，加之氣動(dòng)彈性引起的結(jié)構(gòu)振動(dòng)問題，給結(jié)構(gòu)--材料的疲勞損傷模式分析及壽命評(píng)估帶來顯著挑戰(zhàn)。

建立氣動(dòng)力、熱耦合作用下結(jié)構(gòu)的力學(xué)和熱學(xué)性能分析及評(píng)估方法，澄清結(jié)構(gòu)材料、尺寸以及通道構(gòu)型、尺寸等對(duì)氣動(dòng)熱防護(hù)性能的影響機(jī)理；針對(duì)翼面、舵面、起落架等可動(dòng)部件，開展適用于高溫高壓來流下的熱密封設(shè)計(jì)，澄清復(fù)雜工作模式下的熱密封機(jī)理；深入揭示異頻交變載荷作用下的結(jié)構(gòu)疲勞機(jī)理，厘清在高頻次交變應(yīng)力、快速溫變條件下結(jié)構(gòu)疲勞損傷規(guī)律和失效模式。

2)基于小(極小)子樣的復(fù)雜系統(tǒng)再次發(fā)射評(píng)估與面向航班化長(zhǎng)航時(shí)壽命預(yù)測(cè)難度大。

遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)故障模式復(fù)雜，系統(tǒng)間故障耦合程度高，飛行、試驗(yàn)和仿真數(shù)據(jù)樣本極少，可靠性特征量提取數(shù)據(jù)缺乏，面向全系統(tǒng)全信息數(shù)據(jù)融合困難，可靠性和重復(fù)使用評(píng)估難度大；在復(fù)雜惡劣飛行環(huán)境中高頻次長(zhǎng)航時(shí)使用的經(jīng)濟(jì)和技術(shù)壽命矛盾突出，綜合設(shè)計(jì)難度大。

融合全壽命周期數(shù)據(jù)，構(gòu)建考慮故障發(fā)生隨機(jī)因素的小子樣多層超先驗(yàn)網(wǎng)絡(luò)融合的可靠性評(píng)估方法，探索各分系統(tǒng)性能維持與退化對(duì)整機(jī)可靠性的影響規(guī)律，設(shè)計(jì)基于分系統(tǒng)和整機(jī)滿足可復(fù)用可靠性要求的RMS(可靠性、維修性、保障性)判據(jù)技術(shù)準(zhǔn)則，實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)航時(shí)技術(shù)壽命和經(jīng)濟(jì)壽命綜合預(yù)測(cè)。

擬采取的技術(shù)途徑如圖5所示。

圖5 多場(chǎng)耦合機(jī)理及系統(tǒng)壽命研究

3.3 長(zhǎng)時(shí)氣動(dòng)作用下在線軌跡規(guī)劃與低頻密頻彈振弱模型依賴控制

1)多飛行階段性能指標(biāo)互異、高氣動(dòng)不確定性強(qiáng)約束下軌跡在線規(guī)劃難收斂。

大尺度遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)長(zhǎng)時(shí)大氣作用使得軌跡規(guī)劃模型動(dòng)態(tài)特性顯著，升力式外形與高動(dòng)壓、大特征面積共同作用，導(dǎo)致軌跡規(guī)劃約束復(fù)雜，控制可行域狹窄，求解效率低。同時(shí)飛行末段稠密大氣作用不確定性強(qiáng)、性能指標(biāo)約束與飛行中段有較大差異，飛行軌跡難以精確、快速預(yù)示。

針對(duì)大規(guī)模升力式外形及寬速域特點(diǎn)，開展高粒度軌跡規(guī)劃求解模型構(gòu)建、小規(guī)模高精度模型凸化處理及再入軌跡凸規(guī)劃問題高效求解算法研究，突破過程約束易達(dá)到容許邊界、規(guī)劃可行域狹窄等難點(diǎn)問題，提升算法收斂速度及魯棒性。針對(duì)飛行末段能量約束要求苛刻的特點(diǎn)，開展精確快速末段軌跡規(guī)劃方法研究，實(shí)現(xiàn)飛行大偏差或狀態(tài)異常情況的能量管理與進(jìn)場(chǎng)著陸段軌跡可靠在線精準(zhǔn)規(guī)劃。

2)大尺度箭體低頻密頻振動(dòng)參數(shù)難以準(zhǔn)確估計(jì)、復(fù)雜飛行剖面下全流程氣動(dòng)參數(shù)難以精確預(yù)示帶來控制性能降低。

遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)大翼展結(jié)構(gòu)下箭體低階振動(dòng)頻率密集且與剛體振動(dòng)頻率相近，在氣動(dòng)力/熱/結(jié)構(gòu)耦合等復(fù)雜作用下呈現(xiàn)顯著的彈性模態(tài)時(shí)變特性，離線裝定的氣動(dòng)參數(shù)與真實(shí)數(shù)據(jù)存在顯著的天地不一致性，進(jìn)一步加大了運(yùn)輸系統(tǒng)快響應(yīng)需求下所需的控制力矩，使得運(yùn)輸系統(tǒng)易觸及自身執(zhí)行機(jī)構(gòu)的飽和邊界，引起姿態(tài)振蕩甚至失穩(wěn)。在線更新運(yùn)輸系統(tǒng)氣動(dòng)參數(shù)和振動(dòng)信號(hào)，研究對(duì)模型依賴程度低的快響應(yīng)、抗飽和控制方法是所面臨的科學(xué)挑戰(zhàn)。

探索氣動(dòng)參數(shù)在線辨識(shí)與低頻密頻下彈性振動(dòng)抑制方法，研究運(yùn)輸系統(tǒng)在線最優(yōu)協(xié)調(diào)控制分配策略，開發(fā)弱模型依賴條件下預(yù)定時(shí)間控制方法，降低控制系統(tǒng)對(duì)地面模型參數(shù)依賴程度，顯著提升在快時(shí)變、強(qiáng)耦合、強(qiáng)非線性、強(qiáng)不確定性等復(fù)雜動(dòng)力學(xué)特性下姿態(tài)的收斂速度，實(shí)現(xiàn)姿態(tài)快速收斂與執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和邊界易觸及之間的協(xié)調(diào)控制。擬采取的技術(shù)途徑如圖6所示。

圖6 制導(dǎo)與控制技術(shù)研究

綜上所述，遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)的設(shè)計(jì)給總體和控制技術(shù)帶來了極大的挑戰(zhàn)，需要解決的問題已經(jīng)觸及相關(guān)學(xué)科在飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域的極限能力。開展相關(guān)理論和關(guān)鍵技術(shù)研究，不僅是要探索采用水平起降形式大運(yùn)載能力的遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)的總體方案的可行性，也可拓展相關(guān)學(xué)科的研究邊界，帶來新的學(xué)科發(fā)展增長(zhǎng)點(diǎn)。

4 結(jié)論

遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)突破傳統(tǒng)航空和航天運(yùn)載器設(shè)計(jì)理念，具有跨空天多域、寬速域、航程遠(yuǎn)、運(yùn)載能力大、使用次數(shù)多、可靠性要求高、升力起飛、滑翔著陸等任務(wù)特點(diǎn)，以及飛行環(huán)境復(fù)雜極端、復(fù)雜結(jié)構(gòu)非線性交變應(yīng)力環(huán)境嚴(yán)酷、多場(chǎng)域耦合嚴(yán)重、系統(tǒng)組成復(fù)雜、設(shè)計(jì)和飛行試驗(yàn)子樣少、優(yōu)化設(shè)計(jì)指標(biāo)多、全過程復(fù)雜邊界多因素強(qiáng)約束、運(yùn)動(dòng)模型復(fù)雜、環(huán)境與運(yùn)動(dòng)學(xué)模型參數(shù)不確定、規(guī)模大、氣動(dòng)彈性嚴(yán)重、振動(dòng)頻率低等技術(shù)特點(diǎn)；由于可復(fù)用需求，面臨更加嚴(yán)苛的動(dòng)壓、過載、熱流密度、強(qiáng)度、剛度等約束。不同于航空飛行、一次性高馬赫數(shù)再入飛行和運(yùn)載火箭入軌飛行等，遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)與控制具備新的設(shè)計(jì)難點(diǎn)和科學(xué)挑戰(zhàn)，在促進(jìn)科技進(jìn)步、產(chǎn)業(yè)融合、經(jīng)濟(jì)發(fā)展中將發(fā)揮重要的作用。

遠(yuǎn)程空天運(yùn)輸系統(tǒng)的研發(fā)極具探索性。通過總體和控制技術(shù)的研究，以期確定相關(guān)的飛行方案、飛行剖面，實(shí)現(xiàn)總體指標(biāo)和各參數(shù)的閉環(huán)。