中國運(yùn)載火箭姿態(tài)控制技術(shù)發(fā)展與展望

吳燕生

(中國航天科技集團(tuán)有限公司，北京 100048)

0 引 言

經(jīng)過60余年的發(fā)展,中國運(yùn)載火箭實(shí)現(xiàn)了從常溫推進(jìn)到低溫推進(jìn)、從串聯(lián)火箭到捆綁火箭、從一箭單星到一箭多星、從發(fā)射衛(wèi)星到發(fā)射載人飛船的多次跨越[1-3]。姿態(tài)控制(簡(jiǎn)稱姿控)作為運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)的核心功能之一,利用敏感器件測(cè)量值、導(dǎo)引量和導(dǎo)航解算結(jié)果等,形成控制指令操縱箭體繞心運(yùn)動(dòng),在各種干擾甚至故障條件下保證穩(wěn)定飛行和指令跟蹤。隨著運(yùn)載火箭技術(shù)的發(fā)展,姿控技術(shù)也經(jīng)歷了從無到有、從滿足基本功能要求到追求卓越性能的發(fā)展過程。

從東風(fēng)一號(hào)開始到長(zhǎng)征二號(hào)系列火箭研制成功,中國掌握了以復(fù)雜剛性運(yùn)動(dòng)-液體推進(jìn)劑晃動(dòng)-彈性振動(dòng)緊耦合為顯著特征的串聯(lián)液體火箭姿態(tài)控制技術(shù),攻克了以剛晃彈動(dòng)力學(xué)建模技術(shù)、彈性體控制技術(shù)、擺噴管的推力矢量控制技術(shù)為代表的技術(shù)難題,實(shí)現(xiàn)了液體火箭的姿態(tài)控制技術(shù)從仿制到自主設(shè)計(jì)的突破。在以長(zhǎng)征五號(hào)、長(zhǎng)征七號(hào)、長(zhǎng)征八號(hào)等為代表的新一代火箭研制任務(wù)牽引下,開展了捆綁助推器推力矢量控制、主動(dòng)減載、起飛滾轉(zhuǎn)、在線故障識(shí)別與重構(gòu)、漂移量主動(dòng)控制、源變量仿真等技術(shù)攻關(guān)研究,大幅提升了火箭發(fā)射的任務(wù)適應(yīng)性、環(huán)境適應(yīng)性和偏差適應(yīng)性,從控制的角度大幅提升了火箭的性能技術(shù)指標(biāo)。

本文從技術(shù)發(fā)展的角度系統(tǒng)梳理了中國液體運(yùn)載火箭姿態(tài)控制技術(shù)的發(fā)展歷程,總結(jié)了當(dāng)前運(yùn)載火箭姿態(tài)控制技術(shù)發(fā)展面臨的一些問題和挑戰(zhàn),根據(jù)國外運(yùn)載火箭姿態(tài)控制技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì),結(jié)合后續(xù)中國運(yùn)載火箭發(fā)展的技術(shù)需求,對(duì)姿態(tài)控制技術(shù)的未來發(fā)展進(jìn)行展望,提出下一階段運(yùn)載火箭姿態(tài)控制技術(shù)發(fā)展的重點(diǎn)技術(shù)方向。

1 液體運(yùn)載火箭姿態(tài)控制技術(shù)特點(diǎn)

姿態(tài)控制是火箭控制系統(tǒng)的核心功能之一,需要在線實(shí)時(shí)感知火箭飛行狀態(tài),計(jì)算維持火箭穩(wěn)定飛行和跟蹤制導(dǎo)所需的控制指令,并驅(qū)動(dòng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)動(dòng)作產(chǎn)生相應(yīng)的控制力和力矩,調(diào)整箭體姿態(tài),使火箭在滿足載荷、環(huán)境等約束條件下,按期望的軌跡和姿態(tài)穩(wěn)定飛行[4]。姿態(tài)控制主要包括穩(wěn)定和跟蹤兩個(gè)功能。穩(wěn)定是保證火箭安全飛行的前提條件,跟蹤則保證了姿態(tài)控制系統(tǒng)的性能指標(biāo),也是控制系統(tǒng)的最終目標(biāo)。

姿態(tài)控制系統(tǒng)主要由傳感器與測(cè)量裝置、姿態(tài)控制器、執(zhí)行機(jī)構(gòu)和箭體動(dòng)力學(xué)模塊四部分組成。控制系統(tǒng)原理框圖如圖1所示。

圖1 運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)框圖Fig.1 Block diagram of the launch vehicle control system

液體運(yùn)載火箭作為被控對(duì)象主要有以下特點(diǎn):

1)運(yùn)動(dòng)形式多且耦合嚴(yán)重

液體運(yùn)載火箭動(dòng)力學(xué)方程除了剛體姿態(tài)運(yùn)動(dòng)外還包含推進(jìn)劑晃動(dòng)、箭體彈性振動(dòng)、發(fā)動(dòng)機(jī)噴管擺動(dòng)、執(zhí)行機(jī)構(gòu)和慣性器件的局部小回路振動(dòng)等多種運(yùn)動(dòng)形式[5],在姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí),需確保各種運(yùn)動(dòng)形式穩(wěn)定,且相互之間不發(fā)生耦合。

2)動(dòng)力學(xué)模型復(fù)雜、階次高

液體運(yùn)載火箭動(dòng)力學(xué)模型復(fù)雜,包含多個(gè)貯箱推進(jìn)劑晃動(dòng)和彈性振動(dòng)階次,模型總階次達(dá)到了上百階,箭體特性存在多個(gè)不穩(wěn)定零極點(diǎn),且系統(tǒng)狀態(tài)可觀測(cè)性不高,很難通過簡(jiǎn)單狀態(tài)反饋實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)穩(wěn)定。

3)特性參數(shù)變化劇烈

液體運(yùn)載火箭推進(jìn)劑質(zhì)量占到全箭質(zhì)量的90%以上,整個(gè)飛行過程中箭體質(zhì)量特性參數(shù)變化劇烈,尤其在一級(jí)飛行段,質(zhì)量特性在100多秒內(nèi)變化超過了70%;飛行速度從靜止歷經(jīng)亞跨超聲速乃至高超聲速,氣動(dòng)特性變化明顯,動(dòng)力學(xué)模型參數(shù)變化劇烈。

4)飛行環(huán)境復(fù)雜且存在較大不確定性

運(yùn)載火箭在整個(gè)飛行過程中受到發(fā)動(dòng)機(jī)地面噴流、大氣環(huán)境、高空風(fēng)、發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)、分離等擾動(dòng)影響,且存在較大的不確定性,給姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)帶來很大困難。

5)火箭結(jié)構(gòu)剛度低導(dǎo)致低頻特性耦合嚴(yán)重

受運(yùn)載火箭極高的結(jié)構(gòu)效率約束,火箭結(jié)構(gòu)系統(tǒng)大都以強(qiáng)度為指標(biāo)開展設(shè)計(jì),要求控制系統(tǒng)在結(jié)構(gòu)剛度性能要求最低的情況下實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的穩(wěn)定。隨著火箭規(guī)模的增大,運(yùn)載火箭剛度進(jìn)一步降低,箭體彈性振動(dòng)和剛體運(yùn)動(dòng)耦合越來越嚴(yán)重,不斷突破控制系統(tǒng)穩(wěn)定裕度邊界,給姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)帶來極大的挑戰(zhàn)。

2 中國早期液體運(yùn)載火箭姿控技術(shù)發(fā)展回顧

從東風(fēng)一號(hào)開始到長(zhǎng)征二號(hào)系列火箭研制成功,液體火箭的姿態(tài)控制技術(shù)取得了從“0”到“1”的突破,掌握了基于復(fù)雜剛晃彈模型的串聯(lián)液體火箭姿態(tài)控制設(shè)計(jì)技術(shù),為后續(xù)中國中大型捆綁液體運(yùn)載火箭和導(dǎo)彈的研制奠定了堅(jiān)實(shí)的技術(shù)基礎(chǔ)。

2.1 動(dòng)力學(xué)建模技術(shù)

在動(dòng)力學(xué)建模方面,采用變質(zhì)量動(dòng)力學(xué)原理建立剛體運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)方程;采用貝塞爾函數(shù)描述貯箱內(nèi)液體晃動(dòng),通過等效單擺模型和質(zhì)量-彈簧-阻尼器模型建立推進(jìn)劑晃動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程;采用混合坐標(biāo)法,將彈性振動(dòng)位移轉(zhuǎn)換為用模態(tài)坐標(biāo)表示,將火箭整體彈性變形用兩端自由的空間一維梁模型來模擬,其彈性振動(dòng)可區(qū)分為縱向振動(dòng)、扭轉(zhuǎn)振動(dòng)和橫向彎曲振動(dòng),根據(jù)梁的彎曲/扭轉(zhuǎn)理論,分別用兩個(gè)四階偏微分方程描述火箭在俯仰和偏航平面內(nèi)的橫向彎曲振動(dòng),用一個(gè)二階偏微分方程描述箭體在軸向的扭轉(zhuǎn)振動(dòng),然后通過振型疊加法,分別轉(zhuǎn)化為用三種廣義坐標(biāo)表示的二階常微分方程,得到箭體彈性振動(dòng)方程[6]。

以俯仰通道為例,線性化的小偏差剛晃彈動(dòng)力學(xué)模型為

(1)

第p個(gè)貯箱的推進(jìn)劑晃動(dòng)方程為

(2)

式中:E1φ,E2和E3為表征晃動(dòng)運(yùn)動(dòng)所受力的動(dòng)力學(xué)系數(shù);Zlp為晃動(dòng)質(zhì)心到軸線的距離;ζhp和Ωp為推進(jìn)劑晃動(dòng)運(yùn)動(dòng)的阻尼比和頻率。

第i階的彈性振動(dòng)方程為

(3)

敏感器件的測(cè)量方程可表示為

(4)

式中:R表示振型斜率;下標(biāo)gz和stk表示慣組和第k個(gè)速率陀螺;sgn表示符號(hào)函數(shù)。

2.2 姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)技術(shù)

在姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)方面,突破了以彈性體控制為代表的串聯(lián)液體運(yùn)載火箭姿態(tài)控制設(shè)計(jì)技術(shù)。DF-2導(dǎo)彈首飛失利使我們認(rèn)識(shí)到彈性對(duì)液體火箭控制系統(tǒng)穩(wěn)定設(shè)計(jì)的重要影響,此后對(duì)彈性體控制技術(shù)進(jìn)行了大量深入的研究,為準(zhǔn)確獲取箭體彈性振動(dòng)特性,開展了全箭模態(tài)試驗(yàn)、發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺試車、伺服傳遞特性等大型地面試驗(yàn),建立了可準(zhǔn)確描述全箭彈性振動(dòng)特性的數(shù)學(xué)模型,并結(jié)合速率陀螺布局優(yōu)化和校正網(wǎng)絡(luò)設(shè)計(jì),實(shí)現(xiàn)了彈性體的穩(wěn)定控制。

箭體發(fā)生彈性變形后,慣性器件敏感到的箭體姿態(tài)除了理論的剛體姿態(tài)外還有一部分彈性變形引起的姿態(tài)變化,經(jīng)過控制系統(tǒng)生成控制指令,驅(qū)動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)產(chǎn)生發(fā)動(dòng)機(jī)擺角。該擺角產(chǎn)生的控制力使火箭作受控運(yùn)動(dòng),進(jìn)而形成閉環(huán)反饋回路,箭體彈性振動(dòng)與姿態(tài)控制回路耦合關(guān)系圖如圖2所示[7]。

為抑制箭體彈性振動(dòng)與剛體姿態(tài)穩(wěn)定回路的耦合,一般是采用速率陀螺安裝位置優(yōu)化+濾波網(wǎng)絡(luò)的控制方案,將速率陀螺安裝在一階彈性振動(dòng)振型的波腹處,降低進(jìn)入控制回路的彈性振動(dòng)信號(hào),再通過濾波網(wǎng)絡(luò)對(duì)殘余的其它階次彈性信號(hào)進(jìn)行濾波衰減,從而實(shí)現(xiàn)彈性體的穩(wěn)定控制。

圖2 箭體姿態(tài)控制回路與彈性振動(dòng)耦合關(guān)系Fig.2 The coupling of the launch vehicle attitude control loop with elastic vibration

2.3 設(shè)計(jì)仿真技術(shù)

在設(shè)計(jì)仿真方面,鑒于天地差異性和地面試驗(yàn)條件限制,火箭模型參數(shù)無法在地面準(zhǔn)確獲得,通常會(huì)取一定偏差范圍來包絡(luò)天地不一致性差異,要求姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)時(shí)要能保證系統(tǒng)在各種偏差包絡(luò)下均能穩(wěn)定。早期火箭型號(hào)研制時(shí),都是對(duì)關(guān)鍵的動(dòng)力學(xué)模型系數(shù)進(jìn)行最嚴(yán)酷的極限偏差組合;采用這種上下限極限偏差包絡(luò)設(shè)計(jì),確保系統(tǒng)對(duì)偏差的適應(yīng)性。

受限于當(dāng)時(shí)計(jì)算機(jī)性能約束,在開展控制性能評(píng)價(jià)時(shí),難以開展大規(guī)模的全量模型仿真計(jì)算,在方案設(shè)計(jì)階段大都是基于線性小偏差方程開展的。根據(jù)外界擾動(dòng)變化特性和控制系統(tǒng)響應(yīng)特性,對(duì)原有積分動(dòng)力學(xué)方程求解過程在一定假設(shè)條件下進(jìn)行合理的簡(jiǎn)化,推導(dǎo)出系統(tǒng)積分狀態(tài)量的靜態(tài)計(jì)算公式,大幅提高了設(shè)計(jì)仿真效率。此外,采用統(tǒng)計(jì)風(fēng)場(chǎng)設(shè)計(jì),基于實(shí)測(cè)統(tǒng)計(jì)出來的條件風(fēng)數(shù)據(jù),采用統(tǒng)計(jì)學(xué)方法將高空風(fēng)特性分為平穩(wěn)風(fēng)和切變風(fēng),采用一條統(tǒng)計(jì)風(fēng)場(chǎng)實(shí)現(xiàn)對(duì)若干條實(shí)測(cè)風(fēng)場(chǎng)的包絡(luò)設(shè)計(jì),大幅降低了仿真計(jì)算工況需求。經(jīng)仿真驗(yàn)證,靜態(tài)計(jì)算與動(dòng)態(tài)仿真結(jié)果基本一致,確保了計(jì)算結(jié)果的合理性,該方法有效支撐了中國早期運(yùn)載火箭研制發(fā)展。

1．1 對(duì)象 來源于中國疾控中心青年科研基金課題“我國6～13歲學(xué)齡兒童主要慢性病干預(yù)模式及適宜技術(shù)研究”的數(shù)據(jù)。

3 新一代火箭姿控技術(shù)進(jìn)展

在新一代運(yùn)載火箭研制過程中,開展了以起飛滾轉(zhuǎn)、漂移量主動(dòng)控制、主動(dòng)減載、擺助推控制技術(shù)、源變量仿真技術(shù)等為代表的技術(shù)攻關(guān)研究,大幅提升了火箭發(fā)射的任務(wù)適應(yīng)性、環(huán)境適應(yīng)性和偏差適應(yīng)性,從控制的角度大幅提升了火箭的性能技術(shù)指標(biāo)。

3.1 動(dòng)力學(xué)建模技術(shù)

新一代液體運(yùn)載火箭相比長(zhǎng)征三號(hào)甲、長(zhǎng)征二號(hào)F等傳統(tǒng)火箭型號(hào),在控制方式、控制對(duì)象、控制執(zhí)行元件三方面都有明顯的變化:1)助推發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺參與控制,2)整體模態(tài)呈空間分布,3)助推器局部模態(tài)具有低頻、密集的特點(diǎn);傳統(tǒng)的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型與控制回路均不能體現(xiàn)這些特點(diǎn)[8]。

在理論與設(shè)計(jì)方面,建立了全新的基于空間模態(tài)的新一代火箭姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型并予以驗(yàn)證,制定了聯(lián)合搖擺的控制力分配方案,開展了箭體動(dòng)力學(xué)與控制耦合關(guān)系分析,完成了擺助推姿態(tài)控制的穩(wěn)定性驗(yàn)證[9]。在試驗(yàn)與仿真方面,采用理論計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)合的手段測(cè)試獲取姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型參數(shù)[10],包括風(fēng)洞試驗(yàn)、全箭模態(tài)試驗(yàn)[11]、貯箱晃動(dòng)試驗(yàn)、儀器艙角振動(dòng)試驗(yàn)、伺服機(jī)構(gòu)動(dòng)靜態(tài)特性測(cè)試及慣性器件支架振動(dòng)試驗(yàn)、控制半實(shí)物仿真試驗(yàn)等,保證了擺助推控制回路穩(wěn)定設(shè)計(jì)的正確性,在新一代液體運(yùn)載火箭中獲得廣泛應(yīng)用,并通過了多次飛行試驗(yàn)的考核。

此外,建立了“發(fā)動(dòng)機(jī)-伺服”小回路與“發(fā)動(dòng)機(jī)-伺服-結(jié)構(gòu)-控制”閉環(huán)耦合動(dòng)力學(xué)模型,通過負(fù)載力矩反饋環(huán)節(jié)體現(xiàn)全箭和發(fā)動(dòng)機(jī)-伺服系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)耦合關(guān)系。從控制品質(zhì)的角度出發(fā)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)-伺服系統(tǒng)的頻率提出限制,采用穩(wěn)定性分析方法,獲取全箭與“發(fā)動(dòng)機(jī)-伺服”小回路之間耦合失穩(wěn)邊界,并通過仿真驗(yàn)證該邊界的真實(shí)性;同時(shí)改進(jìn)了地面數(shù)學(xué)仿真模型,并首次使用帶變加載功能的半實(shí)物仿真試驗(yàn)系統(tǒng)驗(yàn)證設(shè)計(jì),實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)偏心力矩和發(fā)動(dòng)機(jī)負(fù)載力矩反饋環(huán)節(jié)對(duì)飛行姿態(tài)影響的精確分析[12]。

3.2 姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)技術(shù)

新一代運(yùn)載火箭一般要求控制器具備載荷主動(dòng)控制、干擾主動(dòng)補(bǔ)償、全方位起飛滾轉(zhuǎn)、全向調(diào)姿等新功能,對(duì)火箭控制系統(tǒng)的任務(wù)適應(yīng)性、環(huán)境適應(yīng)性和偏差適應(yīng)性提出了更高的要求。針對(duì)不同的運(yùn)載火箭,根據(jù)任務(wù)需要采取了不同的控制措施,提升控制系統(tǒng)的品質(zhì)和任務(wù)適應(yīng)性。采用加速度計(jì)等效代替攻角表功能,實(shí)現(xiàn)了飛行氣動(dòng)載荷的主動(dòng)控制,通過引入預(yù)置擺角前饋控制措施消除了機(jī)架變形干擾的影響;通過引入干擾觀測(cè)器估計(jì)干擾進(jìn)行補(bǔ)償,提升了控制系統(tǒng)對(duì)偏差的適應(yīng)性;采用漂移量主動(dòng)控制技術(shù),大幅提升了火箭起飛安全性;采取自適應(yīng)參數(shù)調(diào)節(jié)算法提高姿控系統(tǒng)對(duì)偏差的適應(yīng)能力,應(yīng)用多姿態(tài)角速度加權(quán)反饋控制實(shí)現(xiàn)彈性相位穩(wěn)定。上述技術(shù)大大提升了運(yùn)載火箭飛行安全性與任務(wù)適應(yīng)性,促使中國火箭姿態(tài)控制技術(shù)從傳統(tǒng)的滿足功能要求的自動(dòng)控制向高魯棒性、高適應(yīng)性的先進(jìn)控制轉(zhuǎn)變。

圖3 新一代運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)框圖Fig.3 Block diagram of control system for the new-generation launch vehicle

1)主動(dòng)減載控制技術(shù)

主動(dòng)減載的基本原理是通過在姿態(tài)控制回路中增加一路信號(hào)反饋,在傳感器敏感到風(fēng)作用時(shí)調(diào)整箭體姿態(tài),減小載荷攻角[13]。主動(dòng)載荷控制技術(shù)包括基于攻角表和基于加速度計(jì)兩種形式,攻角傳感器可以用來直接測(cè)量火箭飛行過程中的合成攻角,是載荷控制的最有效方法。但受限于測(cè)量精度以及安裝和使用問題,攻角傳感器在運(yùn)載火箭上還沒有參與實(shí)時(shí)控制,目前采用較多的是利用固連在箭體上的加表來獲得測(cè)量信息,用來估算攻角,從而參與減載控制。

2)起飛漂移量主動(dòng)控制技術(shù)

影響起飛漂移量的因素主要包括地面淺層風(fēng)干擾和發(fā)動(dòng)機(jī)推力方向偏差,漂移量主動(dòng)控制是通過改變發(fā)動(dòng)機(jī)推力方向,克服火箭朝向發(fā)射塔的橫向干擾力,確保火箭與塔架之間的凈空間安全。主動(dòng)控制方案主要包括開環(huán)控制和閉環(huán)控制兩種,開環(huán)控制的基本方案為主動(dòng)施加遠(yuǎn)離發(fā)射塔架方向的調(diào)姿程序角,將發(fā)動(dòng)機(jī)推力方向調(diào)整為遠(yuǎn)離發(fā)射塔架的方向,增大火箭與塔架的凈空間。閉環(huán)控制是通過在線實(shí)時(shí)測(cè)量發(fā)射系橫向加速度、速度和位置或推力矢量方向,并對(duì)其施加控制,從而實(shí)現(xiàn)火箭起飛漂移量的主動(dòng)控制[15]。主動(dòng)施加程序角的開環(huán)控制方案具有簡(jiǎn)單可靠的優(yōu)勢(shì),已經(jīng)在中國新一代載人火箭研制中得到應(yīng)用。此外,在姿控閉環(huán)回路中引入過載反饋或推力線矢量控制的方式也已完成理論推導(dǎo)與仿真驗(yàn)證,未來有望在型號(hào)中獲得廣泛應(yīng)用。

3)干擾補(bǔ)償技術(shù)

運(yùn)載火箭的控制器一般是采用比例-微分(PD)控制,考慮到積分具有較大的相位滯后,且存在積分飽和問題,在火箭控制器設(shè)計(jì)時(shí)一般不會(huì)使用積分環(huán)節(jié),這也導(dǎo)致控制存在一定的靜差。在起飛段和大風(fēng)區(qū)飛行段,系統(tǒng)對(duì)狀態(tài)量偏差的適應(yīng)能力是有限的,如受結(jié)構(gòu)強(qiáng)度約束,箭體在大風(fēng)區(qū)只能容忍5°～6°的飛行攻角,因此在一些狀態(tài)量約束較苛刻的飛行段需要對(duì)干擾進(jìn)行主動(dòng)補(bǔ)償,提升控制系統(tǒng)的性能品質(zhì)。

在長(zhǎng)征八號(hào)火箭控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí),為提高減載控制效果,在傳統(tǒng)基于加速度計(jì)減載控制基礎(chǔ)上,利用擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器對(duì)飛行中除發(fā)動(dòng)機(jī)控制力矩外的干擾力矩進(jìn)行估計(jì)并實(shí)時(shí)補(bǔ)償,通過該方法進(jìn)一步提高載荷的控制效果,如圖4所示。

圖4 基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器的補(bǔ)償控制方案Fig.4 Compensation control scheme based on the extended state observer

3.3 設(shè)計(jì)仿真技術(shù)

數(shù)字化仿真技術(shù)在型號(hào)研制中扮演的角色越來越重要,目前仿真技術(shù)已貫穿于火箭控制系統(tǒng)的全壽命周期,是火箭控制系統(tǒng)論證、研制、試驗(yàn)、結(jié)果分析不可缺少的手段。以源變量建模及仿真技術(shù)、基于飛行數(shù)據(jù)的參數(shù)辨識(shí)技術(shù)等為代表的設(shè)計(jì)仿真技術(shù)已取得突破性進(jìn)展,在數(shù)學(xué)仿真預(yù)示、設(shè)計(jì)效率提升、精細(xì)化設(shè)計(jì)等方面取得較大進(jìn)展,已廣泛應(yīng)用于型號(hào)工作。

1)基于源變量的建模與仿真技術(shù)

傳統(tǒng)小回路設(shè)計(jì)中,總體、彈道、制導(dǎo)、姿控、動(dòng)力和載荷等專業(yè)分別采用不同的數(shù)學(xué)模型,獨(dú)立考慮各關(guān)鍵參數(shù)偏差,而未考慮參數(shù)之間的關(guān)聯(lián)性,各參數(shù)偏差對(duì)系統(tǒng)的影響通過干擾項(xiàng)來體現(xiàn)。這樣就造成各參數(shù)在數(shù)據(jù)傳遞過程中偏差被各專業(yè)層層放大,導(dǎo)致總體方案設(shè)計(jì)過于保守。源變量仿真建模中的數(shù)據(jù)流圖如圖5所示,以發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角、方位角、擺角、推進(jìn)劑秒耗量、加注量、全箭分布質(zhì)量等參數(shù)為基本變量(即源變量),通過在線計(jì)算推進(jìn)劑流量及剩余量,全箭質(zhì)量特性(質(zhì)量、質(zhì)心、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量),發(fā)動(dòng)機(jī)推力及推進(jìn)劑晃動(dòng)特性,結(jié)構(gòu)彈性振動(dòng)及載荷分布,實(shí)時(shí)迭代全箭質(zhì)心、姿態(tài)、推進(jìn)劑晃動(dòng)及彈性振動(dòng)響應(yīng),實(shí)現(xiàn)總體多專業(yè)的參數(shù)集成建模,從而實(shí)現(xiàn)運(yùn)載火箭動(dòng)力學(xué)一體化仿真。

圖5 液體運(yùn)載火箭數(shù)據(jù)流圖Fig.5 Data flow diagram of liquid-propellant launch vehicles

源變量仿真在故障定位、干擾辨識(shí)、飛行安全性評(píng)估等方面發(fā)揮了重要的作用,提高了系統(tǒng)設(shè)計(jì)的風(fēng)險(xiǎn)辨識(shí)和防范能力,提升了總體精細(xì)化設(shè)計(jì)能力,取得了良好的效果,目前已經(jīng)在型號(hào)研制中得到了全面推廣應(yīng)用。

2)基于飛行數(shù)據(jù)的參數(shù)辨識(shí)技術(shù)

偏差數(shù)據(jù)的合理性是影響姿控設(shè)計(jì)方案和計(jì)算結(jié)果可信度的關(guān)鍵因素之一,目前大量產(chǎn)品仍然缺少有效的偏差評(píng)估手段,限制了基于偏差的精細(xì)化設(shè)計(jì)水平。新一代運(yùn)載火箭研制過程中,針對(duì)利用飛行數(shù)據(jù)和動(dòng)力學(xué)仿真對(duì)飛行過程中產(chǎn)品結(jié)構(gòu)偏差、氣動(dòng)參數(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)的辨識(shí)技術(shù)開展了一些探索研究,完成了減載效果精確評(píng)估、飛行載荷qα評(píng)估、真空飛行段結(jié)構(gòu)干擾評(píng)估等專題研究工作,如圖6所示。

圖6 qα飛行遙測(cè)與仿真辨識(shí)比對(duì)Fig.6 Comparison of values of qα from telemetry data and identification

圍繞天地差異性、偏差和干擾等的參數(shù)辨識(shí)與回歸設(shè)計(jì),是液體運(yùn)載火箭精細(xì)化設(shè)計(jì)中值得長(zhǎng)期深入研究的問題。一方面可利用現(xiàn)役火箭真實(shí)飛行數(shù)據(jù)開展大量統(tǒng)計(jì)分析與參數(shù)辨識(shí),摸清現(xiàn)役火箭的系統(tǒng)偏差,降低參數(shù)設(shè)計(jì)的保守性;另一方面可為未來火箭實(shí)現(xiàn)精細(xì)化設(shè)計(jì)提供數(shù)據(jù)支撐,進(jìn)而“反哺”設(shè)計(jì)方法,修訂設(shè)計(jì)輸入。根據(jù)飛行數(shù)據(jù)對(duì)影響火箭關(guān)鍵性能的偏差數(shù)據(jù)閉環(huán)確認(rèn),可有效降低設(shè)計(jì)的保守性,為未來火箭設(shè)計(jì)提供有益的參考。

4 未來技術(shù)展望

下一代液體運(yùn)載火箭的研制已經(jīng)開始,載人登月火箭的可靠性和安全性要求高,重復(fù)使用運(yùn)載火箭飛行剖面復(fù)雜,重型火箭低頻模態(tài)更加密集、耦合更為嚴(yán)重,以及航天運(yùn)輸系統(tǒng)航班化發(fā)展,要求火箭具有高適應(yīng)性、高可靠性的姿控系統(tǒng),應(yīng)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)故障、飛行干擾和參數(shù)偏差具有強(qiáng)自適應(yīng)能力,具備在線誤差干擾辨識(shí)與補(bǔ)償功能。此外,隨著人工智能技術(shù)的飛速發(fā)展,使其應(yīng)用于運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)逐漸成為可能,國外已經(jīng)開始有人將智能算法應(yīng)用于運(yùn)載火箭中,其發(fā)展勢(shì)頭非常迅猛,具備自修復(fù)能力的智能化姿控系統(tǒng)將是未來火箭發(fā)展的趨勢(shì)。

4.1 可重構(gòu)性設(shè)計(jì)與評(píng)價(jià)技術(shù)

可重構(gòu)性設(shè)計(jì)是從頂層提升火箭故障適應(yīng)性的方法,也是最有效的方法。對(duì)故障進(jìn)行自主處理的前提是火箭具有可以重構(gòu)的能力,即可重構(gòu)性。其大小取決于系統(tǒng)的構(gòu)型設(shè)計(jì),以擺噴管為例,當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)布局方式、安裝角、搖擺方案、最大擺角范圍等參數(shù)確定后,整個(gè)系統(tǒng)的故障適應(yīng)性就已經(jīng)確定了,因此面向故障的設(shè)計(jì)需要在設(shè)計(jì)之初就對(duì)可能出現(xiàn)的故障加以考慮,在保障完成主任務(wù)的同時(shí),通過對(duì)執(zhí)行機(jī)構(gòu)布局、配置的合理優(yōu)化,使得系統(tǒng)在預(yù)設(shè)故障情況下具有良好的重構(gòu)能力,為控制重構(gòu)提供基礎(chǔ)。以“半人馬座”通用末級(jí)為例,其使用了4組一共8臺(tái)姿控噴管,如圖7所示,具備任意1臺(tái)噴管或指定至多4臺(tái)噴管故障下的正常飛行能力。通過開展可重構(gòu)的構(gòu)型設(shè)計(jì),將典型的故障模式在設(shè)計(jì)之初就予以考慮。該工作有助于火箭設(shè)計(jì)水平提升,從頂層保證了運(yùn)載火箭對(duì)故障適應(yīng)的可能性,為后續(xù)重構(gòu)控制提供基礎(chǔ)。

圖7 “半人馬座”上面級(jí)結(jié)構(gòu)及姿控噴管布局Fig.7 Upper stage structure and nozzle layout of the Centaur

開展控制可重構(gòu)性研究是后續(xù)控制系統(tǒng)重構(gòu)的基礎(chǔ),主要包括兩部分研究?jī)?nèi)容:

1)可重構(gòu)性評(píng)價(jià)

受火箭結(jié)構(gòu)和成本約束,火箭擺動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量有限且執(zhí)行機(jī)構(gòu)行程范圍限制,火箭的控制能力是有限的[16]。如何精確評(píng)估故障后的剩余控制能力和故障后執(zhí)行后續(xù)任務(wù)所需的控制能力、故障后在外界擾動(dòng)作用下系統(tǒng)各狀態(tài)量的最大可達(dá)范圍,建立故障后控制可重構(gòu)性評(píng)價(jià)指標(biāo)是深入定量分析火箭控制可重構(gòu)性的首要問題。

2)可重構(gòu)性設(shè)計(jì)

為了設(shè)計(jì)一款具有控制可重構(gòu)性的火箭,需要針對(duì)運(yùn)載火箭開展控制可重構(gòu)性分析;并在此基礎(chǔ)上,通過作動(dòng)器布局優(yōu)化,提高火箭在正常狀況和典型故障情況下的控制能力。從而使得火箭在典型的故障情況下,具有更強(qiáng)的姿態(tài)控制能力,能夠適應(yīng)更大程度的故障干擾,從而更有效地容忍故障,提高火箭的成功率。

4.2 容錯(cuò)控制技術(shù)

控制系統(tǒng)的重構(gòu)是從控制策略上提升故障適應(yīng)性的具體方法,含控制策略、控制律和控制參數(shù)的重構(gòu)。對(duì)于具有重構(gòu)能力的火箭,當(dāng)系統(tǒng)發(fā)生故障后,控制系統(tǒng)應(yīng)當(dāng)具備一種或多種重構(gòu)方式使得火箭可以恢復(fù)正常飛行。其中,控制策略的重構(gòu)是指火箭當(dāng)前的控制策略(諸如三通道解耦控制、完全驅(qū)動(dòng)或過驅(qū)動(dòng)控制等)受故障影響不能實(shí)施時(shí),可以采用其他控制策略(如滾轉(zhuǎn)控制、欠驅(qū)動(dòng)控制等)完成姿態(tài)穩(wěn)定或指令跟蹤?？刂坡珊涂刂茀?shù)的重構(gòu)指控制系統(tǒng)在故障情況下通過控制律或控制參數(shù)的重新配置,補(bǔ)償故障帶來的影響,恢復(fù)系統(tǒng)的控制能力。開展控制系統(tǒng)重構(gòu)研究,是發(fā)生故障后立即干預(yù),挽救飛行任務(wù)的直接手段,該工作的成效直接關(guān)系到故障后火箭能否及時(shí)恢復(fù)姿態(tài)控制。

目前,重構(gòu)控制技術(shù)領(lǐng)域仍需要解決以下問題:

1)多故障問題。目前故障重構(gòu)控制的設(shè)計(jì),一般都是基于單個(gè)故障展開研究,而實(shí)際系統(tǒng)中常有可能多故障并發(fā)。這是由于某個(gè)單一故障的起因常常也會(huì)導(dǎo)致其相關(guān)系統(tǒng)的一系列故障,由此,有必要開展多故障問題的研究。

2)實(shí)時(shí)性問題。由于火箭這一被控對(duì)象呈高動(dòng)態(tài)特性,參數(shù)變化快,對(duì)控制律重構(gòu)方法實(shí)時(shí)性要求很高。很多重構(gòu)控制先基于參數(shù)辨識(shí)或故障檢測(cè),再通過優(yōu)化算法給出重構(gòu)控制律,任務(wù)串行且計(jì)算量大,造成控制存在較大延遲,從而降低系統(tǒng)控制品質(zhì)甚至無法挽救飛行任務(wù)。

3)非線性問題和耦合問題。結(jié)構(gòu)損傷或執(zhí)行器故障后的火箭,其本身動(dòng)力學(xué)或控制系統(tǒng)可能會(huì)呈高度非線性或耦合性,原本線性解耦的控制策略不再適用,從而給控制系統(tǒng)的重構(gòu)造成巨大的困難。該類故障在實(shí)際飛行中很常見,比如運(yùn)載火箭雙機(jī)雙擺中單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)故障,但對(duì)這類問題的研究還很不充分。

未來重構(gòu)控制將向智能化、綜合化方向發(fā)展,智能控制方法與傳統(tǒng)控制方法相結(jié)合所形成的飛行重構(gòu)控制方法,比如神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)控制方法[17]。其控制結(jié)構(gòu)與線性系統(tǒng)完全相同,只是被控對(duì)象的辨識(shí)模型為任意神經(jīng)網(wǎng)絡(luò),從而使得此控制方法借助于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)控制推廣到非線性系統(tǒng)。另外,隨著智能控制理論本身的發(fā)展,其交叉衍生出的各種控制方法,也逐漸應(yīng)用于可重構(gòu)姿控系統(tǒng)的研究中,比如模糊神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在姿控系統(tǒng)重構(gòu)中的應(yīng)用。但是也應(yīng)看到智能控制理論本身所具有的一些制約因素,比如穩(wěn)定性等問題,這將是在重構(gòu)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方面需要考慮并加以解決的問題。

4.3 強(qiáng)魯棒自適應(yīng)控制技術(shù)

航天控制系統(tǒng)面臨著飛行環(huán)境復(fù)雜、內(nèi)外部干擾、動(dòng)力學(xué)模型存在偏差及飛行任務(wù)剖面快速時(shí)變等諸多挑戰(zhàn),魯棒最優(yōu)控制、非線性自適應(yīng)控制、干擾觀測(cè)器估計(jì)與補(bǔ)償、多模型切換控制等方法在航空航天工程中得到了充分研究[18-20],具有廣泛的應(yīng)用前景。文獻(xiàn)[21]提出了航天智能控制系統(tǒng)的概念,有望成為系統(tǒng)性、綜合性解決上述問題的可行途徑,通過智能技術(shù)的賦能,可使航天裝備變得更智慧,主要技術(shù)指標(biāo)得到顯著提升,或具備以往所不具備的能力;并能通過學(xué)習(xí)和訓(xùn)練,使能力得到持續(xù)提升,從而適應(yīng)來自本體、環(huán)境和目標(biāo)的不確定性,完成復(fù)雜的任務(wù)。

隨著火箭規(guī)模的增加,火箭結(jié)構(gòu)模態(tài)更加復(fù)雜,一方面難以通過地面試驗(yàn)全面準(zhǔn)確地對(duì)理論建模結(jié)果進(jìn)行確認(rèn);另一方面,火箭自身產(chǎn)品偏差尤其是故障狀態(tài)下火箭的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性將發(fā)生變化,僅通過地面預(yù)先設(shè)計(jì)的方式難以覆蓋飛行中面臨的真實(shí)工況,基于飛行模態(tài)辨識(shí)的自適應(yīng)控制技術(shù)是解決這一問題的有效措施。未來重型液體運(yùn)載火箭靜不穩(wěn)定度大,結(jié)構(gòu)局部彈性振動(dòng)、彈性振動(dòng)與推進(jìn)劑耦合對(duì)控制穩(wěn)定能力及穩(wěn)定品質(zhì)形成極大壓力,尤其是重型火箭結(jié)構(gòu)振動(dòng)頻率進(jìn)一步下降使箭體剛、晃、彈運(yùn)動(dòng)頻域特性耦合嚴(yán)重。為解決大靜不穩(wěn)定細(xì)長(zhǎng)箭體姿控系統(tǒng)穩(wěn)定性設(shè)計(jì)和彈性運(yùn)動(dòng)建模不確定性問題,使設(shè)計(jì)參數(shù)盡可能適應(yīng)更大范圍彈性偏差,采用彈性信息在線辨識(shí)、自適應(yīng)陷波、多速率陀螺自適應(yīng)加權(quán)、自適應(yīng)增廣控制等技術(shù),通過對(duì)姿態(tài)控制回路中彈性信號(hào)的在線提取,自適應(yīng)調(diào)節(jié)姿態(tài)通道的增益系數(shù)、網(wǎng)絡(luò)參數(shù),提高控制系統(tǒng)對(duì)模型不確定與外界環(huán)境干擾的適應(yīng)能力,突破大型火箭長(zhǎng)細(xì)比設(shè)計(jì)約束。

4.4 一體化再入控制技術(shù)

再入段姿態(tài)控制面臨參數(shù)不確定性大、過程約束多、通道間氣動(dòng)參數(shù)交聯(lián)復(fù)雜、制導(dǎo)姿控耦合嚴(yán)重等問題,對(duì)控制系統(tǒng)提出了更高的要求,需緊密結(jié)合各飛行段的飛行環(huán)境、執(zhí)行機(jī)構(gòu)等特性,并考慮氣流參數(shù)偏差、導(dǎo)航誤差、箭體結(jié)構(gòu)偏差、發(fā)動(dòng)機(jī)推力偏差等偏差因素以及制導(dǎo)控制算法的工程可實(shí)踐性,在滿足動(dòng)壓、熱流、過載、燃料、著陸位置、速度約束等條件下,針對(duì)給定工況開展高精度強(qiáng)抗擾制導(dǎo)姿控技術(shù)、著陸段多執(zhí)行機(jī)構(gòu)高精度復(fù)合控制技術(shù)、氣動(dòng)減速段強(qiáng)魯棒多約束控制技術(shù)以及其余各飛行段高精度制導(dǎo)指令跟蹤技術(shù)等研究。

4.5 多源信息混合仿真技術(shù)

傳統(tǒng)仿真大都是基于物理特性模型開展的,如采用飛行力學(xué)原理建立火箭的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)仿真模型、采用結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)建立火箭結(jié)構(gòu)彈性振動(dòng)仿真模型,對(duì)于一些結(jié)構(gòu)連接形式復(fù)雜、非線性環(huán)節(jié)多的部件特性,很難用準(zhǔn)確的數(shù)學(xué)方程進(jìn)行描述,需要通過一些地面試驗(yàn)獲取其對(duì)應(yīng)的模型特性,提高仿真模型的真實(shí)性,如在火箭研制階段開展的模態(tài)試驗(yàn)、伺服傳遞特性試驗(yàn)、慣組角振動(dòng)試驗(yàn)等。隨著火箭規(guī)模的增大,系統(tǒng)試驗(yàn)的成本和代價(jià)太大,傳統(tǒng)基于試驗(yàn)的建模仿真手段越來越難以開展,需要探索基于物理特性信息和部分系統(tǒng)或子系統(tǒng)地面試驗(yàn)信息的混合建模仿真技術(shù),以虛實(shí)結(jié)合的方式進(jìn)行仿真試驗(yàn)驗(yàn)證,有效降低試驗(yàn)成本。

為了降低模態(tài)試驗(yàn)對(duì)場(chǎng)地等基礎(chǔ)條件建設(shè)的要求,未來的大型運(yùn)載火箭需要采用創(chuàng)新型的子結(jié)構(gòu)模態(tài)試驗(yàn)方法來驗(yàn)證全箭模態(tài),需要具備強(qiáng)大的理論計(jì)算、設(shè)計(jì)方法和仿真試驗(yàn)的基礎(chǔ)能力。子結(jié)構(gòu)模態(tài)試驗(yàn)通過化整為零,將全箭劃分成為若干子結(jié)構(gòu)進(jìn)行試驗(yàn),再通過試驗(yàn)與仿真手段相結(jié)合的方式,驗(yàn)證全箭結(jié)構(gòu)動(dòng)特性模型,既降低試驗(yàn)規(guī)模,減少經(jīng)費(fèi)、產(chǎn)品和時(shí)間等資源開銷,又可以獲得充足的試驗(yàn)數(shù)據(jù)支撐姿控穩(wěn)定設(shè)計(jì)。

5 結(jié) 論

本文總結(jié)了中國運(yùn)載火箭姿態(tài)控制技術(shù)的發(fā)展歷程,并針對(duì)下一代液體運(yùn)載火箭技術(shù)發(fā)展,以及低軌星座、載人月球探測(cè)等任務(wù)需求,明確了可重構(gòu)性設(shè)計(jì)與評(píng)價(jià)技術(shù)、容錯(cuò)控制技術(shù)、強(qiáng)魯棒自適應(yīng)技術(shù)、一體化再入控制技術(shù)和多源信息混合仿真技術(shù)等未來姿控系統(tǒng)的發(fā)展方向。液體運(yùn)載火箭姿控技術(shù)的持續(xù)突破,映射出近年來中國航天技術(shù)的不斷進(jìn)步,其得益于中國航天領(lǐng)域堅(jiān)持自力更生的優(yōu)良傳統(tǒng)。中國航天任重道遠(yuǎn),仍需持續(xù)推動(dòng)中國下一代運(yùn)載火箭的技術(shù)進(jìn)步。