李學鋒

(北京航天自動控制研究所，北京 100854)

0 概述

運載火箭是發(fā)展空間技術、開發(fā)空間資源、確?？臻g安全的基礎，是航天運輸系統(tǒng)的主要組成部分，是牽動航天產(chǎn)業(yè)發(fā)展的龍頭[1]。在我國從航天大國向航天強國邁進的過程中，運載火箭科技水平的提升對空間經(jīng)濟開發(fā)能力、工程技術綜合實力、我國在國際社會上的政治影響力等方面有著重要的戰(zhàn)略意義。運載火箭的控制系統(tǒng)是導航、制導、姿態(tài)控制、系統(tǒng)綜合等各部分的總稱，是運載火箭的大腦和神經(jīng)中樞[2]?？梢哉f控制系統(tǒng)的技術水平直接決定了發(fā)射任務是否成功, 同時也對運載能力是否得到最大限度的發(fā)揮有著至關重要的作用。

從目前現(xiàn)狀來看，我們的控制體制依靠系統(tǒng)的冗余容錯、姿控系統(tǒng)的幅值和相位裕度來包容全箭出現(xiàn)故障引起的小偏差問題，其控制方法成熟可靠，能滿足現(xiàn)有任務要求。在小偏差范圍內(nèi)具有一定的穩(wěn)定性，可以保證有效載荷順利入軌。但在全箭飛行過程中出現(xiàn)較大故障時，不能更好地適應。本文在總結目前國內(nèi)外先進控制技術基礎上，結合幾次飛行試驗暴露出的問題，提出多項改進技術，著力打造可靠性更高、面對故障適應性更強的新型火箭智慧控制系統(tǒng)。

1 國內(nèi)外先進運載火箭控制系統(tǒng)發(fā)展現(xiàn)狀

本節(jié)介紹國內(nèi)外最新型運載火箭控制系統(tǒng)的技術特點。其中包括美國正在研究的空間發(fā)射系統(tǒng)(SLS)和Space X的可重復使用運載火箭Falcon 9，這兩種型號代表了運載火箭控制系統(tǒng)最先進的技術和設計理念。國內(nèi)運載火箭主要介紹新一代運載火箭CZ-5控制系統(tǒng)的技術特點和創(chuàng)新實踐。通過對比找出我國運載火箭控制系統(tǒng)的技術差距和亟待解決的問題。

1.1 國內(nèi)運載火箭制導/導航/控制(GNC)系統(tǒng)特點分析

CZ-5代表了我國運載火箭控制系統(tǒng)的先進水平。具體技術為：

1)在制導技術方面，將攝動制導與迭代制導相結合，在助推級及一級采用攝動制導，跟蹤標準彈道飛行，以保證分離時殘骸的落點精度，二級采用攝動加迭代制導方法能夠提高入軌精度。制導系統(tǒng)采用3套六表慣組的冗余重構設計方案，可實現(xiàn)慣組級及單表級狀態(tài)觀測器的重構，提高導航信息源的可靠性。

2)姿控系統(tǒng)使用小偏差設計方法，對箭體參數(shù)采用系數(shù)時間凍結法進行PID頻域設計。在小偏差范圍內(nèi)，具有較好的幅值與相位穩(wěn)定裕度。通過速率陀螺和捷聯(lián)加表的冗余重構，在一度故障下，控制系統(tǒng)仍然能夠穩(wěn)定。

3)采用了基于1553B數(shù)據(jù)總線的單機三冗余和總線AB通道雙冗余的總體方案，這種數(shù)字化網(wǎng)絡構架可完成基于總線的分布式實時控制，基于高實時性的數(shù)據(jù)規(guī)劃和調(diào)度分配技術，基于1553B總線的箭測技術和綜合測試技術等，實現(xiàn)了控制系統(tǒng)數(shù)字化，箭上單機及時序控制均采用三取二表決機制來消除單點失效。

根據(jù)其芯級5米直徑結構和多類型發(fā)動機的特點，長征五號控制系統(tǒng)首創(chuàng)了大型運載火箭液氧煤油發(fā)動機和氫氧發(fā)動機聯(lián)合搖擺控制理論和技術體系，大型運載火箭實時卸載、主動導引和預測關機復合控制技術，助推器多點支撐起飛主動抗漂移控制技術，大型液體運載火箭液氧煤油及氫氧三型大推力發(fā)動機精準關機控制技術等。

1.2 國外運載火箭GNC技術分析

空間發(fā)射系統(tǒng)SLS是NASA 未來深空探索計劃的基礎。作為美國載人航天領域的重頭戲，SLS 項目正在按計劃穩(wěn)步推進。根據(jù)目前披露出的文獻可知，SLS 繼承了大量 Ares V 火箭的研究成果，電子系統(tǒng)采用三冗余總線+三冗余箭機方案，同時包含故障診斷系統(tǒng)，在此基礎上開展信息綜合管理設計，實現(xiàn)系統(tǒng)級的故障診斷和重構。SLS 繼承了航天飛機的制導方法PEG(Powered Explicit Guidance)，PEG是一種閉環(huán)最優(yōu)制導算法。在正常發(fā)射條件下，首先采用開環(huán)制導，助推分離后采用PEG制導[3]，并開展了推進系統(tǒng)非災難故障的制導研究，載貨任務中采用燃料耗盡的極限制導策略，盡力保證載荷進入軌道；載人任務則采用安全第一的制導策略，利用剩余推進能力進入適當?shù)陌踩壍?。針對復雜飛行器的高可靠穩(wěn)定性和高飛行性能需求，SLS采用AAC(Adaptive Augmenting Control)控制算法，根據(jù)控制品質(zhì)在線調(diào)整增益，擴展了SLS火箭對典型故障和飛行異常的適應性[4]。

Space X的一級可回收火箭Falcon 9 基于先進設計理念，相比一次使用火箭復雜很多，不僅增加了額外的導航設備，同時也增加了控制手段。具備動力重構技術，一級9臺發(fā)動機的動力冗余架構保證了任何1臺發(fā)動機故障都不影響發(fā)射任務，飛行90s后，可容忍2臺發(fā)動機故障?；鸺茖到y(tǒng)需要根據(jù)目標點所要求的速度大小、位置精度和姿態(tài)誤差范圍等多約束，實時在線給出精確的飛行控制指令；同時，由于一子級箭體返回垂直著陸所要求的終端強約束條件，導航系統(tǒng)也需要解決其精確導航問題?？傮w來說技術特點可以概括為：1)高精度絕對+相對組合導航技術； 2)多約束組合制導技術；3)大姿態(tài)機動直氣復合(直接力+氣動力復合)控制技術； 4)動力冗余及推進劑管理技術[5]。

表1總結了國內(nèi)外3款火箭的具體控制技術，經(jīng)比對可知，在出現(xiàn)非災難故障時，國外先進火箭具有全箭級的信息綜合管理系統(tǒng),具有應對非災難故障的應急制導模式及策略，具有在線調(diào)整增益的自適應控制方法，具有動力冗余及推進劑管理技術，提升了火箭對飛行中全箭級故障的自主適應能力，具有較高的飛行可靠性。

表1 國內(nèi)外運載火箭控制技術對比Tab.1 Comparison of GNC system at home and abroad

2 新型控制系統(tǒng)技術展望

根據(jù)國內(nèi)外火箭先進控制技術的對比，以及我國連續(xù)幾發(fā)運載火箭發(fā)射失利情況，我們反思現(xiàn)有控制系統(tǒng)技術水平的不足，有必要站在全箭的高度，去規(guī)劃控制系統(tǒng)的方法和策略。建立全箭信息綜合管理系統(tǒng)，對全箭的故障進行診斷、隔離及重構。在具有一定約束和能力條件下，讓制導系統(tǒng)進行離線或在線軌道規(guī)劃和時序規(guī)劃。采用全程四元數(shù)姿態(tài)控制方法，在箭體姿態(tài)發(fā)散或姿態(tài)偏差較大情況下，用最短路徑控制火箭，使火箭具有姿控自適應功能，將姿控燃料消耗減到最小。此技術已經(jīng)在我國上面級控制系統(tǒng)中得到應用，解決了大姿態(tài)調(diào)姿和多次姿態(tài)穿越時的控制問題，具備推廣應用條件。采用箭體姿態(tài)主動激勵技術，對故障噴管進行在線辨識和定位，并進行隔離和重構。充分利用現(xiàn)有的箭上高可靠的硬件條件和系統(tǒng)多樣性的狀態(tài)觀測器，系統(tǒng)設計火箭的控制策略，使得我國新一代運載火箭具有更高、更好、更智慧的全箭故障情況下自適應控制的能力。

2.1 全箭信息綜合利用管理技術

控制系統(tǒng)采用1553B數(shù)字總線以及單機數(shù)字化，為全箭信息綜合管理創(chuàng)造了良好的條件，可以利用飛控計算機的處理能力，對控制系統(tǒng)和測量系統(tǒng)進行數(shù)據(jù)融合，如將各臺發(fā)動機及控制系統(tǒng)的飛行工作狀態(tài)數(shù)據(jù)引入全箭信息管理系統(tǒng)，可以在動力故障情況下進行故障辨識和定位，為軌道重規(guī)劃提供依據(jù)。在飛行過程中對發(fā)動機燃料進行不斷監(jiān)視，結合發(fā)動機燃料利用系統(tǒng)實際調(diào)節(jié)情況，對燃料剩余情況進行實時預測，對調(diào)節(jié)策略采用自適應控制，最大程度地提高系統(tǒng)的適應能力。實現(xiàn)全箭信息交互和健康管理，提升火箭飛行可靠性。

2.2 基于四元數(shù)和在線辨識的姿態(tài)控制技術

2.2.1 全程四元數(shù)控制技術

針對箭體姿態(tài)采用全程四元數(shù)控制。目前火箭姿態(tài)角解算均采用三通道歐拉角方式，使用歐拉角描述存在姿態(tài)角奇異的情況，對姿態(tài)角范圍有限制。四元數(shù)控制技術對姿態(tài)描述能力強，無歐拉角解算奇異[6]。利用姿態(tài)四元數(shù)與程序四元數(shù)，可計算出箭體系姿態(tài)角偏差，此角偏差按照空間姿態(tài)最短路徑方式計算，不存在更大角度控制模式。四元數(shù)偏差實時在線控制過程為：1)確定姿態(tài)四元數(shù)和程序四元數(shù)；2)計算姿態(tài)四元數(shù)和程序四元數(shù)之間的空間轉角；3)計算三通道箭體系角偏差，并經(jīng)過校正網(wǎng)絡計算，輸出控制指令?；诖似钸M行姿態(tài)控制規(guī)律計算，不會出現(xiàn)姿態(tài)角穿越問題，也不會出現(xiàn)“轉幾圈回幾圈”問題，該控制方式可有效解決大姿態(tài)控制問題，同時提高了姿態(tài)控制設計任務適應性。

2.2.2 姿控噴管極性的在線自主辨識與重構技術

控制系統(tǒng)極性直接決定了火箭姿態(tài)能否穩(wěn)定，噴管的極性錯誤無法通過冗余容錯策略來包容。因此，根據(jù)火箭滑行段飛行動力學特性，可采取姿控噴管在線自主辨識重構技術。當箭體姿態(tài)偏離理論值達到一定程度時，啟動故障在線自主辨識模式。暫停故障通道的姿態(tài)控制，對本通道每臺姿控噴管依次主動實施激勵，比較施加激勵前后的箭體角速度信息，在線辨識姿控噴管極性，按照辨識結果對控制指令重新進行分配，解決姿控噴管極性故障引起的火箭姿態(tài)發(fā)散問題，以運載火箭姿控噴管極性故障模式為例，其仿真驗證結果如圖1、圖2所示。

從仿真結果可以看出，故障識別與重構技術有效解決了姿控噴管極性錯誤引起的姿態(tài)發(fā)散問題。同時，此方法也可以解決部分故障噴管隔離重構問題。

2.3 制導技術

對于箭體動力出現(xiàn)故障的情況，根據(jù)全箭信息綜合管理系統(tǒng)，確定故障模式，分析火箭剩余飛行能力，以當前的飛行狀態(tài)判斷是否開展軌道重規(guī)劃工作，并生成相應的制導策略和控制諸元。以判斷軌道傾角及遠地點高度偏差為例，如圖3所示。

在圖3中，根據(jù)火箭入軌參數(shù)，彈道重規(guī)劃可劃分為A、B、C、D四個區(qū)域。

A區(qū)域內(nèi)：在總體偏差范圍內(nèi)，無需開展軌道重規(guī)劃工作，載荷能進入目標軌道。B區(qū)域內(nèi)：超出總體給定的偏差，通過軌道重規(guī)劃，載荷能進入目標軌道。

C區(qū)域內(nèi)：超出總體給定的偏差，載荷不能進入目標軌道，通過軌道重規(guī)劃，載荷能進入次優(yōu)軌道或備用安全軌道。

D區(qū)域內(nèi)：遠地點高度偏差太大，即使通過軌道重規(guī)劃，載荷也不能進入軌道。

2.3.1 故障條件下的軌道規(guī)劃制導控制技術

在一定約束和剩余能力的條件下，適應非災難性的制導模式與策略，可以有兩條技術途徑，即采用離線和在線兩種方式。離線要提前考慮不同的故障模式對應的剩余飛行和控制能力，設計不同的最優(yōu)停泊和備用軌道，依據(jù)全箭信息綜合利用與管理系統(tǒng)的故障定位與評級，結合當前的飛行狀態(tài)及故障模式，按照火箭的飛行能力和飛行約束情況，切換到與當前能力最為匹配的目標軌道，選用不同的制導和姿控策略，實現(xiàn)具體的飛行任務，如圖4所示。

在線規(guī)劃方式需要依據(jù)全箭信息綜合利用與管理系統(tǒng)的故障定位與評級，實時在線評估運載火箭的剩余入軌能力、控制能力。采用最優(yōu)在線軌道規(guī)劃控制技術實現(xiàn)自主、快速規(guī)劃，動態(tài)處理飛行過程約束，并對部分約束條件進行松弛處理，保證可以在線規(guī)劃問題有解并收斂，實現(xiàn)燃料消耗最少或時間最短的最優(yōu)問題在線求解。具體實現(xiàn)方式如圖5所示。

2.3.2 時序自主規(guī)劃技術采用姿控噴管在線自主辨識重構技術

時序規(guī)劃技術既有規(guī)劃問題的特點又有調(diào)度問題的特點，根據(jù)軌道離線和在線規(guī)劃制導控制的結果，飛行中必須對綜合信息進行相應的處理，采用包含時間約束的動作網(wǎng)絡表示規(guī)劃，將活動類約束(發(fā)動機開關、電磁閥開關、綜控器時序輸出、火工品點爆、關機分離等)、持續(xù)時間約束(沉底時間、發(fā)動機工作時間、發(fā)動機啟動次數(shù)、伺服系統(tǒng)回零等)、資源約束(發(fā)動機氧化劑及燃燒劑燃料約束、姿控噴管燃料約束、電源電力資源約束等)、參數(shù)約束(姿態(tài)控制特性、導航制導控制周期、遙測約束、目標參數(shù)等)等描述為時間線，通過尋找關鍵路徑對動作消耗時間進行處理，解決火箭系統(tǒng)快速任務序列生成問題。

3 總結

本文提出的全箭信息綜合利用管理技術、基于四元數(shù)和在線辨識的姿態(tài)控制技術和非災難性故障下的制導技術等新型控制系統(tǒng)技術能大幅提高控制系統(tǒng)面對非災難性故障的自主適應能力，是我國未來運載火箭控制系統(tǒng)技術的發(fā)展方向。但目前在工程應用中仍存在技術實施難點尚待解決。

1) 全箭信息綜合利用系統(tǒng)的工程實踐需要對遙測、動力及控制系統(tǒng)相關信息進行綜合管理，將箭上的健康信息進行實時監(jiān)視。在技術層面，要設計高性能故障診斷及健康管理算法，掌握實時飛行大數(shù)據(jù)處理技術，提升箭載計算機的處理運算能力。

2) 離線軌道規(guī)劃可根據(jù)預先分析的特定故障模式，設計相應的最優(yōu)軌道，并保證軌道收斂，通過上傳諸元到飛行軟件，在飛行過程中根據(jù)故障診斷系統(tǒng)中的故障判斷特征值，選擇相應諸元，切換不同的匹配軌道。離線軌道規(guī)劃方法只能對特定的模式進行求解，適應性較差。在線軌道規(guī)劃算法可根據(jù)飛行系統(tǒng)實時狀態(tài)計算最優(yōu)軌道，對故障模式的適應性強，但是目前軌道收斂性和一致性等問題亟待解決。

[1] 龍樂豪.我國航天運輸系統(tǒng)發(fā)展展望[J]. 航天制造技術, 2010 (3) :5-10.

[2] 徐延萬. 彈道導彈、運載火箭控制系統(tǒng)設計與分析[M].北京：中國宇航出版社,1999.

[3] Phillips S, King K. SLS flight software agile development process[DB/OL].http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20150022333.pdf.

[4] Wall J H, Orr J S, VanZwieten T S. Space launch system implementation of adaptive augmenting control[DB/OL]．http://ntrs.nasa.gov/archive /nasa/casi.ntrs.nasa.gov /20140008747.pdf.

[5] 康建斌, 謝澤兵, 鄭宏濤, 等. 火箭子級垂直返回海上平臺制導, 導航和控制技術研究[J]. 導彈與航天運載技術, 2016(6): 32-35.

[6] Jensen H B, Wisniewski R.Quaternion feedback control for rigid-body spacecraft[C]. Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibit,AIAA 2001-4338:1-6 .

[7] 陳新民, 余夢倫. 迭代制導在運載火箭上的應用研究[J]. 宇航學報, 2003, 24(5): 484-489.

[8] Lu P, Griffin B J, Dukeman G A, et al. Rapid optimal multiburn ascent planning and guidance[J].Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2008, 31(6): 1656-1664.

[9] Lu P, Pan B F. Highly constrained optimal launch ascent guidance[J].Journal of Guidance,Control and Dynamics,2010,33(2):404-414.

[10] 張宇,肖利紅.大型運載火箭發(fā)動機聯(lián)合搖擺技術研究[J].航天控制，2010,28(6):18-22.