運載火箭智慧控制系統技術研究

李學鋒

(北京航天自動控制研究所，北京 100854)

0 概述

運載火箭是發展空間技術、開發空間資源、確保空間安全的基礎，是航天運輸系統的主要組成部分，是牽動航天產業發展的龍頭[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濟開發能力、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略意義。運載火箭的控制系統是導航、制導、姿態控制、系統綜合等各部分的總稱，是運載火箭的大腦和神經中樞[2]。可以說控制系統的技術水平直接決定了發射任務是否成功, 同時也對運載能力是否得到最大限度的發揮有著至關重要的作用。

從目前現狀來看，我們的控制體制依靠系統的冗余容錯、姿控系統的幅值和相位裕度來包容全箭出現故障引起的小偏差問題，其控制方法成熟可靠，能滿足現有任務要求。在小偏差范圍內具有一定的穩定性，可以保證有效載荷順利入軌。但在全箭飛行過程中出現較大故障時，不能更好地適應。本文在總結目前國內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。

1 國內外先進運載火箭控制系統發展現狀

本節介紹國內外最新型運載火箭控制系統的技術特點。其中包括美國正在研究的空間發射系統(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最先進的技術和設計理念。國內運載火箭主要介紹新一代運載火箭CZ-5控制系統的技術特點和創新實踐。通過對比找出我國運載火箭控制系統的技術差距和亟待解決的問題。

1.1 國內運載火箭制導/導航/控制(GNC)系統特點分析

CZ-5代表了我國運載火箭控制系統的先進水平。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。制導系統采用3套六表慣組的冗余重構設計方案，可實現慣組級及單表級狀態觀測器的重構，提高導航信息源的可靠性。

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

3)采用了基于1553B數據總線的單機三冗余和總線AB通道雙冗余的總體方案，這種數字化網絡構架可完成基于總線的分布式實時控制，基于高實時性的數據規劃和調度分配技術，基于1553B總線的箭測技術和綜合測試技術等，實現了控制系統數字化，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。

根據其芯級5米直徑結構和多類型發動機的特點，長征五號控制系統首創了大型運載火箭液氧煤油發動機和氫氧發動機聯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

空間發射系統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 項目正在按計劃穩步推進。根據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，電子系統采用三冗余總線+三冗余箭機方案，同時包含故障診斷系統，在此基礎上開展信息綜合管理設計，實現系統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是一種閉環最優制導算法。在正常發射條件下，首先采用開環制導，助推分離后采用PEG制導[3]，并開展了推進系統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的安全軌道。針對復雜飛行器的高可靠穩定性和高飛行性能需求，SLS采用AAC(Adaptive Augmenting Control)控制算法，根據控制品質在線調整增益，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臺發動機的動力冗余架構保證了任何1臺發動機故障都不影響發射任務，飛行90s后，可容忍2臺發動機故障。火箭制導系統需要根據目標點所要求的速度大小、位置精度和姿態誤差范圍等多約束，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，導航系統也需要解決其精確導航問題。總體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總結了國內外3款火箭的具體控制技術，經比對可知，在出現非災難故障時，國外先進火箭具有全箭級的信息綜合管理系統,具有應對非災難故障的應急制導模式及策略，具有在線調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 新型控制系統技術展望

根據國內外火箭先進控制技術的對比，以及我國連續幾發運載火箭發射失利情況，我們反思現有控制系統技術水平的不足，有必要站在全箭的高度，去規劃控制系統的方法和策略。建立全箭信息綜合管理系統，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，讓制導系統進行離線或在線軌道規劃和時序規劃。采用全程四元數姿態控制方法，在箭體姿態發散或姿態偏差較大情況下，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。此技術已經在我國上面級控制系統中得到應用，解決了大姿態調姿和多次姿態穿越時的控制問題，具備推廣應用條件。采用箭體姿態主動激勵技術，對故障噴管進行在線辨識和定位，并進行隔離和重構。充分利用現有的箭上高可靠的硬件條件和系統多樣性的狀態觀測器，系統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

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

2.2 基于四元數和在線辨識的姿態控制技術

2.2.1 全程四元數控制技術

針對箭體姿態采用全程四元數控制。目前火箭姿態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角奇異的情況，對姿態角范圍有限制。四元數控制技術對姿態描述能力強，無歐拉角解算奇異[6]。利用姿態四元數與程序四元數，可計算出箭體系姿態角偏差，此角偏差按照空間姿態最短路徑方式計算，不存在更大角度控制模式。四元數偏差實時在線控制過程為：1)確定姿態四元數和程序四元數；2)計算姿態四元數和程序四元數之間的空間轉角；3)計算三通道箭體系角偏差，并經過校正網絡計算，輸出控制指令。基于此偏差進行姿態控制規律計算，不會出現姿態角穿越問題，也不會出現“轉幾圈回幾圈”問題，該控制方式可有效解決大姿態控制問題，同時提高了姿態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

控制系統極性直接決定了火箭姿態能否穩定，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發散問題，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發散問題。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

對于箭體動力出現故障的情況，根據全箭信息綜合管理系統，確定故障模式，分析火箭剩余飛行能力，以當前的飛行狀態判斷是否開展軌道重規劃工作，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，根據火箭入軌參數，彈道重規劃可劃分為A、B、C、D四個區域。

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

C區域內：超出總體給定的偏差，載荷不能進入目標軌道，通過軌道重規劃，載荷能進入次優軌道或備用安全軌道。

D區域內：遠地點高度偏差太大，即使通過軌道重規劃，載荷也不能進入軌道。

2.3.1 故障條件下的軌道規劃制導控制技術

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，設計不同的最優停泊和備用軌道，依據全箭信息綜合利用與管理系統的故障定位與評級，結合當前的飛行狀態及故障模式，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，實現具體的飛行任務，如圖4所示。

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

2.3.2 時序自主規劃技術采用姿控噴管在線自主辨識重構技術

時序規劃技術既有規劃問題的特點又有調度問題的特點，根據軌道離線和在線規劃制導控制的結果，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絡表示規劃，將活動類約束(發動機開關、電磁閥開關、綜控器時序輸出、火工品點爆、關機分離等)、持續時間約束(沉底時間、發動機工作時間、發動機啟動次數、伺服系統回零等)、資源約束(發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)、參數約束(姿態控制特性、導航制導控制周期、遙測約束、目標參數等)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、基于四元數和在線辨識的姿態控制技術和非災難性故障下的制導技術等新型控制系統技術能大幅提高控制系統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技術的發展方向。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的工程實踐需要對遙測、動力及控制系統相關信息進行綜合管理，將箭上的健康信息進行實時監視。在技術層面，要設計高性能故障診斷及健康管理算法，掌握實時飛行大數據處理技術，提升箭載計算機的處理運算能力。

2) 離線軌道規劃可根據預先分析的特定故障模式，設計相應的最優軌道，并保證軌道收斂，通過上傳諸元到飛行軟件，在飛行過程中根據故障診斷系統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。在線軌道規劃算法可根據飛行系統實時狀態計算最優軌道，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.我國航天運輸系統發展展望[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.大型運載火箭發動機聯合搖擺技術研究[J].航天控制，2010,28(6):18-22.