吴燕生

(中国航天科技集团有限公司，北京 100048)

0 引 言

经过60余年的发展,中国运载火箭实现了从常温推进到低温推进、从串联火箭到捆绑火箭、从一箭单星到一箭多星、从发射卫星到发射载人飞船的多次跨越[1-3]。姿态控制(简称姿控)作为运载火箭控制系统的核心功能之一,利用敏感器件测量值、导引量和导航解算结果等,形成控制指令操纵箭体绕心运动,在各种干扰甚至故障条件下保证稳定飞行和指令跟踪。随着运载火箭技术的发展,姿控技术也经历了从无到有、从满足基本功能要求到追求卓越性能的发展过程。

从东风一号开始到长征二号系列火箭研制成功,中国掌握了以复杂刚性运动-液体推进剂晃动-弹性振动紧耦合为显著特征的串联液体火箭姿态控制技术,攻克了以刚晃弹动力学建模技术、弹性体控制技术、摆喷管的推力矢量控制技术为代表的技术难题,实现了液体火箭的姿态控制技术从仿制到自主设计的突破。在以长征五号、长征七号、长征八号等为代表的新一代火箭研制任务牵引下,开展了捆绑助推器推力矢量控制、主动减载、起飞滚转、在线故障识别与重构、漂移量主动控制、源变量仿真等技术攻关研究,大幅提升了火箭发射的任务适应性、环境适应性和偏差适应性,从控制的角度大幅提升了火箭的性能技术指标。

本文从技术发展的角度系统梳理了中国液体运载火箭姿态控制技术的发展历程,总结了当前运载火箭姿态控制技术发展面临的一些问题和挑战,根据国外运载火箭姿态控制技术的发展趋势,结合后续中国运载火箭发展的技术需求,对姿态控制技术的未来发展进行展望,提出下一阶段运载火箭姿态控制技术发展的重点技术方向。

1 液体运载火箭姿态控制技术特点

姿态控制是火箭控制系统的核心功能之一,需要在线实时感知火箭飞行状态,计算维持火箭稳定飞行和跟踪制导所需的控制指令,并驱动执行机构动作产生相应的控制力和力矩,调整箭体姿态,使火箭在满足载荷、环境等约束条件下,按期望的轨迹和姿态稳定飞行[4]。姿态控制主要包括稳定和跟踪两个功能。稳定是保证火箭安全飞行的前提条件,跟踪则保证了姿态控制系统的性能指标,也是控制系统的最终目标。

姿态控制系统主要由传感器与测量装置、姿态控制器、执行机构和箭体动力学模块四部分组成。控制系统原理框图如图1所示。

图1 运载火箭控制系统框图Fig.1 Block diagram of the launch vehicle control system

液体运载火箭作为被控对象主要有以下特点:

1)运动形式多且耦合严重

液体运载火箭动力学方程除了刚体姿态运动外还包含推进剂晃动、箭体弹性振动、发动机喷管摆动、执行机构和惯性器件的局部小回路振动等多种运动形式[5],在姿态控制系统设计时,需确保各种运动形式稳定,且相互之间不发生耦合。

2)动力学模型复杂、阶次高

液体运载火箭动力学模型复杂,包含多个贮箱推进剂晃动和弹性振动阶次,模型总阶次达到了上百阶,箭体特性存在多个不稳定零极点,且系统状态可观测性不高,很难通过简单状态反馈实现系统稳定。

3)特性参数变化剧烈

液体运载火箭推进剂质量占到全箭质量的90%以上,整个飞行过程中箭体质量特性参数变化剧烈,尤其在一级飞行段,质量特性在100多秒内变化超过了70%;飞行速度从静止历经亚跨超声速乃至高超声速,气动特性变化明显,动力学模型参数变化剧烈。

4)飞行环境复杂且存在较大不确定性

运载火箭在整个飞行过程中受到发动机地面喷流、大气环境、高空风、发动机振动、分离等扰动影响,且存在较大的不确定性,给姿态控制系统设计带来很大困难。

5)火箭结构刚度低导致低频特性耦合严重

受运载火箭极高的结构效率约束,火箭结构系统大都以强度为指标开展设计,要求控制系统在结构刚度性能要求最低的情况下实现系统的稳定。随着火箭规模的增大,运载火箭刚度进一步降低,箭体弹性振动和刚体运动耦合越来越严重,不断突破控制系统稳定裕度边界,给姿态控制系统设计带来极大的挑战。

2 中国早期液体运载火箭姿控技术发展回顾

从东风一号开始到长征二号系列火箭研制成功,液体火箭的姿态控制技术取得了从“0”到“1”的突破,掌握了基于复杂刚晃弹模型的串联液体火箭姿态控制设计技术,为后续中国中大型捆绑液体运载火箭和导弹的研制奠定了坚实的技术基础。

2.1 动力学建模技术

在动力学建模方面,采用变质量动力学原理建立刚体运动学和动力学方程;采用贝塞尔函数描述贮箱内液体晃动,通过等效单摆模型和质量-弹簧-阻尼器模型建立推进剂晃动动力学方程;采用混合坐标法,将弹性振动位移转换为用模态坐标表示,将火箭整体弹性变形用两端自由的空间一维梁模型来模拟,其弹性振动可区分为纵向振动、扭转振动和横向弯曲振动,根据梁的弯曲/扭转理论,分别用两个四阶偏微分方程描述火箭在俯仰和偏航平面内的横向弯曲振动,用一个二阶偏微分方程描述箭体在轴向的扭转振动,然后通过振型叠加法,分别转化为用三种广义坐标表示的二阶常微分方程,得到箭体弹性振动方程[6]。

以俯仰通道为例,线性化的小偏差刚晃弹动力学模型为

(1)

第p个贮箱的推进剂晃动方程为

(2)

式中:E1φ,E2和E3为表征晃动运动所受力的动力学系数;Zlp为晃动质心到轴线的距离;ζhp和Ωp为推进剂晃动运动的阻尼比和频率。

第i阶的弹性振动方程为

(3)

敏感器件的测量方程可表示为

(4)

式中:R表示振型斜率;下标gz和stk表示惯组和第k个速率陀螺;sgn表示符号函数。

2.2 姿态控制器设计技术

在姿态控制器设计方面,突破了以弹性体控制为代表的串联液体运载火箭姿态控制设计技术。DF-2导弹首飞失利使我们认识到弹性对液体火箭控制系统稳定设计的重要影响,此后对弹性体控制技术进行了大量深入的研究,为准确获取箭体弹性振动特性,开展了全箭模态试验、发动机摇摆试车、伺服传递特性等大型地面试验,建立了可准确描述全箭弹性振动特性的数学模型,并结合速率陀螺布局优化和校正网络设计,实现了弹性体的稳定控制。

箭体发生弹性变形后,惯性器件敏感到的箭体姿态除了理论的刚体姿态外还有一部分弹性变形引起的姿态变化,经过控制系统生成控制指令,驱动伺服机构产生发动机摆角。该摆角产生的控制力使火箭作受控运动,进而形成闭环反馈回路,箭体弹性振动与姿态控制回路耦合关系图如图2所示[7]。

为抑制箭体弹性振动与刚体姿态稳定回路的耦合,一般是采用速率陀螺安装位置优化+滤波网络的控制方案,将速率陀螺安装在一阶弹性振动振型的波腹处,降低进入控制回路的弹性振动信号,再通过滤波网络对残余的其它阶次弹性信号进行滤波衰减,从而实现弹性体的稳定控制。

图2 箭体姿态控制回路与弹性振动耦合关系Fig.2 The coupling of the launch vehicle attitude control loop with elastic vibration

2.3 设计仿真技术

在设计仿真方面,鉴于天地差异性和地面试验条件限制,火箭模型参数无法在地面准确获得,通常会取一定偏差范围来包络天地不一致性差异,要求姿态控制器设计时要能保证系统在各种偏差包络下均能稳定。早期火箭型号研制时,都是对关键的动力学模型系数进行最严酷的极限偏差组合;采用这种上下限极限偏差包络设计,确保系统对偏差的适应性。

受限于当时计算机性能约束,在开展控制性能评价时,难以开展大规模的全量模型仿真计算,在方案设计阶段大都是基于线性小偏差方程开展的。根据外界扰动变化特性和控制系统响应特性,对原有积分动力学方程求解过程在一定假设条件下进行合理的简化,推导出系统积分状态量的静态计算公式,大幅提高了设计仿真效率。此外,采用统计风场设计,基于实测统计出来的条件风数据,采用统计学方法将高空风特性分为平稳风和切变风,采用一条统计风场实现对若干条实测风场的包络设计,大幅降低了仿真计算工况需求。经仿真验证,静态计算与动态仿真结果基本一致,确保了计算结果的合理性,该方法有效支撑了中国早期运载火箭研制发展。

1．1 对象 来源于中国疾控中心青年科研基金课题“我国6～13岁学龄儿童主要慢性病干预模式及适宜技术研究”的数据。

3 新一代火箭姿控技术进展

在新一代运载火箭研制过程中,开展了以起飞滚转、漂移量主动控制、主动减载、摆助推控制技术、源变量仿真技术等为代表的技术攻关研究,大幅提升了火箭发射的任务适应性、环境适应性和偏差适应性,从控制的角度大幅提升了火箭的性能技术指标。

3.1 动力学建模技术

新一代液体运载火箭相比长征三号甲、长征二号F等传统火箭型号,在控制方式、控制对象、控制执行元件三方面都有明显的变化:1)助推发动机摇摆参与控制,2)整体模态呈空间分布,3)助推器局部模态具有低频、密集的特点;传统的姿态动力学模型与控制回路均不能体现这些特点[8]。

在理论与设计方面,建立了全新的基于空间模态的新一代火箭姿态动力学模型并予以验证,制定了联合摇摆的控制力分配方案,开展了箭体动力学与控制耦合关系分析,完成了摆助推姿态控制的稳定性验证[9]。在试验与仿真方面,采用理论计算与试验结合的手段测试获取姿态动力学模型参数[10],包括风洞试验、全箭模态试验[11]、贮箱晃动试验、仪器舱角振动试验、伺服机构动静态特性测试及惯性器件支架振动试验、控制半实物仿真试验等,保证了摆助推控制回路稳定设计的正确性,在新一代液体运载火箭中获得广泛应用,并通过了多次飞行试验的考核。

此外,建立了“发动机-伺服”小回路与“发动机-伺服-结构-控制”闭环耦合动力学模型,通过负载力矩反馈环节体现全箭和发动机-伺服系统动力学耦合关系。从控制品质的角度出发对发动机-伺服系统的频率提出限制,采用稳定性分析方法,获取全箭与“发动机-伺服”小回路之间耦合失稳边界,并通过仿真验证该边界的真实性;同时改进了地面数学仿真模型,并首次使用带变加载功能的半实物仿真试验系统验证设计,实现发动机偏心力矩和发动机负载力矩反馈环节对飞行姿态影响的精确分析[12]。

3.2 姿态控制器设计技术

新一代运载火箭一般要求控制器具备载荷主动控制、干扰主动补偿、全方位起飞滚转、全向调姿等新功能,对火箭控制系统的任务适应性、环境适应性和偏差适应性提出了更高的要求。针对不同的运载火箭,根据任务需要采取了不同的控制措施,提升控制系统的品质和任务适应性。采用加速度计等效代替攻角表功能,实现了飞行气动载荷的主动控制,通过引入预置摆角前馈控制措施消除了机架变形干扰的影响;通过引入干扰观测器估计干扰进行补偿,提升了控制系统对偏差的适应性;采用漂移量主动控制技术,大幅提升了火箭起飞安全性;采取自适应参数调节算法提高姿控系统对偏差的适应能力,应用多姿态角速度加权反馈控制实现弹性相位稳定。上述技术大大提升了运载火箭飞行安全性与任务适应性,促使中国火箭姿态控制技术从传统的满足功能要求的自动控制向高鲁棒性、高适应性的先进控制转变。

图3 新一代运载火箭控制系统框图Fig.3 Block diagram of control system for the new-generation launch vehicle

1)主动减载控制技术

主动减载的基本原理是通过在姿态控制回路中增加一路信号反馈,在传感器敏感到风作用时调整箭体姿态,减小载荷攻角[13]。主动载荷控制技术包括基于攻角表和基于加速度计两种形式,攻角传感器可以用来直接测量火箭飞行过程中的合成攻角,是载荷控制的最有效方法。但受限于测量精度以及安装和使用问题,攻角传感器在运载火箭上还没有参与实时控制,目前采用较多的是利用固连在箭体上的加表来获得测量信息,用来估算攻角,从而参与减载控制。

2)起飞漂移量主动控制技术

影响起飞漂移量的因素主要包括地面浅层风干扰和发动机推力方向偏差,漂移量主动控制是通过改变发动机推力方向,克服火箭朝向发射塔的横向干扰力,确保火箭与塔架之间的净空间安全。主动控制方案主要包括开环控制和闭环控制两种,开环控制的基本方案为主动施加远离发射塔架方向的调姿程序角,将发动机推力方向调整为远离发射塔架的方向,增大火箭与塔架的净空间。闭环控制是通过在线实时测量发射系横向加速度、速度和位置或推力矢量方向,并对其施加控制,从而实现火箭起飞漂移量的主动控制[15]。主动施加程序角的开环控制方案具有简单可靠的优势,已经在中国新一代载人火箭研制中得到应用。此外,在姿控闭环回路中引入过载反馈或推力线矢量控制的方式也已完成理论推导与仿真验证,未来有望在型号中获得广泛应用。

3)干扰补偿技术

运载火箭的控制器一般是采用比例-微分(PD)控制,考虑到积分具有较大的相位滞后,且存在积分饱和问题,在火箭控制器设计时一般不会使用积分环节,这也导致控制存在一定的静差。在起飞段和大风区飞行段,系统对状态量偏差的适应能力是有限的,如受结构强度约束,箭体在大风区只能容忍5°～6°的飞行攻角,因此在一些状态量约束较苛刻的飞行段需要对干扰进行主动补偿,提升控制系统的性能品质。

在长征八号火箭控制系统设计时,为提高减载控制效果,在传统基于加速度计减载控制基础上,利用扩张状态观测器对飞行中除发动机控制力矩外的干扰力矩进行估计并实时补偿,通过该方法进一步提高载荷的控制效果,如图4所示。

图4 基于扩张状态观测器的补偿控制方案Fig.4 Compensation control scheme based on the extended state observer

3.3 设计仿真技术

数字化仿真技术在型号研制中扮演的角色越来越重要,目前仿真技术已贯穿于火箭控制系统的全寿命周期,是火箭控制系统论证、研制、试验、结果分析不可缺少的手段。以源变量建模及仿真技术、基于飞行数据的参数辨识技术等为代表的设计仿真技术已取得突破性进展,在数学仿真预示、设计效率提升、精细化设计等方面取得较大进展,已广泛应用于型号工作。

1)基于源变量的建模与仿真技术

传统小回路设计中,总体、弹道、制导、姿控、动力和载荷等专业分别采用不同的数学模型,独立考虑各关键参数偏差,而未考虑参数之间的关联性,各参数偏差对系统的影响通过干扰项来体现。这样就造成各参数在数据传递过程中偏差被各专业层层放大,导致总体方案设计过于保守。源变量仿真建模中的数据流图如图5所示,以发动机安装角、方位角、摆角、推进剂秒耗量、加注量、全箭分布质量等参数为基本变量(即源变量),通过在线计算推进剂流量及剩余量,全箭质量特性(质量、质心、转动惯量),发动机推力及推进剂晃动特性,结构弹性振动及载荷分布,实时迭代全箭质心、姿态、推进剂晃动及弹性振动响应,实现总体多专业的参数集成建模,从而实现运载火箭动力学一体化仿真。

图5 液体运载火箭数据流图Fig.5 Data flow diagram of liquid-propellant launch vehicles

源变量仿真在故障定位、干扰辨识、飞行安全性评估等方面发挥了重要的作用,提高了系统设计的风险辨识和防范能力,提升了总体精细化设计能力,取得了良好的效果,目前已经在型号研制中得到了全面推广应用。

2)基于飞行数据的参数辨识技术

偏差数据的合理性是影响姿控设计方案和计算结果可信度的关键因素之一,目前大量产品仍然缺少有效的偏差评估手段,限制了基于偏差的精细化设计水平。新一代运载火箭研制过程中,针对利用飞行数据和动力学仿真对飞行过程中产品结构偏差、气动参数、发动机参数的辨识技术开展了一些探索研究,完成了减载效果精确评估、飞行载荷qα评估、真空飞行段结构干扰评估等专题研究工作,如图6所示。

图6 qα飞行遥测与仿真辨识比对Fig.6 Comparison of values of qα from telemetry data and identification

围绕天地差异性、偏差和干扰等的参数辨识与回归设计,是液体运载火箭精细化设计中值得长期深入研究的问题。一方面可利用现役火箭真实飞行数据开展大量统计分析与参数辨识,摸清现役火箭的系统偏差,降低参数设计的保守性;另一方面可为未来火箭实现精细化设计提供数据支撑,进而“反哺”设计方法,修订设计输入。根据飞行数据对影响火箭关键性能的偏差数据闭环确认,可有效降低设计的保守性,为未来火箭设计提供有益的参考。

4 未来技术展望

下一代液体运载火箭的研制已经开始,载人登月火箭的可靠性和安全性要求高,重复使用运载火箭飞行剖面复杂,重型火箭低频模态更加密集、耦合更为严重,以及航天运输系统航班化发展,要求火箭具有高适应性、高可靠性的姿控系统,应对发动机故障、飞行干扰和参数偏差具有强自适应能力,具备在线误差干扰辨识与补偿功能。此外,随着人工智能技术的飞速发展,使其应用于运载火箭控制系统设计逐渐成为可能,国外已经开始有人将智能算法应用于运载火箭中,其发展势头非常迅猛,具备自修复能力的智能化姿控系统将是未来火箭发展的趋势。

4.1 可重构性设计与评价技术

可重构性设计是从顶层提升火箭故障适应性的方法,也是最有效的方法。对故障进行自主处理的前提是火箭具有可以重构的能力,即可重构性。其大小取决于系统的构型设计,以摆喷管为例,当发动机布局方式、安装角、摇摆方案、最大摆角范围等参数确定后,整个系统的故障适应性就已经确定了,因此面向故障的设计需要在设计之初就对可能出现的故障加以考虑,在保障完成主任务的同时,通过对执行机构布局、配置的合理优化,使得系统在预设故障情况下具有良好的重构能力,为控制重构提供基础。以“半人马座”通用末级为例,其使用了4组一共8台姿控喷管,如图7所示,具备任意1台喷管或指定至多4台喷管故障下的正常飞行能力。通过开展可重构的构型设计,将典型的故障模式在设计之初就予以考虑。该工作有助于火箭设计水平提升,从顶层保证了运载火箭对故障适应的可能性,为后续重构控制提供基础。

图7 “半人马座”上面级结构及姿控喷管布局Fig.7 Upper stage structure and nozzle layout of the Centaur

开展控制可重构性研究是后续控制系统重构的基础,主要包括两部分研究内容:

1)可重构性评价

受火箭结构和成本约束,火箭摆动发动机数量有限且执行机构行程范围限制,火箭的控制能力是有限的[16]。如何精确评估故障后的剩余控制能力和故障后执行后续任务所需的控制能力、故障后在外界扰动作用下系统各状态量的最大可达范围,建立故障后控制可重构性评价指标是深入定量分析火箭控制可重构性的首要问题。

2)可重构性设计

为了设计一款具有控制可重构性的火箭,需要针对运载火箭开展控制可重构性分析;并在此基础上,通过作动器布局优化,提高火箭在正常状况和典型故障情况下的控制能力。从而使得火箭在典型的故障情况下,具有更强的姿态控制能力,能够适应更大程度的故障干扰,从而更有效地容忍故障,提高火箭的成功率。

4.2 容错控制技术

控制系统的重构是从控制策略上提升故障适应性的具体方法,含控制策略、控制律和控制参数的重构。对于具有重构能力的火箭,当系统发生故障后,控制系统应当具备一种或多种重构方式使得火箭可以恢复正常飞行。其中,控制策略的重构是指火箭当前的控制策略(诸如三通道解耦控制、完全驱动或过驱动控制等)受故障影响不能实施时,可以采用其他控制策略(如滚转控制、欠驱动控制等)完成姿态稳定或指令跟踪。控制律和控制参数的重构指控制系统在故障情况下通过控制律或控制参数的重新配置,补偿故障带来的影响,恢复系统的控制能力。开展控制系统重构研究,是发生故障后立即干预,挽救飞行任务的直接手段,该工作的成效直接关系到故障后火箭能否及时恢复姿态控制。

目前,重构控制技术领域仍需要解决以下问题:

1)多故障问题。目前故障重构控制的设计,一般都是基于单个故障展开研究,而实际系统中常有可能多故障并发。这是由于某个单一故障的起因常常也会导致其相关系统的一系列故障,由此,有必要开展多故障问题的研究。

2)实时性问题。由于火箭这一被控对象呈高动态特性,参数变化快,对控制律重构方法实时性要求很高。很多重构控制先基于参数辨识或故障检测,再通过优化算法给出重构控制律,任务串行且计算量大,造成控制存在较大延迟,从而降低系统控制品质甚至无法挽救飞行任务。

3)非线性问题和耦合问题。结构损伤或执行器故障后的火箭,其本身动力学或控制系统可能会呈高度非线性或耦合性,原本线性解耦的控制策略不再适用,从而给控制系统的重构造成巨大的困难。该类故障在实际飞行中很常见,比如运载火箭双机双摆中单台发动机故障,但对这类问题的研究还很不充分。

未来重构控制将向智能化、综合化方向发展,智能控制方法与传统控制方法相结合所形成的飞行重构控制方法,比如神经网络自适应控制方法[17]。其控制结构与线性系统完全相同,只是被控对象的辨识模型为任意神经网络,从而使得此控制方法借助于神经网络自适应控制推广到非线性系统。另外,随着智能控制理论本身的发展,其交叉衍生出的各种控制方法,也逐渐应用于可重构姿控系统的研究中,比如模糊神经网络在姿控系统重构中的应用。但是也应看到智能控制理论本身所具有的一些制约因素,比如稳定性等问题,这将是在重构控制系统设计方面需要考虑并加以解决的问题。

4.3 强鲁棒自适应控制技术

航天控制系统面临着飞行环境复杂、内外部干扰、动力学模型存在偏差及飞行任务剖面快速时变等诸多挑战,鲁棒最优控制、非线性自适应控制、干扰观测器估计与补偿、多模型切换控制等方法在航空航天工程中得到了充分研究[18-20],具有广泛的应用前景。文献[21]提出了航天智能控制系统的概念,有望成为系统性、综合性解决上述问题的可行途径,通过智能技术的赋能,可使航天装备变得更智慧,主要技术指标得到显著提升,或具备以往所不具备的能力;并能通过学习和训练,使能力得到持续提升,从而适应来自本体、环境和目标的不确定性,完成复杂的任务。

随着火箭规模的增加,火箭结构模态更加复杂,一方面难以通过地面试验全面准确地对理论建模结果进行确认;另一方面,火箭自身产品偏差尤其是故障状态下火箭的结构动力学特性将发生变化,仅通过地面预先设计的方式难以覆盖飞行中面临的真实工况,基于飞行模态辨识的自适应控制技术是解决这一问题的有效措施。未来重型液体运载火箭静不稳定度大,结构局部弹性振动、弹性振动与推进剂耦合对控制稳定能力及稳定品质形成极大压力,尤其是重型火箭结构振动频率进一步下降使箭体刚、晃、弹运动频域特性耦合严重。为解决大静不稳定细长箭体姿控系统稳定性设计和弹性运动建模不确定性问题,使设计参数尽可能适应更大范围弹性偏差,采用弹性信息在线辨识、自适应陷波、多速率陀螺自适应加权、自适应增广控制等技术,通过对姿态控制回路中弹性信号的在线提取,自适应调节姿态通道的增益系数、网络参数,提高控制系统对模型不确定与外界环境干扰的适应能力,突破大型火箭长细比设计约束。

4.4 一体化再入控制技术

再入段姿态控制面临参数不确定性大、过程约束多、通道间气动参数交联复杂、制导姿控耦合严重等问题,对控制系统提出了更高的要求,需紧密结合各飞行段的飞行环境、执行机构等特性,并考虑气流参数偏差、导航误差、箭体结构偏差、发动机推力偏差等偏差因素以及制导控制算法的工程可实践性,在满足动压、热流、过载、燃料、着陆位置、速度约束等条件下,针对给定工况开展高精度强抗扰制导姿控技术、着陆段多执行机构高精度复合控制技术、气动减速段强鲁棒多约束控制技术以及其余各飞行段高精度制导指令跟踪技术等研究。

4.5 多源信息混合仿真技术

传统仿真大都是基于物理特性模型开展的,如采用飞行力学原理建立火箭的姿态动力学仿真模型、采用结构动力学建立火箭结构弹性振动仿真模型,对于一些结构连接形式复杂、非线性环节多的部件特性,很难用准确的数学方程进行描述,需要通过一些地面试验获取其对应的模型特性,提高仿真模型的真实性,如在火箭研制阶段开展的模态试验、伺服传递特性试验、惯组角振动试验等。随着火箭规模的增大,系统试验的成本和代价太大,传统基于试验的建模仿真手段越来越难以开展,需要探索基于物理特性信息和部分系统或子系统地面试验信息的混合建模仿真技术,以虚实结合的方式进行仿真试验验证,有效降低试验成本。

为了降低模态试验对场地等基础条件建设的要求,未来的大型运载火箭需要采用创新型的子结构模态试验方法来验证全箭模态,需要具备强大的理论计算、设计方法和仿真试验的基础能力。子结构模态试验通过化整为零,将全箭划分成为若干子结构进行试验,再通过试验与仿真手段相结合的方式,验证全箭结构动特性模型,既降低试验规模,减少经费、产品和时间等资源开销,又可以获得充足的试验数据支撑姿控稳定设计。

5 结 论

本文总结了中国运载火箭姿态控制技术的发展历程,并针对下一代液体运载火箭技术发展,以及低轨星座、载人月球探测等任务需求,明确了可重构性设计与评价技术、容错控制技术、强鲁棒自适应技术、一体化再入控制技术和多源信息混合仿真技术等未来姿控系统的发展方向。液体运载火箭姿控技术的持续突破,映射出近年来中国航天技术的不断进步,其得益于中国航天领域坚持自力更生的优良传统。中国航天任重道远,仍需持续推动中国下一代运载火箭的技术进步。