宋征宇,蔡巧言,韓鵬鑫,王聰,潘豪,張廣春,李栩進(jìn)

1. 中國運載火箭技術(shù)研究院,北京 100076

2. 中國運載火箭技術(shù)研究院 空天業(yè)務(wù)部,北京 100076

3. 北京航天自動控制研究所,北京 100854

具有重復(fù)使用的天地往返能力,一直是航天工業(yè)界和學(xué)術(shù)界努力的目標(biāo)。美國航天飛機(jī)具有這樣的能力,但高昂的維護(hù)成本,最終導(dǎo)致其退役。航天飛機(jī)項目之后,各國積極探索基于火箭動力/吸氣式組合動力的單級入軌、多級入軌重復(fù)使用天地往返運輸系統(tǒng)方案,近年多家商業(yè)公司也在探索火箭一子級垂直起降方案,重復(fù)使用運載器技術(shù)將迎來快速發(fā)展契機(jī)。

美國自20世紀(jì)50—60年代起通過航天飛機(jī)首次實現(xiàn)了航天運載器的部分可重復(fù)使用,并陸續(xù)開展了下一代運載器技術(shù)[1]、美國空軍軍用空天飛機(jī)[2]、低成本響應(yīng)空間運輸[3]、美國空軍完全可重復(fù)使用進(jìn)出空間計劃[4]等一系列可重復(fù)使用運載器研究項目,提出了“獅鷲”運載系統(tǒng)[1]、“天狼星”新型運載器[5]、混合動力水平起降運載器概念[6]、“隼”式混合動力發(fā)射系統(tǒng)[6]、Quicksat空間作戰(zhàn)飛行器[2]、蘭利滑翔返回助推器[6]、ARES混合動力發(fā)射系統(tǒng)[3]、X系列驗證飛行器[4]、Hyper-X、XS-1[7]。進(jìn)入21世紀(jì),以SpaceX[8]、藍(lán)色起源(Blue Origin)[9]、馬斯騰[9]等諸多商業(yè)公司為代表,積極開展了垂直著陸回收的可重復(fù)使用火箭研制,尤其助推級可復(fù)用的Falcon9火箭已投入商業(yè)市場。

歐洲早在20世紀(jì)70年代起就圍繞可重復(fù)使用運載器技術(shù)開展了大量研究工作。通過未來歐洲航天運輸革新計劃[10]、未來備用運載器研究計劃[11]、下一代運載器[12]、先進(jìn)航天運輸優(yōu)勢研究[13]等諸多的研究計劃,提出了多種單級入軌/兩級入軌運輸系統(tǒng)方案,陸續(xù)研究了亞軌道重復(fù)使用運載器系統(tǒng)(HOPPER、Phoenix等)[10]、部分可重復(fù)使用的空間運輸系統(tǒng)[13]、液體推進(jìn)飛回式助推級[14]、Bargouzin運載系統(tǒng)[15]、階段性試驗飛行器[16]、Adeline驗證機(jī)[17]、SKYLON[18]等飛行器,并開展了相關(guān)飛行試驗驗證。

20世紀(jì)80年代日本提出20噸級的HOPE小型無人航天飛機(jī),并確定先研制不載人的有翼飛行器,最終實現(xiàn)運載器的完全重復(fù)使用。在此之后,其重點轉(zhuǎn)移到新一代大型運載火箭的研制計劃上。通過低成本上升飛行試驗、OREX軌道再入試驗、HYFLEX高超音速飛行試驗等一系列飛行試驗,促進(jìn)可重復(fù)使用技術(shù)的發(fā)展和完善,為盡快投入工程應(yīng)用奠定基礎(chǔ)[19]。

俄羅斯自“暴風(fēng)雪”號部分重復(fù)使用航天飛機(jī)系統(tǒng)終止之后,20世紀(jì)90年代初,先后實施了基于Molniya小型航天飛機(jī)的多用途航空航天發(fā)射系統(tǒng)(俄語縮寫MAKS)、“貝加爾號”等重復(fù)使用運載器計劃[18]。同時,自20世紀(jì)60年代以來,以中央空氣流體動力研究院為代表的多家研究機(jī)構(gòu),持續(xù)開展以吸氣式發(fā)動機(jī)為動力的可重復(fù)使用運載器基礎(chǔ)理論研究[20]。

印度2005年啟動重復(fù)使用運載器技術(shù)驗證項目論證,宣布了返回飛行試驗、超燃沖壓推進(jìn)試驗、著陸飛行試驗等重復(fù)使用技術(shù)驗證項目,2012年開始項目樣機(jī)研制[21],2016年RLV-TD完成首次飛行試驗[22-23]。

本文重點對重復(fù)使用運載器的制導(dǎo)與控制技術(shù)進(jìn)行綜述。第1節(jié)介紹國際上重復(fù)使用運載器的發(fā)展途徑和分類,并對垂直起飛垂直著陸、垂直起飛水平著陸、水平起飛水平著陸等特點,以及對制導(dǎo)與控制的需求進(jìn)行了介紹和討論。第2節(jié)建立了較為統(tǒng)一的重復(fù)使用運載器數(shù)學(xué)模型,以便更清晰地梳理不同飛行模式在制導(dǎo)與控制方面的差異。第3節(jié)分別就不同工作模式下制導(dǎo)與控制技術(shù)的研究成果展開討論。第4節(jié)梳理了未來的發(fā)展趨勢,并對發(fā)展重點進(jìn)行了總結(jié)。

1 發(fā)展途徑與需求分析

按照不同的分類標(biāo)準(zhǔn),重復(fù)使用運載器可分為多種不同類別,如圖1所示。本文主要根據(jù)起降方式的特點展開分析。

1.1 垂直起飛垂直著陸(VTVL)

美國Blue Origin和SpaceX公司火箭回收方案的實現(xiàn)和工程應(yīng)用,標(biāo)志著垂直起降運載器已成為重復(fù)使用技術(shù)發(fā)展的一種新途徑。

Blue Origin于2015年11月率先在New Shepard火箭上實現(xiàn)了垂直起降,飛行高度達(dá)到100 km,驗證了著陸支腿控制、環(huán)箭體減速舵面控制效果、著陸支腿展開、著陸段制導(dǎo)控制等算法,該火箭還可用于驗證NASA登月精確著陸系統(tǒng)等試驗項目。在此基礎(chǔ)上,Blue Origin正在研制New Glenn重型火箭,近地軌道運載能力達(dá)到45噸,可實現(xiàn)一級回收[24]。

SpaceX首先在蚱蜢飛行器上開展了8次飛行試驗,飛行高度達(dá)到744 m,驗證了懸停、側(cè)向轉(zhuǎn)移、風(fēng)干擾條件下的垂直著陸等項目；進(jìn)一步研制了三發(fā)動機(jī)并聯(lián)的F9R-Dev飛行器,共開展5次飛行試驗。此后利用Falcon 9在完成載荷發(fā)射任務(wù)后,開展了6次助推級海面降落試驗,驗證了高空高速返回全程多飛行段的制導(dǎo)控制技術(shù),并于2015年12月實現(xiàn)了陸上垂直回收。2018年2月SpaceX研制了3個助推級模塊并聯(lián)的Falcon Heavy重型火箭,同時對2枚助推器開展返回原場的垂直回收,并對芯一級在分離后進(jìn)行海上垂直回收[25]。在SpaceX正在開展的火星登陸項目中,其Star hopper飛行器完成了低空垂直起降的飛行試驗,以單臺偏心發(fā)動機(jī)的狀態(tài)實現(xiàn)了著陸,星艦SN10也完成了首次高空飛行測試與定點著陸。

法國國家空間研究中心(CNES)、德國宇航中心(DLR)、日本航天開發(fā)機(jī)構(gòu)(JAXA)結(jié)合各自在垂直著陸技術(shù)上的經(jīng)驗,正在聯(lián)合研制CALLISTO飛行器[26-27]。3個組織都將利用該飛行器驗證各自的制導(dǎo)控制算法,最大飛行高度可達(dá)到40 km,速度達(dá)2馬赫。在此基礎(chǔ)上,歐洲航天局(ESA)將研制Themis火箭作為歐洲可重復(fù)使用技術(shù)的里程碑驗證項目,分為單臺發(fā)動機(jī)和3臺發(fā)動機(jī)2個階段,最大速度可達(dá)到6～8馬赫,模擬火箭高速進(jìn)入稠密大氣層內(nèi)的動力減速、氣動減速全部過程[28]。經(jīng)過驗證的重復(fù)使用關(guān)鍵技術(shù)將應(yīng)用于Ariane Next系列火箭[29]。

中國運載火箭技術(shù)研究院也開展了關(guān)于垂直起降的關(guān)鍵技術(shù)研究和演示驗證工作[30]。各團(tuán)隊的研究路線如圖2所示。首先開發(fā)算法,并設(shè)計或租用算法驗證飛行器對制導(dǎo)控制技術(shù)開展攻關(guān)；然后結(jié)合火箭動力系統(tǒng),研制垂直起降原理樣機(jī),驗證實際動力系統(tǒng)條件下制導(dǎo)控制算法的效果,以及其他各系統(tǒng)之間的匹配性；隨后研制可發(fā)射有效載荷的可重復(fù)使用運載器,并回收助推或芯一級火箭；最后將垂直起飛垂直著陸(VTVL)技術(shù)用于入軌運載器的重復(fù)使用。

圖2 垂直起飛垂直著陸運載器研制路線

上升段飛行需要考慮火箭回收級的分離約束條件,即在保證能夠完成任務(wù)的同時,為著陸段提供較好的交班條件。同時需要合理規(guī)劃回收級的剩余燃料,既能夠一定程度上適應(yīng)返回過程中的偏差和干擾,又要減小對上升段主任務(wù)運載能力造成的損失。上升段姿態(tài)運動模型參數(shù)具有慢時變的特點,受到彈性和推進(jìn)劑晃動運動影響,具有不確定性,且在大風(fēng)區(qū)受氣動影響較大,姿態(tài)控制方法必須能夠適應(yīng)上述特點。

著陸下降段,再入稠密大氣的過程需要考慮動壓、熱流、過載等再入約束,通過主發(fā)動機(jī)減速控制,在節(jié)省燃料的同時,調(diào)整再入彈道指向著陸場?？刂葡到y(tǒng)需要保證箭體準(zhǔn)確到達(dá)預(yù)先指定的著陸區(qū)域,并以精確的姿態(tài)垂直軟著陸。制導(dǎo)系統(tǒng)還需在滿足約束的前提下,盡可能減小發(fā)動機(jī)開機(jī)的臺數(shù)和次數(shù)。若發(fā)動機(jī)調(diào)節(jié)能力有限,則可能出現(xiàn)回收過程中推力始終大于箭體自重的情況,極大壓縮了動力軟著陸段的物理可行域；這就對氣動減速段的控制精度提出了更高要求,也使得在同時滿足終端速度、位置、姿態(tài)等約束條件時更為困難。鑒于此,更優(yōu)的制導(dǎo)方法需要利用剩余燃料提升適應(yīng)能力,而非以燃料最省作為目標(biāo)。對于姿態(tài)控制,需增加返回時用于輔助姿態(tài)穩(wěn)定控制的氣動舵和反作用控制系統(tǒng)(Reaction Control System, RCS)裝置。其中,RCS主要用于再入大氣前火箭主發(fā)動機(jī)不工作時的姿態(tài)調(diào)整與穩(wěn)定；再入大氣后展開氣動舵,利用空氣動力進(jìn)行姿態(tài)穩(wěn)定和氣動減速。下降段環(huán)境變化復(fù)雜、動壓劇烈變化、多類執(zhí)行機(jī)構(gòu)交替復(fù)合工作等特點,造成了更為顯著的不確定性和內(nèi)外部擾動。特別是著陸支腿展開過程中,箭體質(zhì)心和壓心的變化,以及支腿展開不同步對姿態(tài)的沖擊,都會導(dǎo)致較大的建模不確定性。

1.2 垂直起飛水平著陸(VTHL)

2000年以來,美國空軍圍繞快速響應(yīng)進(jìn)入空間的目標(biāo),持續(xù)發(fā)展火箭動力垂直起飛、帶翼水平返回的一子級方案[31]。從戰(zhàn)神(ARES)[3]、可重復(fù)使用助推器系統(tǒng)[32]到目前的XS-1[33-35]方案,VTHL的一子級關(guān)鍵技術(shù)持續(xù)取得突破。除美國外,俄羅斯和印度也開展了類似的研究。

VTHL上升段具有傳統(tǒng)運載火箭的特點,主發(fā)動機(jī)工作時間短(一般不超過10 min),在此期間動壓和過載變化大,飛行器受的干擾和對控制力的需求變化也很大,同時需解決面對稱構(gòu)型帶來的新問題。例如,在相同風(fēng)干擾條件下面對稱飛行器有更大的控制力需求,更易產(chǎn)生三通道間的控制耦合。在采用主發(fā)動機(jī)推力矢量進(jìn)行姿態(tài)控制的同時,可采取氣動舵面減載措施,以降低舵面的鉸鏈力矩。

返回段升力式再入具有常規(guī)飛機(jī)的特點,不僅有動壓、過載、熱流和平衡滑翔等約束條件,而且以到達(dá)機(jī)場跑道為終端目標(biāo),實現(xiàn)在預(yù)定著陸場水平著陸。返回段進(jìn)一步細(xì)分為：① 初期再入段,重點解決大攻角再入時減速和航程控制問題；② 末端區(qū)域能量管理段,重點應(yīng)對初期再入末端的散布問題；③ 進(jìn)場著陸段,解決在預(yù)定著陸場無動力水平著陸的問題。

全程姿態(tài)控制存在以下突出的特征和難點：

1) 在垂直上升階段不能采用航空飛機(jī)上通常采用的氣流角(攻角、側(cè)滑角)反饋,而必須采用運載火箭常用的姿態(tài)角反饋控制模式。

2) 大翼展面對稱體在高超聲速下存在顯著的橫、航向控制耦合特性,導(dǎo)致存在荷蘭滾模態(tài)不穩(wěn)定、副翼操縱不利于偏航、大攻角飛行狀態(tài)下操穩(wěn)性能下降等問題,尤其是滾轉(zhuǎn)通道常出現(xiàn)副翼滾控反效現(xiàn)象。反效對姿態(tài)穩(wěn)定影響最為嚴(yán)重,更為致命的是由于氣動規(guī)律的不確定性和天地不一致性,實際飛行中副翼反效出現(xiàn)的時機(jī)、可行的判斷切換邏輯難以精確確定,控制律設(shè)計必須要避開可能的副翼反效區(qū)間。

3) 飛行剖面涵蓋亞音速至高超音速、地面至軌道空間,大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)尚無法做到航空領(lǐng)域的成熟度和工程應(yīng)用精度；沒有較可靠的傳感器直接測量攻角和側(cè)滑角,其估計值存在著一定的誤差,這就要求控制系統(tǒng)必須具備足夠的魯棒性來克服誤差的影響,并采用必要的等效測量信息進(jìn)行穩(wěn)定控制。

4) 結(jié)構(gòu)靜彈性變形引起舵效差異、動態(tài)氣動伺服彈性帶來控制穩(wěn)定裕度嚴(yán)重?fù)p失甚至不穩(wěn)定；整個工作過程中飛行剖面速域和空域、舵面使用范圍變化跨度大,氣動彈性變形、氣動伺服彈性的規(guī)律和變化幅度差異顯著。

5) 升重比低導(dǎo)致高速自主著陸控制精度對干擾敏感,缺乏高保真的著陸滑跑動力學(xué)、糾偏/轉(zhuǎn)彎運動學(xué)模型。

盡管可借鑒航空領(lǐng)域水平著陸模式,但是重復(fù)使用運載器為了兼顧低速和高速段的綜合飛行性能,需滿足不同速度下的升阻比需求。在進(jìn)場著陸的低速段升重比相對飛機(jī)而言偏低,進(jìn)場速度(350～ 380 km/h)遠(yuǎn)高于航空飛機(jī)正常著陸接地速度(多低于280 km/h)。這使得著陸精確姿態(tài)控制對速度、姿態(tài)約束極為敏感,低空突風(fēng)、地面順逆/側(cè)風(fēng)干擾影響顯著。同時,觸地后緩沖及高速滑跑過程中,飛行器與地面間相互作用的運動學(xué)和動力學(xué)響應(yīng)特性難以精確建模,只能通過簡化模型進(jìn)行控制律仿真評估,更多程度上需要靠基于真實產(chǎn)品的滑跑試驗進(jìn)行驗?zāi)：涂刂坡尚拚Ｄ壳俺罩型斗胖?還缺乏其他有效驗證方法和手段。

1.3 水平起飛水平著陸(HTHL)

該運載器的飛行剖面涉及稠密大氣、臨近空間、近地軌道,涵蓋亞跨聲速、超聲速、高超聲速整個速域,依靠單一發(fā)動機(jī)難以滿足任務(wù)要求,通常采用多模態(tài)組合的吸氣式發(fā)動機(jī)[36]。飛行器的動力學(xué)特征表現(xiàn)為明顯的氣動力/氣動熱/發(fā)動機(jī)/彈性/控制耦合現(xiàn)象,造成制導(dǎo)控制設(shè)計過程中約束復(fù)雜且約束的形式變化多樣。

吸氣式組合動力系統(tǒng)上升段的飛行性能與飛行軌跡密切相關(guān),發(fā)動機(jī)推力與燃料流量均具有非定?？鞎r變特點,且氣動力、發(fā)動機(jī)推力、機(jī)體姿態(tài)與軌跡之間存在強(qiáng)耦合關(guān)系,吸氣式發(fā)動機(jī)對攻角和側(cè)滑角有嚴(yán)格的強(qiáng)約束要求。其返回著陸方式則與VTHL的返回段類似。

HTHL上升和再入過程中的飛行走廊狹窄,非線性強(qiáng),使得在不同工作點上的線性化模型差異很大,導(dǎo)致線性控制方法的效果及魯棒性能不佳。但若應(yīng)用經(jīng)典的非線性控制方法,需要對模型非線性項進(jìn)行多次求導(dǎo)或遞推,導(dǎo)致項數(shù)膨脹和運算負(fù)擔(dān)過重的問題。因此需要研究具有強(qiáng)魯棒、自適應(yīng)能力的控制方法。同時,由于機(jī)體發(fā)動機(jī)一體化設(shè)計、自身彈性結(jié)構(gòu)和高速飛行的特點,動力學(xué)耦合特性非常突出,單一的控制參數(shù)和結(jié)構(gòu)往往難以滿足期望的控制指標(biāo)和品質(zhì)。

2 制導(dǎo)與控制問題描述

制導(dǎo)與控制技術(shù)的持續(xù)發(fā)展,其目的是為了能夠更好地適應(yīng)被控對象的運動特性、滿足運動過程中存在的約束條件和任務(wù)目標(biāo),從而提升被控對象的偏差適應(yīng)性和任務(wù)適應(yīng)性。可重復(fù)使用運載器的質(zhì)心運動和繞心運動模型、各飛行階段的約束條件和控制目標(biāo)共同構(gòu)成了可重復(fù)使用運載器制導(dǎo)與控制技術(shù)面臨的問題,與制導(dǎo)控制技術(shù)的發(fā)展密切相關(guān)。

本節(jié)描述了VTVL、VTHL、HTHL三類可重復(fù)使用運載器的質(zhì)心運動和繞心運動方程,根據(jù)各飛行段的特點,總結(jié)了復(fù)雜約束條件；并通過設(shè)計合理的目標(biāo)函數(shù),提升制導(dǎo)控制算法對偏差和不確定性的適應(yīng)能力。

2.1 運動模型

在慣性坐標(biāo)系下描述質(zhì)心運動方程,包含位置、速度和質(zhì)量隨時間的變化規(guī)律；在箭體坐標(biāo)系下描述繞心運動方程,包含繞心剛體運動方程、彈性和晃動運動模型。定義m、r、V分別表示質(zhì)量、位置矢量、速度矢量,ω為繞箭體軸轉(zhuǎn)動的角速度矢量,G和F分別為運載器受到的引力和其他作用力,J和M分別為箭體轉(zhuǎn)動慣量和力矩,下標(biāo)T、R、A、s、e、D分別表示發(fā)動機(jī)控制力(矩)、RCS控制力(矩)、氣動力(矩)、晃動力(矩)、彈性力(矩)、干擾力(矩),則可重復(fù)使用運載器運動方程可表示為

(1)

式中：g0為海平面重力加速度；Se為噴口截面積；Pe為設(shè)計狀態(tài)大氣壓強(qiáng)；Pa為外界大氣壓強(qiáng)；FA和MA與運載器飛行狀態(tài)相關(guān),可表示為

(2)

MT為由發(fā)動機(jī)擺動產(chǎn)生的三軸控制力矩,與發(fā)動機(jī)推力和擺角相關(guān)。

彈性力矩Me可表示為

(3)

按有限元法建立彈性振動建模:[37]

(4)

推進(jìn)劑晃動力矩可分為法向、橫向和軸向三部分,以推進(jìn)劑法向晃動力矩(Ms3)為例:

(5)

描述法向晃動的運動方程為

(6)

需要指出的是,式(1)描述的運動方程為多維、非線性、變系數(shù)運動方程組,需將其在平衡點附近進(jìn)行小偏差擾動線性化[37],簡化為相互獨立的運動通道用于穩(wěn)定性分析和設(shè)計。

2.2 端點和過程約束

2.2.1 上升段約束條件

1)初始狀態(tài)約束

以起飛時刻t0作為運載器的初始時刻,垂直起降運載器依靠發(fā)動機(jī)產(chǎn)生大于地球引力的推力實現(xiàn)起飛,起飛時刻的位置即為發(fā)射點位置,速度為地球自轉(zhuǎn)在發(fā)射點產(chǎn)生的速度,起飛質(zhì)量即為初始質(zhì)量。水平起飛的運載器則依靠升力抵消地球引力的影響,需考慮離地速度、滑跑距離S、滑跑輪載Nwheel等約束。綜上,初始狀態(tài)約束如表1所示。

表1 上升段初始狀態(tài)約束

2) 過程約束

運載器在大氣層內(nèi)飛行時,需滿足過載(N)、動壓(q)、彎矩(qα)約束,以保證結(jié)構(gòu)安全；受執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制能力限制,需滿足舵擺角(δ)約束和舵面負(fù)載(MH)約束；為保證姿態(tài)穩(wěn)定,需滿足姿態(tài)角和姿態(tài)角速度的約束。垂直起飛運載器主要考慮俯仰角(φ)、偏航角(ψ),以及相應(yīng)角速度(ωφ,ωψ)的約束；在起飛后短時間(t1)內(nèi)需保持豎直上升,即推力方向uT垂直于水平面。對于水平起飛運載器,由于氣動力是克服引力影響的主要作用力,需重點考慮攻角(α)、側(cè)滑角(β),以及相應(yīng)角速度(ωα,ωβ)的約束條件,同時考慮發(fā)動機(jī)工作模態(tài)保持和切換過程的特殊約束(α、β、h)。上升段過程約束如表2所示。

表2 上升段過程約束

3) 終端約束

垂直起飛和水平起飛運載器的終端條件一致?？紤]回收級分離時刻速度、位置與著陸時射程相關(guān),需要保證在一定偏差范圍內(nèi)(或者射程在偏差范圍內(nèi))；同時引入分離時刻質(zhì)量約束,為著陸段預(yù)留足夠的燃料/能量。對于分離時刻與著陸時刻狀態(tài),回收級存在連接兩個狀態(tài)點的標(biāo)準(zhǔn)彈道,即分離時刻狀態(tài)約束也可采用軌道根數(shù)表示。具體終端約束如表3所示。

表3 上升段終端約束

2.2.2 返回下降及著陸段約束條件

1) 初始狀態(tài)約束

著陸過程初始狀態(tài)為ts時刻狀態(tài):

[r,V,m](ts)=[rs,Vs,ms]

(7)

2) 過程約束

垂直著陸過程包括慣性調(diào)姿段、動力減速段、氣動減速段和動力軟著陸段4個飛行階段,需將全部約束條件合理分配在各飛行階段。運載器通過控制發(fā)動機(jī)秒流量調(diào)節(jié)推力幅值,因此對于無動力飛行段,秒流量始終為零；對于有動力段,秒流量按照發(fā)動機(jī)調(diào)節(jié)能力在[dmmin, dmmax]范圍內(nèi)調(diào)節(jié)。在慣性調(diào)姿段,需考慮初始狀態(tài)約束、角速度約束；在動力減速段,考慮發(fā)動機(jī)秒流量約束、角速度約束的同時,還要重點考慮熱流、動壓和過載約束對火箭的影響；在氣動減速段,火箭的質(zhì)量不變,氣動力作為火箭的主要控制力,需滿足熱流、動壓和過載約束。在動力軟著陸段,由于速度和高度相對較小,可以忽略熱流、動壓和過載約束對火箭的影響,僅考慮角速度約束、角度約束和終端狀態(tài)約束條件,以及剩余可用燃料約束。

姿態(tài)角速度作為運載器著陸過程的控制變量,其幅值會影響到姿態(tài)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性,特別是在進(jìn)入稠密大氣層后,可允許的姿態(tài)角速度小于稀薄大氣飛行段。在最后精確動力軟著陸段,發(fā)動機(jī)推力很大,推力方向任何細(xì)微的調(diào)整都將對繞質(zhì)心運動產(chǎn)生很大的力矩作用,影響姿態(tài)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性,此時姿態(tài)角速度要限制在非常小的范圍內(nèi),同時也要將表示火箭姿態(tài)角的推力方向限制在一定范圍內(nèi)。與上升段類似,著陸過程中也需要滿足舵擺角、舵面負(fù)載約束。

水平著陸模式包括初期再入、能量管理、無動力進(jìn)場著陸3大階段,初期再入段需考慮動壓、熱流、過載約束；能量管理段除角速度、姿態(tài)約束外,要重點考慮飛行能量與航程、機(jī)動要求、過載、動壓約束；無動力進(jìn)場著陸段考慮飛行姿態(tài)、動壓約束的同時,還需重點考慮減速板偏角、下降速度、下滑高度對觸地條件的影響。

具體約束條件如表4所示。

表4 返回及著陸段過程約束

3) 終端約束

對于垂直著陸,為實現(xiàn)定點軟著陸,運載器在著陸時刻(tf)的位置需要在著陸區(qū)范圍內(nèi)(采用經(jīng)度λ和緯度B表示),終端縱向速度必須向下,且幅值小于火箭著陸支腿可承受的最大觸地速度Vy fmax,水平面內(nèi)兩個方向的速度小于箭體可能導(dǎo)致傾倒的最大橫側(cè)向速度Vxz fmax。終端姿態(tài)角度和速度傾角最大偏差較過程約束更小,用Δφf和ΔθVf表示。著陸過程中質(zhì)量在分離時刻剩余質(zhì)量和結(jié)構(gòu)質(zhì)量(mend)之間。

對于水平降落運載器,需要考慮著陸時刻的下沉率(dh)、觸地速度(Vdown)、滑跑距離、滑跑輪載、剎車量約束(FB),從而保證運載器能夠安全平穩(wěn)著陸。在姿態(tài)方面需要考慮姿態(tài)角約束(α,β)、觸地姿態(tài)角(φ,ψ,γ)和角速度(ωφ,ωψ,ωγ)約束,通過調(diào)整姿態(tài)盡可能降低垂直于水平面方向上的速度和加速度,確保著陸的下沉速度、水平速度及姿態(tài)在合理范圍內(nèi)。

著陸段終端約束見表5。

表5 著陸段終端約束

2.3 目標(biāo)函數(shù)

2.3.1 上升段目標(biāo)函數(shù)

由于分離狀態(tài)即為回收級初始狀態(tài),要求可重復(fù)使用運載器盡可能處于理想狀態(tài),從而降低著陸段或無動力段的修正壓力。因此上升段制導(dǎo)的目標(biāo)函數(shù)可表示為最大化分離時刻回收級剩余質(zhì)量和最小化終端狀態(tài)偏差的加權(quán)和形式。

(8)

通過權(quán)重系數(shù)λr、λV、λorbit調(diào)節(jié)比重。若僅約束終端速度和位置,則λorbit=0；若僅約束終端軌道根數(shù)偏差,則λr=λV=0。

在上升段,姿態(tài)控制系統(tǒng)除保證運載器穩(wěn)定飛行外,還包含鉸鏈力矩峰值最小和伺服峰值功率消耗最小兩個目標(biāo):

(9)

2.3.2 返回下降及著陸段目標(biāo)函數(shù)

對于垂直回收著陸段,一種樸素的想法是盡可能靠近標(biāo)稱軌跡,則目標(biāo)函數(shù)可表示為

(10)

若不考慮標(biāo)稱軌跡,制導(dǎo)目標(biāo)是在滿足全部約束條件和盡可能節(jié)省燃料的同時,提升著陸精度,目標(biāo)函數(shù)可表示為

(11)

從制導(dǎo)算法魯棒性的角度考慮,盡可能提升回收級飛行過程中的抗干擾能力是提高回收成功率的有效手段,通過評估著陸段物理可行域邊界(rb,Vb),導(dǎo)引回收級盡可能遠(yuǎn)離可行域邊界,則目標(biāo)函數(shù)可表示為

(12)

對于水平著陸的飛行器,帶動力返回飛行過程中的目標(biāo)函數(shù)與垂直著陸回收模式相同；無動力返回水平著陸模式下,還需保證返回過程中任意時刻能量e狀態(tài)下的剩余航程Stogo(e)與達(dá)到著陸場校正圓柱所需航程SHAC之間滿足安全余量約束,同時盡可能縮小Stogo(e)與SHAC之間的偏差,從而實現(xiàn)安全到達(dá)預(yù)定著陸區(qū)：

J5=Stogo(e)-SHAC≤J0

(13)

式中:J0為考慮飛行器升阻特性散布和環(huán)境干擾因素影響所確定的航程能力安全余量。

不同性能指標(biāo)函數(shù)對制導(dǎo)方法的要求也不同。從經(jīng)典的PID控制,到基于數(shù)值優(yōu)化的模型預(yù)測控制,均可用于以跟蹤為目標(biāo)的制導(dǎo)方法；受不同算法對問題的簡化程度和控制指令形式的限制,生成制導(dǎo)指令的控制效果存在差異。但若性能指標(biāo)中不考慮標(biāo)稱軌跡,則需要通過在線規(guī)劃或預(yù)測校正等方式生成制導(dǎo)指令。

從姿態(tài)控制的角度,需要考慮鉸鏈力矩峰值最小、伺服峰值功率消耗最小、無動力返回飛行狀態(tài)距離姿控能力邊界盡量遠(yuǎn)、消耗的RCS發(fā)動機(jī)燃料最小等需求,

(14)

3 可重復(fù)使用運載器制導(dǎo)和控制方法

結(jié)合3類可重復(fù)使用運載器的特點、約束條件和控制目標(biāo),制導(dǎo)與控制方法的目標(biāo)是能夠?qū)崟r計算滿足全部條件的最優(yōu)指令,因此逐步發(fā)展出了近似條件更少、考慮約束更多的先進(jìn)方法。本節(jié)梳理了制導(dǎo)與控制方法的研究現(xiàn)狀、發(fā)展脈絡(luò)和方法特點。

3.1 VTVL制導(dǎo)和控制方法

3.1.1 制導(dǎo)技術(shù)

1) 上升段制導(dǎo)

各國運載火箭早期的上升段制導(dǎo)方法均是開環(huán)制導(dǎo)[38-40],即通過離線彈道規(guī)劃獲得將有效載荷送入目標(biāo)軌道的位置、速度和推力方向指令(程序角)隨時間的變化規(guī)律?；鸺痫w后,可選擇時間、速度或高度作為自變量,插值獲得相應(yīng)飛行狀態(tài)下的程序角,從而實現(xiàn)對火箭質(zhì)心運動的控制。這種方法一般以表3中標(biāo)準(zhǔn)入軌點處的速度、位置作為終端目標(biāo),且時間插值程序角消耗燃料最多,速度插值最省燃料。開環(huán)制導(dǎo)使用的控制指令能夠在大氣層內(nèi)滿足載荷約束,結(jié)合發(fā)射日預(yù)測風(fēng)場規(guī)劃彈道能夠提升開環(huán)制導(dǎo)的適應(yīng)性[41]。在火箭進(jìn)入真空環(huán)境后,不再需要考慮表2中qα約束條件,利用閉環(huán)制導(dǎo)算法自主生成最優(yōu)程序角,以目標(biāo)軌道參數(shù)作為終端目標(biāo),能夠大幅提升制導(dǎo)精度[42]。典型的解析最優(yōu)制導(dǎo)方法包括應(yīng)用于火箭的迭代制導(dǎo)(Iterative Guidance Mode, IGM)[42-47]、應(yīng)用于航天飛機(jī)的動力顯式制導(dǎo)(Powered Explicit Guidance, PEG)[48-50]、及基于變分法的最優(yōu)制導(dǎo)(Optimal Guidance, OPGUID)[51-52]等。

IGM以最優(yōu)控制原理為基礎(chǔ),通過解析公式迭代計算到達(dá)目標(biāo)軌道所需的速度增量、位置增量,并依此規(guī)劃出最佳飛行程序角[44-45],該方法啟動時刻越靠前,跨飛行段的處理越復(fù)雜,但故障適應(yīng)能力越強(qiáng)。中國長征系列運載火箭在IGM的研究中也取得了顯著的成績。2011年11月CZ-2F/Y8發(fā)射任務(wù)中首次使用了跨推力段的迭代制導(dǎo)方法。CZ-7采用了預(yù)測修正IGM,可省略末速修正系統(tǒng)實現(xiàn)大推力下的高精度直接入軌。2020年9月CZ-2F/T3發(fā)射任務(wù)中,首次使用了帶終端姿態(tài)約束的迭代制導(dǎo)方法,在省略調(diào)姿系統(tǒng)的條件下,同時實現(xiàn)了軌道根數(shù)和終端姿態(tài)的高精度控制[46]。在2020年12月CZ-8首飛發(fā)射任務(wù)中使用了跨滑行段的迭代制導(dǎo)方法,滿足低傾角和大橢圓轉(zhuǎn)移軌道發(fā)射需求。

PEG是一種不依賴標(biāo)準(zhǔn)軌跡的半解析預(yù)測校正算法,根據(jù)變分法推導(dǎo)最省時間入軌問題的線性正切制導(dǎo)律,使用待增速度求解協(xié)態(tài)變量,并通過估計關(guān)機(jī)時刻的速度偏差來修正待增速度[50]。OPGUID從土星火箭到航天飛機(jī)時期,一直作為IGM和PEG的備份算法,能夠滿足包括Euler-Lagrange方程在內(nèi)的全部最優(yōu)性必要條件,但算法的成熟度仍有待提高。

IGM和PEG在對發(fā)動機(jī)故障狀態(tài)的適應(yīng)性、魯棒性、目標(biāo)性能、擴(kuò)展性和靈活性等方面的表現(xiàn)基本一致,而OPGUID的優(yōu)勢則表現(xiàn)在假設(shè)條件較少[52]。此外,NASA馬歇爾中心還研究了在進(jìn)入真空前接入迭代制導(dǎo)的可行性,通過對輸出指令的約束,也能夠滿足載荷約束條件,并且相比于開環(huán)制導(dǎo)終端狀態(tài)散布更小[40]。

為盡可能降低助推級回收的燃料消耗,助推級分離時刻的控制精度十分關(guān)鍵,而這給攝動制導(dǎo)方法[53]創(chuàng)造了應(yīng)用條件。該方法基于攝動理論,將火箭上升段運動過程分為慢變和快變兩部分,可使火箭在理想彈道附近飛行,導(dǎo)引火箭獲得理想的分離條件[54]。崔鑫水提出了長征運載火箭的攝動制導(dǎo)方法[55],通過離線計算導(dǎo)引系數(shù),生成飛行過程中的導(dǎo)引系數(shù)插值表,并實時計算飛行狀態(tài)與理想導(dǎo)引量的偏差,從而生成導(dǎo)引指令；配合彈道規(guī)劃離線生成的程序角指令,能夠獲得較好的分離控制精度[56-58]。

為提升飛行適應(yīng)性,在滿足結(jié)構(gòu)載荷約束的前提下,在線生成大氣層內(nèi)飛行程序角指令是重點研究方向之一。隨著箭載計算機(jī)能力的提升,發(fā)展出了基于數(shù)值優(yōu)化理論的飛行軌跡在線規(guī)劃方法,也稱計算制導(dǎo)方法。當(dāng)規(guī)劃周期滿足制導(dǎo)需求時,可代替已有的解析方法；在實時性不足時,可與制導(dǎo)算法結(jié)合,在線更新標(biāo)準(zhǔn)軌跡。計算制導(dǎo)主要包含間接法[59-61]和直接法[62-65]兩類。Sun采用間接法中的有限微分方法求解控制指令,通過同倫方法處理大氣密度,達(dá)到了在線生成上升段制導(dǎo)指令的目的,在主發(fā)動機(jī)推力損失的故障狀態(tài)下具有一定的適應(yīng)能力[59]。

2) 著陸段制導(dǎo)

對于著陸段,針對動力軟著陸段的研究最為廣泛。按照計算特點主要可分為解析制導(dǎo)、計算制導(dǎo)、基于學(xué)習(xí)的制導(dǎo)方法3類。解析制導(dǎo)通過簡化著陸問題從而得到與實時飛行狀態(tài)相關(guān)的制導(dǎo)律,主要包括以PID、線性二次型調(diào)節(jié)器(Linear Quadratic Regulator, LQR)等經(jīng)典控制為代表的跟蹤制導(dǎo)[66-68],已應(yīng)用于阿波羅、嫦娥三號等任務(wù)的多項式制導(dǎo)[69-71],基于最優(yōu)控制的ZEM/ZEV(Zero-Effort-Miss/Zero-Effort-Velocity)制導(dǎo)[72-75]。解析制導(dǎo)律是離線推導(dǎo)和設(shè)計的,但這類方法幾乎都無法考慮表4中的著陸段過程約束,離線設(shè)計和裝訂的控制方程僅能適應(yīng)標(biāo)準(zhǔn)彈道附近的小偏差工況；對于再入環(huán)境復(fù)雜的可重復(fù)使用火箭,很難推導(dǎo)解析制導(dǎo)律。

計算制導(dǎo)利用數(shù)值優(yōu)化算法在線求解包含著陸段的運動方程(式(1))、約束條件(表4、表5)和目標(biāo)函數(shù)(式(10)～式(13))的優(yōu)化問題,獲得飛行軌跡和最優(yōu)控制指令[76-78]。其中基于凸優(yōu)化的直接法已被應(yīng)用于工程[79-85],而求解非凸問題的方法受限于理論上的收斂性尚未工程應(yīng)用[86-89]。算法不受標(biāo)準(zhǔn)軌跡的限制,具有更強(qiáng)的適應(yīng)性；但是對于非凸約束和多飛行段優(yōu)化問題,仍無法滿足在線應(yīng)用要求。

美國JPL在2012年開展了自主上升與下降動力飛行試驗項目的研究,使用Xombie飛行器,驗證了基于凸優(yōu)化算法的在線軌跡規(guī)劃方法,并開發(fā)了一種燃料最優(yōu)大范圍轉(zhuǎn)移的制導(dǎo)算法,完成了750 m大范圍移動飛行驗證[90]。CNES研制了基于渦噴發(fā)動機(jī)和擠壓式火箭發(fā)動機(jī)的兩款FROG飛行器,設(shè)計了基于PID和LQR的著陸段標(biāo)準(zhǔn)軌跡跟蹤制導(dǎo)控制算法,完成了20 m高的懸吊飛行試驗[67]。DLR研制了EAGLE飛行器,用于驗證在線軌跡規(guī)劃、PD跟蹤制導(dǎo)控制等,并開展了1.2 m高的懸吊飛行試驗[91-92]。JAXA研制了RV-X飛行器,并計劃開展百米高的垂直起降飛行試驗[93-94]。在國內(nèi),北京航天自動控制研究所、翎客航天等也研發(fā)了驗證性飛行器對相關(guān)算法進(jìn)行驗證[95]。

基于學(xué)習(xí)的著陸段方法主要包括深度學(xué)習(xí)[96]和強(qiáng)化學(xué)習(xí)[97-98]兩類。在離線訓(xùn)練時考慮各種約束條件和性能指標(biāo)的作用,將訓(xùn)練結(jié)果提煉成易于計算的控制方程和控制邏輯,獲取滿足著陸過程約束的控制模塊(神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、模糊控制器等),便于箭載計算機(jī)實時計算控制指令。但是真實訓(xùn)練樣本不易生成,而基于模型的訓(xùn)練結(jié)果又和實際飛行過程存在一定偏差,對于離線未覆蓋的情況很難保證控制指令的最優(yōu)性或有效性。

氣動減速段的制導(dǎo)方法研究不多,但這段飛行過程中受到的不確定性擾動最大,環(huán)境也最復(fù)雜[99]。Lu提出了基于預(yù)測校正的氣動減速段再入制導(dǎo)算法以提升著陸精度[100]。

動力減速段修正上升段偏差,使火箭沿理想著陸軌跡飛行；通過主發(fā)動機(jī)點火,滿足再入過程中過載、熱流、動壓等約束?？梢詫恿p速結(jié)束后的飛行軌跡視為目標(biāo)軌道,采用IGM[101]或閉路制導(dǎo)[102-103]計算制導(dǎo)指令。該飛行段需要在關(guān)機(jī)后保證氣動減速段再入約束的峰值不超限的同時,減少持續(xù)動力減速消耗的燃料。

3.1.2 控制技術(shù)

目前,多數(shù)運載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)是利用經(jīng)典的單回路頻域法或根軌跡方法設(shè)計[104-105],該方法可以清晰的揭示系統(tǒng)性能和動態(tài)特性的變化趨勢,且現(xiàn)行的飛行品質(zhì)要求也大多數(shù)是根據(jù)經(jīng)典控制理論提出的,設(shè)計依據(jù)充分。當(dāng)考慮垂直起降過程建模不確定性、參數(shù)變化以及內(nèi)外部擾動劇烈等更為復(fù)雜的工況時,包括反步控制、滑?？刂啤Ⅳ敯艨刂?、自適應(yīng)控制等[106]新的控制方法引起了關(guān)注。

1) 上升段控制

火箭高速穿過大氣層,受氣動影響大；尤其飛經(jīng)大風(fēng)區(qū)時,考慮箭體氣動承載能力限制,需要主動減載控制。目前主要有基于加速度表信息[45]和基于自抗擾算法的主動減載控制[107],兩者分別被應(yīng)用于CZ-7和CZ-8運載火箭[45]。Simplicio等[108]提出了一種通過干擾觀測器預(yù)測風(fēng)擾動的減載控制策略。通過擴(kuò)張狀態(tài)觀測器或干擾觀測器在線辨識風(fēng)干擾,并進(jìn)行實時補(bǔ)償控制是實現(xiàn)減載的有效途徑,已進(jìn)入實際工程應(yīng)用。

為克服箭體彈性、晃動等附加運動導(dǎo)致的飛行品質(zhì)下降,重型運載火箭太空發(fā)射系統(tǒng)(SLS)的飛行控制設(shè)計采用經(jīng)典控制器和自適應(yīng)增強(qiáng)控制器相結(jié)合的方式。Orr等[109]以模型參考自適應(yīng)控制方案為基礎(chǔ),利用前向增益調(diào)制律,增強(qiáng)在極端非標(biāo)稱情況下的魯棒性,NASA還利用F/A-18戰(zhàn)斗機(jī)對該方法開展了飛行測試[110-111]。SLS中的自適應(yīng)增強(qiáng)算法擴(kuò)展了穩(wěn)定裕度,為固定增益控制器提供額外的魯棒性和適應(yīng)性[112]。

在主動彈性抑制方面,除傳統(tǒng)的陷波濾波器設(shè)計方法外,Mao等[113]將模糊邏輯和自適應(yīng)控制相結(jié)合設(shè)計了一種自適應(yīng)模糊滑模控制律,采用假設(shè)模態(tài)法和“加勒金”方法建立氣動彈性模型,并利用反步法設(shè)計雙閉環(huán)子系統(tǒng)控制器；其中每個子系統(tǒng)采用滑模控制器保證控制指令的跟蹤,同時利用模糊邏輯系統(tǒng)結(jié)合自適應(yīng)技術(shù)對非線性部分進(jìn)行逼近,提高了姿態(tài)跟蹤控制性能。

2) 滑行調(diào)姿段控制

通過RCS進(jìn)行調(diào)姿和穩(wěn)定控制,并實現(xiàn)推進(jìn)劑沉底以滿足發(fā)動機(jī)點火要求。姿控噴管的控制主要有非線性設(shè)計方法、相平面法、最優(yōu)控制方法以及自適應(yīng)控制方法。王勇等[114]提出了基于最優(yōu)控制的斷續(xù)姿控系統(tǒng)二次型開關(guān)控制方法,并推導(dǎo)得到了系統(tǒng)姿控精度模型,描述了最優(yōu)控制設(shè)計相對于非線性設(shè)計的性能優(yōu)勢。Xing和Parvez[115]提出了滑模魯棒控制,利用相對姿態(tài)運動學(xué)和動力學(xué)方程構(gòu)造控制律,通過將原問題轉(zhuǎn)化為調(diào)節(jié)問題實現(xiàn)了高精度跟蹤控制。

晃動是液體火箭需要重點關(guān)注的因素。大幅度調(diào)姿會導(dǎo)致推進(jìn)劑大幅度晃動,嚴(yán)重影響控制性能。Shtessel和Hall等[116-117]研究了彎曲模態(tài)和晃動模態(tài)對運載火箭動力學(xué)的影響,利用滑模觀測器重構(gòu)柔性體和晃動模態(tài),并設(shè)計了能夠補(bǔ)償彎曲和晃動影響的控制器。Pei等[118]提出了利用自適應(yīng)增廣控制器實時抑制火箭的晃動不穩(wěn)定性,并開展了四旋翼無人機(jī)加懸掛質(zhì)量結(jié)構(gòu)模擬運載火箭圓柱形貯箱內(nèi)液體推進(jìn)劑旋轉(zhuǎn)晃動的驗證。

3) 動力減速段控制

通過搖擺發(fā)動機(jī)實現(xiàn)飛行姿態(tài)穩(wěn)定控制。對于垂直著陸,當(dāng)著陸支腿展開時,由于展開過程箭體質(zhì)心、慣量變化大,導(dǎo)致箭體特性存在較大差異,也給姿態(tài)控制設(shè)計帶來了難度。

將模型不確定性和外部擾動視為整體擾動,采用干擾觀測器估計擾動,并在控制器中補(bǔ)償其影響。Hall和Shtessel[119]針對級聯(lián)不確定系統(tǒng)和可重復(fù)使用運載火箭系統(tǒng)設(shè)計了一種連續(xù)滑模控制方法,以提供滑動模態(tài)所需的最小增益,在外界干擾、不同任務(wù)軌跡和建模不確定時保持了良好的魯棒性。Tian等[106]基于多時間尺度平滑二階滑?？刂破骱透蓴_觀測器設(shè)計的姿態(tài)控制策略,在模型參數(shù)不確定性和未知外部干擾下,實現(xiàn)了姿態(tài)的快速跟蹤而不產(chǎn)生控制抖振。Wang等[120]利用滑模面采用指數(shù)函數(shù)特點,使滑動變量快速收斂；并用連續(xù)項代替符號函數(shù),消除傳統(tǒng)滑?？刂频亩墩駟栴}；利用非線性觀測器用來處理不確定性,以解決反步控制的固有“項爆炸”問題。文獻(xiàn)[121]提出了一種基于自適應(yīng)反步控制和快速終端滑模控制的有限時間姿態(tài)控制器,利用自適應(yīng)律來估計不確定項的界,保證了姿態(tài)角的穩(wěn)定跟蹤。文獻(xiàn)[122]將魯棒自適應(yīng)控制綜合到反步控制過程中,應(yīng)用于可重復(fù)使用運載火箭再入段姿態(tài)控制。Mao等[123]利用模糊邏輯系統(tǒng)結(jié)合自適應(yīng)技術(shù)對系統(tǒng)不確定項在線建模,設(shè)計了基于自適應(yīng)模糊控制方法的姿態(tài)跟蹤和補(bǔ)償控制器。

各種控制方法通過對主動抑制干擾,并融合辨識方法提高控制的穩(wěn)定性與自適應(yīng)能力。

4) 氣動減速段

本飛行段,火箭飛行姿態(tài)跟隨實時生成的制導(dǎo)指令,完成氣動減速及一定程度的橫側(cè)向機(jī)動,利用氣動舵和姿控噴管進(jìn)行復(fù)合控制。

針對異類執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制效率和動態(tài)特性的差異,及氣動舵面效率隨飛行速度和高度變化對復(fù)合控制的影響。文獻(xiàn)[124]將RCS和氣動舵合并簡化為一套執(zhí)行裝置,按照動壓和攻角的變化,進(jìn)行控制力矩在線分配。文獻(xiàn)[125]使用離散脈寬脈頻調(diào)制方法設(shè)計RCS控制器,通過動壓的變化改變氣動舵面的偏轉(zhuǎn),以完成混合控制邏輯設(shè)計。

5) 垂直著陸段

由于箭體速度低,氣動舵效率減小,主要依靠發(fā)動機(jī)搖擺進(jìn)行高精度姿態(tài)控制。由于對著陸速度、位置和姿態(tài)均有嚴(yán)格要求,在淺層風(fēng)和結(jié)構(gòu)干擾等影響下,使制導(dǎo)與姿態(tài)控制鉸鏈耦合嚴(yán)重,多約束下的安全著陸控制成為一大難點。各種以強(qiáng)適應(yīng)性為目標(biāo)的辨識與自抗擾控制方法是主要的研究方向。Huang等[126]設(shè)計了自抗擾姿態(tài)控制,獲得了較好的控制精度,并對穩(wěn)定性進(jìn)行了證明；SLS的自適應(yīng)增廣控制方法也可以借鑒使用[109-112]。

3.2 VTHL制導(dǎo)控制方法

3.2.1 制導(dǎo)技術(shù)

1) 上升段制導(dǎo)

針對典型的升力式面對稱構(gòu)型,氣動力對軌跡特性的影響比軸對稱構(gòu)型火箭高一個量級,風(fēng)干擾下飛行軌跡具有一定的減載效果。X-33采用的在大氣層內(nèi)開環(huán)制導(dǎo)方式[127-128],會導(dǎo)致返回初始狀態(tài)偏差散布過大,難以滿足運載器在預(yù)定機(jī)場安全著陸的需求。因此,典型的制導(dǎo)方法是跟蹤離線設(shè)計的標(biāo)稱軌跡,采用根據(jù)速度和高度偏差對彈道傾角進(jìn)行補(bǔ)償?shù)闹茖?dǎo)方案,或采用反饋線性化等方法跟蹤標(biāo)稱軌跡[129-131]。

孫春貞等[132]提出基于有限微分的上升段制導(dǎo)方法,達(dá)到了在線生成制導(dǎo)指令的目的,在故障狀態(tài)下具有一定的適應(yīng)能力。文獻(xiàn)[129]將上升段標(biāo)稱軌跡按飛行時間進(jìn)行階段劃分,然后采用微分方法來求解兩點邊界約束問題得到軌跡控制量。文獻(xiàn)[130]按時間劃分飛行軌跡并構(gòu)建哈密頓函數(shù),將飛行約束轉(zhuǎn)換為協(xié)狀態(tài)方程,采用最優(yōu)控制理論求解軌跡控制量。

2) 初期再入制導(dǎo)

再入制導(dǎo)的任務(wù)是引導(dǎo)飛行器再入過程安全,精確進(jìn)入末端窗口。標(biāo)稱軌跡法和預(yù)測校正法是常用的兩種方法。

標(biāo)稱軌跡法在航天飛機(jī)的再入制導(dǎo)中得到成功應(yīng)用[127,133-134],將總體約束直接轉(zhuǎn)化為阻力加速度剖面內(nèi)的上邊界和下邊界,從而形成再入飛行走廊；在走廊內(nèi)設(shè)計標(biāo)稱軌跡,并按航程要求設(shè)計縱向二維軌跡剖面,不考慮橫向航程。航天飛機(jī)以固定迎角剖面飛行,通過控制滾轉(zhuǎn)跟蹤標(biāo)稱軌跡,本質(zhì)上是PID制導(dǎo)律[135]。

在航天飛機(jī)之后,標(biāo)稱軌跡法由離線規(guī)劃向在線規(guī)劃發(fā)展,從二維擴(kuò)展到三維。典型方法包括準(zhǔn)平衡滑翔制導(dǎo)[135-138]和衍化的加速度再入制導(dǎo)(Evolved Acceleration Guidance Logic for Entry, EAGLE)[139-142]。準(zhǔn)平衡滑翔制導(dǎo)將過載、熱流、動壓等過程約束轉(zhuǎn)換為攻角/傾側(cè)角制導(dǎo)指令邊界,并根據(jù)能量或航程偏差在線生成可行域內(nèi)的縱向/橫向制導(dǎo)指令。EAGLE將縱向加速度制導(dǎo)擴(kuò)展到三維加速度制導(dǎo),可以提高再入航程的計算精度；利用滾轉(zhuǎn)角和迎角來控制軌跡,制導(dǎo)參數(shù)采用反饋線性化設(shè)計,具有較高的魯棒性和自適應(yīng)性。上述方法采用平衡滑翔、線性大氣模型等假設(shè)條件進(jìn)行在線求解制導(dǎo)指令。

Youssef和Lu等以X-33為背景提出了適應(yīng)性更強(qiáng)的預(yù)測校正制導(dǎo)方法[143-146]。該方法依據(jù)再入初始和目標(biāo)條件,通過數(shù)值積分在線預(yù)測整段彈道,然后通過搜索算法調(diào)整控制輸入,最終輸出制導(dǎo)指令。該方法對環(huán)境及初始位置不確定性具有較好的魯棒性,但受限于求解實時性和收斂性問題,僅在個別工程項目的再入飛行階段進(jìn)行了工程應(yīng)用。

為進(jìn)一步提升自主飛行的能力,在線搜索滿足全部約束的三維軌跡,能夠提升環(huán)境不確定性的適應(yīng)能力。其中基于粒子群(Particle Swarm Optimization, PSO)的軌跡規(guī)劃方法實現(xiàn)簡單,具備較好的全局搜索能力[147-148],且配合多核嵌入式處理器能夠提升求解效率；榮思遠(yuǎn)等[149]對不可行粒子再利用,并結(jié)合變異策略對種群多樣性進(jìn)行準(zhǔn)確控制,從算法上提升了求解效率。

3) 能量管理制導(dǎo)

該技術(shù)繼承了航天飛機(jī)的成果[134,150],忽略飛行器縱向航程和橫側(cè)向機(jī)動距離之間的耦合作用,跟蹤離線設(shè)計的二維軌跡,滿足飛行走廊約束(能量與待飛距離即剩余航程的關(guān)系)。目前已發(fā)展出在線生成飛行剖面的制導(dǎo)方法,避免大能量偏差下的軌跡跟蹤誤差問題。根據(jù)高度、動壓與待飛距離的關(guān)系分別定義高度基準(zhǔn)剖面和動壓基準(zhǔn)剖面,前者采用一次直線和三次曲線組成的固定形狀,后者采用兩段折線組成的剖面。橫側(cè)向制導(dǎo)指令則根據(jù)飛行過程的狀態(tài)實時采用固定大小的滾轉(zhuǎn)角指令調(diào)整指令方向,以適應(yīng)橫側(cè)向機(jī)動較小、初始能量較大的飛行剖面。隨著計算能力的提升,X-33、X-34跟蹤二維軌跡制導(dǎo)方法的計算效率得到了提高[127-133,151]。美國Draper實驗室提出了一種基于蛇形機(jī)動橫側(cè)向軌跡的三維軌跡跟蹤制導(dǎo)方法[142],考慮了縱向和橫側(cè)向的耦合作用,可以同時生成縱向和橫側(cè)向指令,適用于初始能量較小、橫側(cè)向機(jī)動較大的飛行器。

4) 進(jìn)場著陸段制導(dǎo)

在工程上多采取基于標(biāo)稱軌跡剖面的制導(dǎo)技術(shù)[152-153]和基于在線軌跡生成的自適應(yīng)制導(dǎo)技術(shù)[154-159]。航天飛機(jī)離線設(shè)計了4條軌跡作為不同質(zhì)量和能量狀態(tài)下的著陸標(biāo)稱軌跡[152]。為克服軌跡設(shè)計與制導(dǎo)控制強(qiáng)烈耦合的缺點,Barton和Tragesser[159]提出了高度剖面設(shè)計方法,使得軌跡可以擺脫制導(dǎo)控制而單獨設(shè)計與仿真,大幅增強(qiáng)了任務(wù)軌跡的魯棒性。

Schierman等[156]研究了無動力著陸在線軌跡生成技術(shù)和軌跡修正算法,并在X-40A的模擬飛機(jī)平臺上進(jìn)行了應(yīng)用[160]。其特點是在離線軌跡數(shù)據(jù)庫基礎(chǔ)上對離線軌跡進(jìn)行編碼,通過實時飛行狀態(tài)和臨界參數(shù)在線辨識出合理的軌跡。雖然解決了在線計算速度和解收斂問題,但其工程應(yīng)用性仍有待進(jìn)一步解決。

3.2.2 控制技術(shù)

在控制律設(shè)計上,仍以“PID控制律設(shè)計+增益調(diào)度”為主[107]。航天飛機(jī)早期的橫側(cè)向控制中采用“航向控滾轉(zhuǎn)”的橫側(cè)向控制方案[161],多次飛行之后針對過分依賴航向RCS這一缺點,提出了一種在3馬赫以上采用反副翼控制,3馬赫以下采用常規(guī)控制的的橫側(cè)向控制方案[162]。X-33飛行器的控制方案之一是非線性動態(tài)逆與神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)智能控制融合的方法[163-165],同時以X-33為對象還提出了滑?？刂芠166-169]、適應(yīng)反饋線性化控制[170-172]、軌跡線性化控制[173-174]。其中滑?？刂迫菀讓崿F(xiàn)有線時間內(nèi)收斂,但是控制抖振無法消除且可能激起系統(tǒng)未建模動態(tài)；軌跡線性化控制相當(dāng)于不需要插值的增益調(diào)度控制,但是缺乏帶寬設(shè)計的統(tǒng)一準(zhǔn)則、只能獲得沿標(biāo)稱狀態(tài)的指數(shù)穩(wěn)定；上述控制方法均有待實際飛行應(yīng)用驗證。

近年來,關(guān)于VTHL水平返回控制方法的研究十分活躍,基本可以分為以下幾類,其中多種方法的結(jié)合尤其受到關(guān)注：

1) 自整定PID方法：將經(jīng)典PID方法與優(yōu)化算法(例如遺傳算法、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò))或模糊數(shù)學(xué)結(jié)合,使PID控制器參數(shù)具備自整定能力以提高自適應(yīng)性[175]。該方法作為一種基本控制設(shè)計方法,結(jié)合運載器特性在各個飛行段均可應(yīng)用。

2) 滑?？刂疲夯？刂谱兘Y(jié)構(gòu)系統(tǒng)在空間飛行器控制方面已取得進(jìn)展[116,176-177],在再入非線性特性較大,或大角度機(jī)動時,使系統(tǒng)按期望的動態(tài)特性超平面滑動至穩(wěn)定原點,該方法在抗干擾和姿態(tài)跟蹤方面具有一定優(yōu)勢。

3) 自適應(yīng)控制：利用Lyapunov理論設(shè)計控制算法,通過信息采集、參數(shù)辨識、性能分析確定控制策略,控制參數(shù)隨時間可變[178]。該方法通常與其它方法組合使用,通過對干擾的在線辨識與補(bǔ)償控制,提高飛行的可靠性與適應(yīng)性。

4) 魯棒控制：使用固定的控制結(jié)構(gòu),考慮實際系統(tǒng)與數(shù)學(xué)模型之間的偏差,使得在偏差狀態(tài)下滿足穩(wěn)定性與其它性能指標(biāo)[179-181]。魯棒控制對穩(wěn)定能力具有較強(qiáng)要求,設(shè)計較苛刻,可應(yīng)用于氣動影響小的無動力飛行段,易于實現(xiàn)。

5) 動態(tài)逆法：實現(xiàn)非線性控制系統(tǒng)反饋線性化設(shè)計,對于大攻角再入、跨聲速等模型非線性較強(qiáng)的飛行階段有較好的控制效果[182]。

6) 自抗擾控制：不需要準(zhǔn)確識別干擾參數(shù),可減小內(nèi)、外部干擾以提高魯棒性[183]。

此外,以神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)學(xué)習(xí)和模糊控制技術(shù)為突破口,出現(xiàn)了魯棒自抗擾控制[184]、預(yù)設(shè)性能控制[185]、有限時間控制[186]為代表的改進(jìn)型控制方法,進(jìn)一步拓展了解決思路,但尚待應(yīng)用驗證。

3.3 HTHL制導(dǎo)與控制方法

HTHL模式下,吸氣式飛行器主要采用行業(yè)標(biāo)準(zhǔn)程序POST和OTIS離線優(yōu)化飛行軌跡,目前已應(yīng)用于多個組合動力飛行器的方案論證[187]。制導(dǎo)方法需重點解決飛行走廊過窄的問題,并在故障下能實現(xiàn)自主應(yīng)急返回。目前受姿態(tài)約束影響,主要采用跟蹤制導(dǎo)方法[188]。

基于在線軌跡規(guī)劃的計算制導(dǎo)方法同樣適用于組合動力上升段,但求解穩(wěn)定性較差,需設(shè)置合理的約束及初值,使用復(fù)雜。較多文獻(xiàn)中嘗試將一些結(jié)構(gòu)/飛行器方案相關(guān)的因素引入至優(yōu)化問題的控制量中,盡可能模擬組合動力飛行器實際飛行情況[189-193],從而增加了優(yōu)化過程的約束變量。常用軌跡優(yōu)化方法有：高斯偽譜法[189]、增廣拉格朗日遺傳算法[191]、模型預(yù)測靜態(tài)規(guī)劃[194]、結(jié)合機(jī)器學(xué)習(xí)的粒子群[193]等方法。

由于組合動力發(fā)動機(jī)的性能與飛行環(huán)境密切相關(guān),為保證其穩(wěn)定工作在一個最優(yōu)或穩(wěn)定狀態(tài),在吸氣式階段多采用跟蹤動壓剖面的方法設(shè)計制導(dǎo)律。該方法簡單,計算迅速,穩(wěn)定性好,雖然不是最優(yōu)解,但在一定程度上考慮了發(fā)動機(jī)和飛行性能的影響。組合動力飛行器在達(dá)到一定高度和速度后,可采用等動壓爬升方法[195]來確保發(fā)動機(jī)性能最優(yōu)。該方法根據(jù)動壓與飛行速度和大氣密度之間的關(guān)系,借鑒指數(shù)形式大氣密度公式,設(shè)計出高度-速度剖面,滿足按照某一動壓常數(shù)爬升的需求；當(dāng)飛行速度一定時,等動壓爬升高度更高。借鑒該思想,賈曉娟和閆曉東[196]針對渦輪基組合動力飛行器,利用熱流爬升的思路彌補(bǔ)了等動壓爬升方法忽略的熱流約束,并利用反饋線性化的方法設(shè)計了攻角制導(dǎo)指令。一些學(xué)者還提出了基于權(quán)系數(shù)自適應(yīng)理論、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)理論等的在線攻角剖面規(guī)劃制導(dǎo)方法[194,196],但組合動力飛行器的飛行包絡(luò)對飛行攻角、高度、速度3個量均有較苛刻的約束,在線計算往往難以快速求得甚至更多情況下難以找到可行解。

在控制方法上,PID控制器仍是工程應(yīng)用領(lǐng)域的首先方案,X-43和X-51兩款組合動力飛行器就采用了增益預(yù)置PID控制器[36]。其他研究集中在魯棒控制、滑模變結(jié)構(gòu)控制、自適應(yīng)控制、預(yù)測控制等。

針對組合動力飛行器面對稱構(gòu)型下強(qiáng)耦合特性,通過多通道舵面交聯(lián)控制以抑制通道之間的耦合影響,特殊工況下利用飛行器在特殊階段的耦合特性降低控制壓力[197-198]。蘭利研究中心針對耦合引起的LCDP(Lateral Control Departure Parameter)不穩(wěn)定問題,就是采用副翼反操縱的策略進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制[199]。

采用六自由度耦合模型以適應(yīng)動力學(xué)特性復(fù)雜、飛行約束苛刻且約束多變/快變的特性,也是組合動力重復(fù)使用運載器飛行控制的技術(shù)途徑之一,例如采用小增益控制[200]、反步控制[201]、動態(tài)面控制[202]、全狀態(tài)反饋等完成高階非線性模型的控制器設(shè)計[187]。

3.4 制導(dǎo)和控制方法小結(jié)

綜上,本節(jié)根據(jù)算法表達(dá)形式,比對分析了VT、VL、HT、HL 4個飛行段的不同方法。

表6總結(jié)了VT飛行段制導(dǎo)方法。基于解析方法的制導(dǎo)律具有形式簡單、計算快的優(yōu)點,最早使用離線規(guī)劃的開環(huán)制導(dǎo)指令,但該方法對于產(chǎn)品偏差、環(huán)境不確定性等干擾的適應(yīng)性很弱,在分離時存在較大的狀態(tài)偏差。為提升適應(yīng)性,發(fā)展出了能夠根據(jù)當(dāng)前飛行狀態(tài)的反饋生成制導(dǎo)指令的攝動制導(dǎo),使運載器的飛行軌跡盡可能接近標(biāo)稱軌跡,但其很難兼顧全部軌道參數(shù)的精度。真空飛行段,以IGM和PEG為代表的制導(dǎo)方法利用最優(yōu)控制原理推導(dǎo)近似燃料最優(yōu)的解析制導(dǎo)指令,不依賴標(biāo)稱軌跡,在實現(xiàn)高精度入軌的同時,對飛行過程中的干擾,甚至是某些故障具有較好的適應(yīng)性。計算制導(dǎo)由于能夠考慮更多復(fù)雜約束條件在線規(guī)劃飛行軌跡和制導(dǎo)指令,對故障的適應(yīng)能力強(qiáng)于解析閉環(huán)制導(dǎo)；在無法到達(dá)原目標(biāo)軌道時,能夠在線規(guī)劃最優(yōu)救援軌道,解決了IGM僅能飛向固定目標(biāo)軌道、PEG需要裝訂大量離線策略實現(xiàn)故障救援的問題,但是計算快速性和收斂性仍有待改善。

表6 VT制導(dǎo)方法

表7總結(jié)了VL飛行段制導(dǎo)方法。通過對著陸問題簡化,基于最優(yōu)控制理論推導(dǎo)出的多項式制導(dǎo)、ZEM/ZEV反饋制導(dǎo)、閉環(huán)制導(dǎo)相較于跟蹤制導(dǎo)不再以靠近標(biāo)準(zhǔn)彈道為目標(biāo),而是根據(jù)飛行狀態(tài)計算最優(yōu)制導(dǎo)指令,從而提升了著陸精度。數(shù)值方法的特點在于能夠考慮更多的過程約束,通過滾動時域的方式生成制導(dǎo)指令；模型準(zhǔn)確度越高,則算法的控制效果越好,因此通常需要與在線辨識算法配合使用。但數(shù)值方法在復(fù)雜約束條件下的收斂性不易證明,且通常對初值猜想要求較高,并且間接法還需要對協(xié)態(tài)變量進(jìn)行猜想,實現(xiàn)復(fù)雜?；谕箖?yōu)化的方法是一種在特定約束下保證收斂性的快速計算方法,對初始猜想不敏感；但復(fù)雜約束條件下的序列凸優(yōu)化方法收斂性仍較難證明。此外,在垂直著陸中,現(xiàn)有的方法均認(rèn)為發(fā)動機(jī)推力連續(xù)可調(diào),并且著陸前推重比可以接近于1,這也是目前成功實現(xiàn)著陸應(yīng)用的火箭均普遍采用多臺發(fā)動機(jī)并聯(lián)的原因。對于大推重比下的定點軟著陸,可為現(xiàn)役運載火箭的復(fù)用升級提供條件,已經(jīng)引起了學(xué)者的關(guān)注[203]?；趯W(xué)習(xí)的方法通過離線訓(xùn)練生成控制網(wǎng)絡(luò),便于在線迅速計算制導(dǎo)指令,但存在學(xué)習(xí)目標(biāo)設(shè)置困難、對于超出訓(xùn)練集的狀態(tài)適應(yīng)性不強(qiáng)等問題。

表7 VL制導(dǎo)方法

表8總結(jié)了HT飛行段制導(dǎo)方法。HT運載器需要在大氣層內(nèi)實現(xiàn)沖壓發(fā)動機(jī)的穩(wěn)定工作,為滿足其苛刻的工作條件,開環(huán)制導(dǎo)和只適合真空段的IGM、PEG等解析方法不再適用。以跟蹤制導(dǎo)為基礎(chǔ)的剖面法,形式簡單、計算迅速、穩(wěn)定性好,在離線設(shè)計中考慮了發(fā)動機(jī)和飛行性能的影響；但是在飛行狀態(tài)偏差較大的情況下,受姿態(tài)約束限制很難實現(xiàn)在約束管道內(nèi)對標(biāo)準(zhǔn)剖面的跟蹤,且其常用的單通道設(shè)計導(dǎo)致了在最優(yōu)性方面存在損失。基于數(shù)值的方法雖能夠重新規(guī)劃以獲得新的飛行剖面,但計算過程復(fù)雜,受到飛行走廊窄、氣動控制強(qiáng)耦合的影響,求解穩(wěn)定性較差,只能在合理初值條件下收斂。

表8 HT模式下制導(dǎo)方法對比

表9總結(jié)了HL飛行段制導(dǎo)方法。剖面法在初期再入、能量管理、進(jìn)場著陸段均可應(yīng)用,但是不利于大能量偏差下的制導(dǎo)。數(shù)值預(yù)測校正制導(dǎo)實現(xiàn)對飛行過程中的控制參數(shù)序列的修正,適應(yīng)性和魯棒性均優(yōu)于解析方法；但通常需進(jìn)行縱向、橫向控制的解耦設(shè)計,以降低求解問題和控制序列的復(fù)雜度,其中基于瞬時反轉(zhuǎn)邏輯的橫向制導(dǎo)律通常無法考慮姿控回路跟蹤延遲的影響,對于存在禁飛區(qū)或航路點等過程約束的問題較難求解?；跍?zhǔn)平衡滑翔條件的制導(dǎo)方法能夠與預(yù)測校正制導(dǎo)結(jié)合,提升對過程約束和飛行走廊的適應(yīng)能力?；贓AGLE的方法可求解三維加速度制導(dǎo)律,提高再入航程的計算精度。在線軌跡規(guī)劃能夠處理禁飛區(qū)、航路點等復(fù)雜過程約束,對于突發(fā)事件或飛行異常狀態(tài)具有較好的適應(yīng)性,但同樣存在實時性和收斂性的不足。

表9 HL返回段制導(dǎo)方法

表10總結(jié)了各種控制方法。

表10 VTVL、VTHL和HTHL的常用控制方法

1) 姿態(tài)控制主要研究方向是結(jié)合PID控制的辨識與自適應(yīng)控制方法,其中基于滑?？刂坪妥赃m應(yīng)控制的多種非線性控制方法的綜合成為了研究重點。

2) 對于存在嚴(yán)重的非線性、不確定性、干擾以及通道耦合的模型,滑?？刂谱銐蚝唵胃咝?對被控對象的模型誤差、參數(shù)攝動以及外部干擾具有很好的魯棒性。但在狀態(tài)軌跡到達(dá)滑模面后,難以嚴(yán)格沿著滑模面向著平衡點滑動,而是在滑模面兩側(cè)來回穿越,會引起“抖振”現(xiàn)象；為此多采用與觀測器相結(jié)合的控制策略。

3) 自適應(yīng)控制能夠很好地解決模型中的不確定性,并且對先驗知識所需較少,因此正在被越來越多地采用。

工程應(yīng)用需針對飛行器動態(tài)特性,選擇匹配的控制方法并盡量精簡設(shè)計。通過多種方法結(jié)合并發(fā)揮各自優(yōu)勢,是一種穩(wěn)妥可行的技術(shù)途徑。

此外,基于人工智能(AI)的控制方法也在不斷發(fā)展,但在重復(fù)使用運載器的應(yīng)用中還有待驗證,限于篇幅,本文對這方面的研究未過多地評述。

4 發(fā)展趨勢與展望

采用垂直起降(VTVL)的方式實現(xiàn)可重復(fù)使用,已被SpaceX公司的Falcon9火箭所驗證；同一枚火箭從回收到再次發(fā)射的周期最快已縮短至38天。但多臺發(fā)動機(jī)并聯(lián)的配置,并非在役運載火箭普遍采用的方案。如果發(fā)動機(jī)配置少或節(jié)流能力弱,整個動力著陸段推重比均大于1,不具備勻速下降能力,并使得可行域大幅收窄。這就要求制導(dǎo)控制算法應(yīng)確保交接班條件位于較窄的可行域內(nèi),遠(yuǎn)離可行域的邊界,并能夠快速消除因不確定性和干擾導(dǎo)致的影響,避免在推力處于飽和狀態(tài)下因應(yīng)對干擾而偏離可行域[231]。如果采用先進(jìn)的制導(dǎo)方法解決在大推重比下著陸的難題,就可以在不改變發(fā)動機(jī)配置和火箭構(gòu)型的情況下實現(xiàn)對現(xiàn)役火箭的回收,其意義將更為顯著。

在垂直著陸中另一個研究領(lǐng)域是制導(dǎo)控制與著陸機(jī)構(gòu)的一體化設(shè)計,將原有的終端約束,轉(zhuǎn)變?yōu)楸苊饣鸺齼A倒和箭體結(jié)構(gòu)及支腿在沖擊下破損等更為一般性的約束,從而放寬對速度和姿態(tài)的約束,增大垂直著陸的概率；并降低對結(jié)構(gòu)和機(jī)構(gòu)承載的要求以實現(xiàn)輕質(zhì)化設(shè)計。

在VTHL以及HTHL方面,還未出現(xiàn)可提供商業(yè)服務(wù)的產(chǎn)品。這類運載器為充分利用氣動升力作用多采用大翼展的升力體布局,由此帶來一系列制導(dǎo)與控制難題。無動力返回大機(jī)動過程中還需重點關(guān)注剩余推進(jìn)劑在貯箱內(nèi)大幅晃動的動力學(xué)響應(yīng)及其對制導(dǎo)控制的影響,并有可能對第3節(jié)中的相關(guān)模型進(jìn)一步完善。

組合動力重復(fù)使用運載器還面臨多種工作模式切換的挑戰(zhàn),尤其是動力系統(tǒng)模式切換和執(zhí)行機(jī)構(gòu)切換,需要滿足不同發(fā)動機(jī)特性、工作條件等的約束,相當(dāng)于進(jìn)一步增大了過程和邊界約束；同時這些約束將直接影響速度、位置等狀態(tài)量,增加優(yōu)化命題解析求解或數(shù)值計算的難度。

綜上所述,本節(jié)梳理了可重復(fù)使用運載器制導(dǎo)控制技術(shù)的發(fā)展脈絡(luò),并結(jié)合工程經(jīng)驗展望了發(fā)展趨勢,如圖3所示。

圖3 可重復(fù)使用運載器發(fā)展脈絡(luò)

重點研究方向包括：

1) 基于模型的制導(dǎo)與控制一體化設(shè)計

采用基于模型的方法,不僅有利于參數(shù)估計和狀態(tài)辨識,還能在一定程度上起到解析冗余的效果,從而增強(qiáng)容錯能力。此外,模型也是在線軌跡規(guī)劃和任務(wù)重構(gòu)的基礎(chǔ)。

隨著算力的提升,制導(dǎo)控制與軌跡規(guī)劃之間的界限逐漸融合。軌跡規(guī)劃從離線逐漸發(fā)展到在線規(guī)劃,但一般在飛行中僅規(guī)劃一次或有限次數(shù),隨后以規(guī)劃的軌跡為基礎(chǔ)進(jìn)行制導(dǎo)控制,不具備每個控制周期均進(jìn)行規(guī)劃的條件。但這種“在線規(guī)劃+軌跡跟蹤”的處理方式同樣面臨著應(yīng)對時變場景響應(yīng)不及時的缺點,因此實時在線規(guī)劃才是最具適應(yīng)性的優(yōu)化方法；但此種情況下在線規(guī)劃已等同于制導(dǎo)控制。這需要算力更強(qiáng)的嵌入式計算平臺和計算效率更高的算法,從而徹底解決因模型簡化帶來的最優(yōu)性能損失的矛盾。

2) 容錯制導(dǎo)技術(shù)

容錯控制(FTC)屬于研究得相當(dāng)充分的領(lǐng)域,而容錯制導(dǎo)(FTG)的研究尚處于起步階段。FTC主要聚焦于保持飛行穩(wěn)定,但僅僅保持飛行穩(wěn)定并不能滿足運載火箭的任務(wù)需求。在上升段時需要考慮克服引力滿足入軌的能量需求,在著陸段時需要考慮充分減速的需求,這些均是FTG的技術(shù)范疇[232]。

FTG通過實時決策更換目標(biāo)以盡可能減少任務(wù)損失,也需要以在線軌跡規(guī)劃技術(shù)為基礎(chǔ)。Song等[204-205]針對運載火箭上升段發(fā)動機(jī)推力下降故障,研究了一種基于狀態(tài)觸發(fā)目標(biāo)函數(shù)的數(shù)值聯(lián)立優(yōu)化方法,根據(jù)故障狀態(tài)自主規(guī)劃新的目標(biāo)軌道和飛行軌跡,從而提升有效載荷故障下留軌運行的可能性。對于可重復(fù)使用運載器,故障后提前返回也為FTG提供了新的可能性。

3) L2F技術(shù)

AI技術(shù)如何在重復(fù)使用運載器的飛行控制中發(fā)揮作用,還未取得重大突破,故本文未過多介紹與AI相關(guān)的方法。神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)需要大量的訓(xùn)練樣本,在真實的使用環(huán)境中提取樣本更為有效。但重復(fù)使用飛行器制導(dǎo)與控制面臨大量的模型不確定性和干擾隨機(jī)性,存在地面試驗樣本集代表性弱、飛行試驗子樣少、采取數(shù)學(xué)建模與仿真手段獲取的訓(xùn)練樣本可信度低等缺點。另一個需要著重指出的是,采用離線訓(xùn)練的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)參與飛行控制,體現(xiàn)出一種數(shù)據(jù)觸發(fā)的響應(yīng)式開環(huán)控制特點；盡管樣本中可能考慮了各種非標(biāo)稱條件,但失去了閉環(huán)反饋的特點,無論最優(yōu)性還是適應(yīng)性都難以保證。

正由于飛行中存在著設(shè)計人員未曾認(rèn)識到或仿真出的工況,因此在飛行中學(xué)習(xí)才可能是AI能夠真正發(fā)揮效果的場合。這項技術(shù)也被稱作L2F技術(shù)[233],目前尚處于起步研究階段。但AI技術(shù)也可以輔助基于模型的制導(dǎo)與控制,如對模型參數(shù)進(jìn)行辨識,或提供優(yōu)化計算的初值猜想。即AI技術(shù)只是替代或增強(qiáng)原有制導(dǎo)控制方法中的某一個環(huán)節(jié),而不能全盤替代原有的方法。

4)基于物理模型的健康監(jiān)測技術(shù)

運載器的多次復(fù)用和航班化運營,需要成熟可靠的健康監(jiān)測技術(shù),以提供類似于民用航班的地勤維護(hù)和日常檢修服務(wù)。準(zhǔn)確的故障診斷還可降低制導(dǎo)與控制的算法復(fù)雜度；并且,對健康狀態(tài)的準(zhǔn)確預(yù)示可以為在線決策提前提供信息。例如,造成火箭發(fā)動機(jī)推力下降的因素包括堵塞、泄漏、燒蝕或者效率下降等,不同的故障模式對任務(wù)重構(gòu)的處理影響巨大。

健康監(jiān)測離不開模型。通過偏微分方程、歐拉-拉格朗日方程組等建立“第一性原理”的物理模型,故障診斷的可信度更高。盡量避免采用基于參數(shù)的物理模型,這是因為如果沒有考慮到合適的參數(shù)以表征故障狀態(tài),就有可能導(dǎo)致該故障發(fā)生時無法判別。這樣的教訓(xùn)在長征火箭的飛行以及設(shè)計過程中均曾發(fā)生過,造成了嚴(yán)重的損失。模型自身可能是計算密集型的,需在保真度和計算效率之間進(jìn)行權(quán)衡。

5)高保真度的地面仿真技術(shù)

學(xué)術(shù)性研究的技術(shù)成熟度為TRL1～TRL3級,而經(jīng)過了原型驗證(TRL6)至飛行驗證(TRL9)的技術(shù),將會被采納參與正式航天任務(wù)。這其間的鴻溝需要在高保真的地面仿真環(huán)境中通過測試和改進(jìn)以提升技術(shù)成熟度,推動從學(xué)術(shù)研究走向應(yīng)用。

重復(fù)使用運載器面臨跨域飛行和多種動力形式、多種飛行剖面的深度融合,單一場景的仿真技術(shù)無法滿足要求,不同的仿真系統(tǒng)也很難做到無縫的銜接,有些條件也無法在地面環(huán)境下模擬,通過數(shù)學(xué)建模又面臨諸多不確定性因素,這使得針對重復(fù)使用運載器的地面仿真比以往任何飛行器要更為困難。

高保真度的地面仿真環(huán)境能促進(jìn)AI技術(shù)的應(yīng)用,因為可以在此環(huán)境中提取更可信的訓(xùn)練樣本。但這并不能改變本章節(jié)在3)中對AI技術(shù)用于重復(fù)使用飛行器的整體評價。