2021年第2期 导 弹 与 航 天 运 载 技 术 No.2 2021 总第379期 MISSILES AND SPACE VEHICLES Sum No.379
收稿日期：2021-01-29；修回日期：2021-02-22
文章编号：1004-7182(2021)02-0021-04 DOI ：10.7654/j.issn.1004-7182.20210205
新一代大型运载火箭大推力直接入轨高精度姿态控制方法整流罩
黄 聪，张 宇，王 辉，李学锋，王 硕
（北京航天自动控制研究所，北京，100854）
摘要：为解决一级半构型的千吨级大推力新一代大型运载火箭直接入轨时刻5m 直径机架变形结构干扰大、20吨级巨大载荷条件下刚晃与弹晃交联耦合严重、百吨级低温发动机氧涡轮泵停转后效干扰大、主发动机关机后姿态控制能力显著不足等难题，提出了一种分时段多维增益自适应调整技术，动态调整关机后效段姿控系统滚动通道增益，可以有效提升载荷分离时刻姿态控制精度，确保20吨级有效载荷分离安全。 关键词：新一代大型运载火箭；大推力入轨；姿态控制 中图分类号：V448.1 文献标识码：A
A High Precision Attitude Control Method for High Thrust Direct Orbit Entry of New Generation Large Launch Vehicle
Huang Cong, Zhang Yu, Wang Hui, Li Xue-feng, Wang Shuo
(Beijing Aerospace Automatic Control Institute, Beijing, 100854)
Abstract: In order to solve the problems that the large interference of the 5 meter diameter frame deformation structure, the
severe cross linking coupling of rigid-sloshing and elastic-sloshing under the 20 ton huge load, the large interference of the oxygen turbo pump of the hundred ton level low temperature after engine cutoff, the significant insufficient attitude control ability after the main engine shutdown. A time-segmented multi-dimensional gain adaptive technology is proposed, which can dynamically adjusts the roll channel gain of the attitude system after the core-level main engine shutdown, and this method can effectively improve the attitude control accuracy of the load separation moment, which ensures the safety of the 20 ton load separation.
Key words: new generation; large launch vehicle; high thrust orbit entry; attitude control
0 引 言
长征五号B 运载火箭（以下简称CZ-5B 火箭）是长征五号（以下简称CZ-5火箭）的一级半构型，由芯一级+助推器+整流罩组成，没有单独的调姿和末速修正过程，CZ-5B 火箭利用一级火箭直接将空间站的核心舱和实验舱等送入预定轨道，在一级发动机关机时，约 1400 kN 的推力在3~6 s 之内消失，相当于一辆高速行驶的火车突然“刹车”，还要稳稳停靠在指定位置，姿态控制难度极大[1,2]。
在火箭主发动机关机后，存在后效推力偏差大、关机时刻机架变形干扰大、涡轮泵停转干扰大等特点，巨大的液体推进剂晃动导致刚晃和弹晃交联耦合严重[3]，考虑到关机后发动机推力迅速下降，姿态控制能力急剧减弱，大幅增加了入轨时刻姿态控制难度。
本文分析了主流运载火箭入轨时刻发动机推力，结合主发动机直接入轨任务特点对不同火箭主要特征
参数进行比对，提出了后效飞行段多维增益自适应调整技术，并通过仿真结果与飞行结果验证了该技术方案的正确性。
1 大推力入轨任务特点
对国内外各型号运载火箭入轨时刻发动机推力当量进行比对分析[4]，结果如表1所示。
表1 运载火箭入轨时刻推力比对
Tab.1 Thrust Comparison of Launch Vehicles in Orbit at
Home and Aboard
种类
Falcon 9 V1.0Falcon 9 V1.1 Falcon 9 V1.2 CZ-7
CZ-5B
末级发动机类型灰背隼-1C 发动机灰背隼-1D 发动机 全推力版灰背隼-1D 发动机
YF115YF77 末级发动机台数 1 1 1 2 2 入轨推力/kN
421.4
622.3
926.1
176.4×2
676.2×2
导 弹 与 航 天 运 载 技 术 2021年
22
从表1比对结果可以看出，CZ-5B 火箭在芯一级入轨时刻推力达到接近140 t 。考虑到CZ-5B 火箭目标轨道为近地轨道（Low Earth Orbit ，LEO ），入轨时刻轨道高度较低，若载荷分离姿态控制精度不高可能导致分离失败，存在载荷再入坠毁导致发射任务失利的风险[5]。
对3型空间站发射任务运载火箭（CZ-2F 、CZ-7与CZ-5B ）大推力入轨时刻箭体特征进行比对，结果如表2所示。
表2 3型空间站发射任务运载火箭大推力入轨特征比对
Tab.2 The High Thrust Orbit Entry Feature Comparison of Three
Kinds of Launch Vehicles for Space Station Launch Missions
项目 CZ-2F CZ-7 CZ-5B 发动机后效
冲量/（kN·s ） 3 10 160 入轨时刻
过载/g 0.4
1.5
3.0
机架变形 干扰 3.35m 直径机架，结构刚度较强，机架变形干扰小
3.35m 直径机架，结构刚度较强，机架变形干扰小
5m 直径机架，结构刚度较软，机架变形干扰大
关机后效 时间/s
3
4
5.5
关机时刻控
制力矩系数
1/s 2
0.4（俯仰偏航通道） 2.0（滚动通道） 3.0（俯仰偏航通道） 10.0（滚动通道） 5.5（俯仰偏航通道）
12.0（滚动通道）
从表2中的比对结果可以看出：
a ）CZ-5B 火箭后效冲量及入轨时刻过载更大，对火箭入轨精度影响更加明显；
b ）CZ-5B 火箭载荷分离前发动机推力更大，关机后效段干扰更大变化更快，机架变形结构干扰更大，后效段姿态控制的难度显著提升；
c ）CZ-5B 火箭关机后效时间更长，相同条件下载荷分离姿态角偏差更大；
d ）CZ-5B 火箭三通道控制力矩系数更大，相同条件下载荷分离姿态控制精度更低。
综合以上3型运载火箭特征参数比对结果可看出，在入轨分离时刻，CZ-5B 火箭姿态控制难度更大，需要针对CZ-5B 火箭入轨时刻箭体特征开展高精度姿态控制技术研究，以提升载荷分离时刻姿态精度。
2 多维增益调整技术
2.1 CZ-5B 火箭芯一级控制方案
CZ-5B 火箭芯一级采用“姿态角偏差+角速度控制”[6]，以实现火箭刚体、液体晃动和弹性振动稳定，控制原理如图1所示。
图1 CZ-5B 火箭芯一级姿态控制系统原理框图
Fig.1 The Block Diagram of Attitude Control System for
CZ-5B Core 1
其俯仰、偏航和滚动三通道控制方程为
011101110111()()[()]()()[()]()()[()]
z y x a t D s b t a t D s b t a t D s b t ϕ
ϕϕϕψψψ
ψγγγγδϕωδψωδγω⎧∆=⋅⋅∆+⋅⎪⎪∆=⋅⋅∆+⋅⎨⎪∆=⋅⋅∆+⋅⎪⎩ 式中 000(),(),()a t a t a t ϕψγ分别为俯仰、偏航和滚动通道静
态增益，通过调整静态增益实现箭体姿态角偏差品质
的改善；111(),(),()b t b t b t ϕψγ分别为俯仰、偏航和滚动通道动态增益，通过调整动态增益实现箭体姿态角速度品质的提升[7]；(),(),()D s D s D s ϕψγ分别为俯仰、偏航和滚动通道校正网络；111,,ϕψγ∆∆∆分别为箭体系俯仰、偏航和滚动姿态角偏差；111,,z y x ωωω分别为箭体系俯仰、偏航和滚动姿态角速度。
在CZ-5B 火箭关机后效控制段，由于滚动通道机架变形、结构、涡轮泵停转等干扰影响，同时考虑到主发动机关机后火箭控制能力急剧减弱，需自适应调整滚动通道控制参数，实现载荷分离精度提升。 2.2 控制增益自适应调整方法
控制增益自适应调整的本质是通过自适应调节控制器参数，从而消除内外干扰和不确定性，以达到预定的控制性能目标[3]。在CZ-5B 火箭主发动机关机后，较大的分离干扰会导致箭体产生明显的姿态角速度，存在分离姿态偏差较大的风险。利用多维增益调整技术，对关机后效段滚动通道静态增益和动态增益进行自适应调整，减小系统静态增益系数，增大系统动态增益系数，让发动机后效控制能力最大限度修正箭体姿态角速度，使载荷分离精度满足要求[8]。
以芯一级关机时刻g_b t 为切换时间点，在关机前后 滚动通道增益设计采用两种方式能够显著提升载荷分离时刻姿态控制精度：在芯一级关机前采用相对时间插值计算方式，在芯一级关机后滚动通道采用增益自适应调整方式。图2和图3分别给出了关机后效段滚动通道静态增益变化过程和动态增益变化过程。
黄 聪等 新一代大型运载火箭大推力直接入轨高精度姿态控制方法
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第2期
+Δ12
g a a 0()
g a t
图2 关机后效段滚动通道静态增益变化过程
Fig.2 The Static Gain Change Process of Rolling Channel During
Thrust Decay Phase
g_b t —增益调整开始时间；g_end t —增益调整结束时间，g_end g_b 1t t t =+，1t 为非线性调节时间；1t ∆—增益调整时间参数；()
0g a t —关机后效段滚动通道
静态增益系数
图3 关机后效段滚动通道动态增益变化过程
Fig.3 The Dynamic Gain Change Process of Rolling Channel
During Thrust Decay Phase
()1g a t —关机后效段滚动通道动态增益系数
芯一级关机后滚动通道控制增益自适应调整主要由以下4步实现：
a ）确定滚动通道增益系数动态调整起始时间g_
b t 。主发动机关机时刻，滚动通道增益开始执行动态调整，可以通过制导系统发出的关机时间确定时间参数g_b t 。
b ）确定非线性调节时间1t 。发动机推力从关机时刻下降到额定推力70%的时间，即发动机推力下降到额定推力的70%时的对应时刻为g_end t ，因此非线性调节时间参数满足1g_end g_b =t t t -。
c ）确定时间参数1t ∆。
有限制条件()1g_end g_b /2t t t ∆≤-，按设计经验一般令()1g_end g_b /3t t t ∆≤-。
d ）主发动机关机后滚动通道增益计算。
()()()()()0g_b 2g_b 00g_b g_b 1
1g_end g_b 1g_b 1000g_b
g_end g_b 1 1 < 220.51 2g g g g g g a t t t t a a t t t t t t t t t t t a t a a t t t t ≤--⋅≤+∆⋅∆⋅--∆--∆=-⋅+--∆()()1g_end 12
g_end 00g_end 1g_end 1g_end g_b 10g_end < 11
< 2
221 2
g g g t t t t t t a a t t t t t t t t a t t
⎧
⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎪
∆≤-∆⎨⎪⎪-⎪+⋅
-∆≤⎪⋅∆⋅--∆⎪⎪
⎪>⎪⎩()()()()()1g_b 2
g_b 11g_b g_b 11g_end g_b 1_1111g_b
g_end g_b 1 3
< 220.53 2g g g g b g g g a t t t t a a t t t t t t t t t t t a t a a t t t t ≤-+⋅
≤+∆⋅∆⋅--∆--∆=+⋅+--∆()()1g_end 12g_end 11g_end 1g_end
1g_end g_b 11g_end < 5
3 < 2225
2
g g g t t t t t t a a t t t t t t t t a t t ⎧
⎪⎪⎪⎪⎪⎪⎪
∆≤-∆⎨⎪
⎪
-⎪-⋅-∆≤⎪⋅∆⋅--∆⎪
⎪>⎪⎩ 3 稳定性分析
选择CZ-5B 芯一级关机后0.5 s 和1.0 s 两个秒点
作为特征秒点，对箭体滚动通道开展稳定性分析，综合校正网络后的箭体
Nichols 曲线如图4和图5所示。
图4 芯一级关机后0.5s
滚动通道Nichols 对数幅相图
Fig.4 The Nichols Logarithmic Phase Diagram of Rolling
Channel 0.5s Seconds after the Core 1 Shutdown
图5 芯一级关机后1.0 s 滚动通道Nichols 对数幅相图
Fig.5 The Nichols Logarithmic Phase Diagram of Rolling
Channel 1.0s Seconds after the Core 1 Shutdown
从图4与图5分析结果可以看出，在关机后效段
0~1 s 滚动通道低频幅值裕度大于-13 dB ，刚体相位裕度大于30°，晃动采用相位稳定方式，稳定裕度大于50°，弹性均采用幅值稳定，综上可以看出，关机后效段滚动通道频域稳定。
4 仿真结果
在相同初始条件下，分别在芯一级关机后效段滚动通道增益保持与滚动通道增益调整2种控制方式下开展仿真，结果如表3所示。
导弹与航天运载技术2021年24
表3 两种控制方式下载荷分离时刻滚动通道姿态统计
Tab.3 The Rolling Channel Attitude Statistics by Two Control
注：
GZ —滚动通道姿态角偏差；
1SRT
x
—滚动通道姿态角速度
从表3统计结果可以看出，在后效段采用滚动增益保持控制方式时，滚动通道姿态角偏差与姿态角速度明显偏大，不能有效满足分离姿态精度要求。
芯一级主发动机后效控制段采用多维增益自适应调整控制方式，系统仿真状态考虑额定、上限、下限3种状态，结构干扰考虑正向和负向2种施加方式，在6种组合下开展仿真遍历，仿真结果如表4所示。
表4 载荷分离时刻滚动通道姿态统计
Tab.4 The Rolling Channel Attitude Statistics of the Load Separation Moment
变量额度正向结构干扰上限正向结构干扰下限正向结构干扰
GZ /
γ∆(°) 3.2 2.0 2.5
ωx1SRT/((°)·s-1) 0.5 0.2 0.2 变量额度负向结构干扰上限负向结构干扰下限负向结构干扰
GZ /
γ∆(°) 1.6 0.8 1.6
ωx1SRT/((°)·s-1) 0.6 0.4 0.3
从表4统计结果可以看出，载荷分离时刻滚动通道姿态角偏差小于3.2°，姿态角速度小于0.6 (°)/s，与指标相比均有40%以上控制余量，仿真结果表明采用多维增益自适应调整技术后，载荷分离时刻滚动通道姿态控制效果提升明显，分离精度满足指标要求。
5 飞行结果
根据CZ-5B火箭遥一飞行遥测结果，船箭分离时刻滚动姿态角偏差和角速度如表5所示。
表5 CZ-5B火箭遥一载荷分离时刻滚动通道姿态统计
Tab.5 The Rolling Channel Attitude Statistics of CZ-5B Y1 Load separation moment
项目飞行结果指标满足情况
GZ /
γ∆(°) -0.2 满足指标，指标余量95%以上ωx1SRT/((°)·s-1) -0.3 满足指标，指标余量70%以上
从表5可见，CZ-5B火箭遥一实际飞行载荷分离时刻滚动通道姿态精度极高，姿态角偏差和姿态角速度满足指标要求且余量较大，表明在芯一级关机后效段采用多维增益自适应调整技术后，有效提升了载荷分离时刻姿态精度。实际飞行结果表明CZ-5B火箭遥一滚动通道在芯一级后效段增益调整功能实现正确，结果正确。
6 结束语
对于大推力直接入轨运载火箭，在主发动机关机后效控制段，利用多维增益自适应调整控制技术可以有效提升载荷分离时刻姿态控制精度，解决了百吨级大推力直接入轨高精度姿态控制难题，保证了载荷分离安全。
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作者简介
黄聪（1992-），男，工程师，主要研究方向为运载火箭姿态控制系统设计。张宇（1982-），女，高级工程师，主要研究方向为运载火箭姿态控制系统设计。
王辉（1978-），男，博士，研究员，主要研究方向为运载火箭姿态控制系统设计。
李学锋（1963-），男，博士，研究员，主要研究方向为运载火箭电气综合系统设计。
王硕（1994-），男，助理工程师，主要研究方向为运载火箭姿态控制系统设计。
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