推动航天运输系统持续创新的控制技术与挑战

doi:10.7527/S1000-6893.2024.31446

电子电气工程与控制

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推动航天运输系统持续创新的控制技术与挑战

宋征宇()

中国运载火箭技术研究院，北京 100076

收稿日期:2024-10-28 修回日期:2024-11-19 接受日期:2024-12-25 出版日期:2025-01-08 发布日期:2025-01-07
通讯作者: 宋征宇 E-mail:zycalt12@sina.com
基金资助:
国家自然科学基金(52232014)

Promoting continuous innovation in space transportation systems: Control technologies and challenges

Zhengyu SONG()

China Academy of Launch Vehicle Technology，Beijing 100076，China

Received:2024-10-28 Revised:2024-11-19 Accepted:2024-12-25 Online:2025-01-08 Published:2025-01-07
Contact: Zhengyu SONG E-mail:zycalt12@sina.com
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(52232104)

摘要/Abstract

摘要：

航天运输系统已支撑中国完成了载人航天和探月工程等多项航天重大工程任务，在未来高密度发射和航班化需求愈发强烈的大背景下，对运载火箭的研制效率、适应能力、综合性能等方面提出了更高的要求。控制技术能够在这一发展进程中发挥重要作用，并且从理论方法层面持续创新控制技术，相较于其他技术途径是十分经济高效的解决方案。从3个方面归纳了航天运输系统控制技术面临的前沿难题，包括制导与轨迹规划一体化设计、全域不确定下的强适应控制、以及面向低温流体传输的主动流型控制等。针对前2项技术，讨论了其内涵、必要性、在长征火箭中的研究应用现状以及未来的发展方向；针对第3项技术，提出了基于多学科交叉解决方案下自主控制的技术路线。提出的这些挑战由于没有好的解决方案而曾一度被忽视，限制了火箭性能的进一步提升；通过技术的突破，将有望推动航天运输系统的发展跃上新台阶。

关键词: 航天运输系统, 制导与轨迹规划, 强适应性控制, 全域不确定性, 主动流型控制

Abstract:

Space transportation systems have supported China in completing numerous major space engineering projects， including manned spaceflight and lunar exploration missions. Facing the intense demands for future launches and the necessity of scheduled space transportation， there is a growing need for launch vehicles with higher development efficiency， greater adaptability， and improved comprehensive performance. Control technologies can play a significant role in this development process， and continuously innovating at the theoretical method level is a very cost-effective solution compared to other technical approaches. The paper highlights three key challenges in space transportation system control technology： the integrated design of guidance and trajectory planning， strong adaptive control in the face of global uncertainty， and active flow pattern control in cryogenic fluid transmission. For the first two technologies， their conceptual connotations， necessity， research and application status in the Long March launch vehicles， and future prospects are discussed. For the third technology， a technical roadmap for autonomous control based on multidisciplinary crossover solutions is proposed. These challenges have long been neglected due to the lack of good solutions， limiting the further improvement of launch vehicle performance. However， with these technological breakthroughs， we anticipate a significant advancement in space transportation systems.

Key words: space transportation system, guidance and trajectory planning, strong adaptive control, global uncertainty, active flow pattern control

中图分类号:

V448

宋征宇. 推动航天运输系统持续创新的控制技术与挑战[J]. 航空学报, 2025, 46(6): 531446.

Zhengyu SONG. Promoting continuous innovation in space transportation systems: Control technologies and challenges[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2025, 46(6): 531446.

图/表 15

图 1

图 2

表1

与多飞行段数值求解方法对比

方法

特点

多飞行段数值求解

①多飞行段终端时间自由非线性规划问题

②利用数值方法求解速度慢且不易收敛到最优解

③离散化后需要联立优化全部N个离散点上的状态量和控制量，以及3个飞行段的终端时间，共10N+3维

滑行段搜索

①单飞行段非线性等式方程组求解问题

②可行解采用牛顿法快速收敛到可行解

③迭代控制变量仅5维： $n T, φ 0, φ ˙, ψ 0, ψ ˙ T$

表1

图 3

图 4

图 5

图 6

表 2

表 3

图 7

图 8

表 4

图 9

图 10

图 11

参考文献 38

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

因素	问题
弹性控制	①仅用1~2阶模态不足以表征火箭的特性 ②模型参数取值只有大致范围，且随时间变化很大 ③若取消模态试验完全依靠数值仿真计算模态特性，误差将进一步放大 ④低频与刚体频率接近时，惯性测量信息将会受到“污染”，不足以反应刚体的运动特性和飞行状态
晃动控制	①推进剂晃动频率随着箭体直径的增大而降低 ②若晃幅增大，有可能导致发动机提前关机；并呈现非线性的晃动特性，这区别于弹簧振子模型，且该特性还未被很好地理解
减载控制	①过载与风攻角均会导致气动载荷增大 ②减载需求往往与制导指令跟踪精度甚至飞行稳定性相矛盾 ③缺乏适用于火箭飞行剖面的攻角传感器
气动控制	①风洞试验无法模拟火箭完整的飞行剖面 ②火箭快速穿越不同的高度，在每一高度没有足够的停留时间，且每次飞行剖面也不一样，难以在飞行过程中在线辨识参数

因素	问题
H_∞优化	考虑了最坏情况，但对绝大部分工况而言，设计可能偏于保守
模型参考自适应控制	随着质量的消耗，火箭模型特性变化很大；考虑刚体模型的居多，虽然近年来出现了一些考虑1~2阶低阶弹性模态的方法，但需要先验的模型参数，对更多模态的适应性还未得到验证
L1自适应输出反馈控制	面临模型参考自适应控制相同的问题，是否能有效处理减载需求还待研究
滑模控制	要求传感器的信息是准确的，这很难适应存在弹性模态的情况。采用滑模观测器是解决措施之一，但需要模态参数的先验信息，且对这些信息的准确度要求较高
非线性动态逆	需要系统的完整状态或者以某种方式近似描述该系统；若系统模型仅部分已知，则需要首先识别系统模型，在考虑弹性模态时难以保证传感器有足够的精度
反步控制	需系统模型的完整知识；刚体的状态变量及其微分信号将受到弹性模态的影响；若考虑“刚性-弹性”特征的完整模型，状态变量的微分可能会导致“复杂度暴增”

型号	频率偏差/%	振型偏差	振型斜率偏差/%	阻尼
CZ-8	15	0.15	25	0.002
现役型号	10	0.10	20	0.004

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