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

Abstract

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

CLC Number:

V448

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

Figures/Tables 15

Fig.1

Fig.2

Table 1

Comparison with multi flight phase numerical optimization

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： $n T, φ 0, φ ˙, ψ 0, ψ ˙ T$

Table 1

Fig.3

Fig.4

Fig.5

Fig.6

Table 2

Table 3

Fig.7

Fig.8

Table 4

Fig.9

Fig.10

Fig.11

References 38

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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

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

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