长征二号丙火箭分离体落区控制技术研究与实践

2023-09-27邢建伟崔照云滕海山

导弹与航天运载技术 2023年3期

邢建伟，牟宇，崔照云，李君，滕海山

（1.北京宇航系统工程研究所，北京，100076；2.北京空间机电研究所，北京，100094）

0 引言

中国3个主要的火箭发射场（酒泉、太原及西昌卫星发射中心）均在内陆地区，在长征系列运载火箭发射密度逐年提高的形势下，火箭分离体（一子级、助推器、整流罩等）落区勘查、疏散的保障压力显著增大。随着社会经济的快速发展，落区已经从无人区、少人区逐渐发展为人口密集区，当前较大的落区范围与当地生产生活之间的矛盾日益突出。同时，落区选址很大程度上限制了火箭飞行方案的设计，成为影响工程可行性及运载能力的关键因素之一。在重复使用技术成熟应用之前，如何对现役运载火箭进行改造使之落区范围大幅缩小，是中国航天迫切需要解决的现实问题，具有重大的工程和社会意义。

运载火箭分离体落区控制或回收主要有两种方式。一种是采用降落伞减速，例如美国的航天飞机助推器（Solid Rocket Booster，SRB）群伞海上回收，以及SpaceX 公司猎鹰9 火箭整流罩翼伞海上回收等；另一种是采用火箭发动机反推减速，例如猎鹰9火箭一子级和新谢泼德火箭回收复用，配置栅格舵或RCS系统辅助控制。国内外学者在降落伞系统动力学与控制技术［1-3］、栅格舵流场特性与动力学仿真［4-6］、重复使用发动机［7-8］等方面开展了研究，其中美国起步最早并应用于正式飞行试验中，中国相关方面研究也在持续跟进，但在正式发射任务中应用较少。

长征二号丙（代号CZ-2C）火箭一直致力于中国航天创新技术研究与验证，积极推动火箭分离体落区控制技术工程实践。针对一子级落区，通过在级间段配置栅格舵及其控制设备，于2019 年7 月26 日搭载CZ-2C火箭发射遥感三十号05组卫星任务成功，实现中国首次基于栅格舵的一子级精确落区控制飞行验证，落区范围缩小95%以上。针对整流罩落区，通过在整流罩内壁配置降落伞及其电气系统，于2021年7月19 日搭载CZ-2C 火箭发射遥感三十号10 组卫星任务成功，实现中国首次整流罩带伞平稳降落。两次任务的成功充分验证了设计方案的正确性和可行性，为释放落区保障压力、提升落区安全性和任务适应性提供了解决方案，为后续重复使用火箭研制积累了技术经验［9-10］。

本文对CZ-2C火箭基于栅格舵的一子级落区控制技术和基于降落伞的整流罩落区控制技术进行了系统介绍，包括研制历程、总体方案、关键技术等情况，并对落区控制技术未来发展进行了展望。

1 一子级落区控制技术

1.1 研制历程

2018年4月，中国启动基于栅格舵的运载火箭一子级落区精确控制技术研究，由CZ-2C火箭团队完全自主研发，历时18 个月完成方案设计、地面试验和产品齐套，实现了中国运载火箭子级可控再入技术的首次飞行应用。

1.2 总体方案

为缩小火箭一子级落区范围、降低落区散布导致的安全性风险，采用栅格舵进行一子级落区精确控制。在一、二子级级间段配置栅格舵及其电气设备，如图1 所示。图1 中，栅格舵采用一体式铸造工艺［11］，电气设备采用集成化设计技术，采用光纤惯组及GNSS/BD2进行飞行姿态和轨道测量，基于人工智能机器学习开展气动特性预示［12］。

图1 一子级栅格舵落区控制方案Fig.1 The design proposal of first stage landing area control with grid fins

火箭一二级分离后，设定时间打开栅格舵，箭体自由翻滚一段时间后，开始再入大气层。再入到一定高度后（满足动压条件），摆动栅格舵进行姿态控制，箭体姿态迅速稳定。着陆前，利用稠密大气进行导引程序修正飞行轨道偏差，实现精确落区控制。一子级栅格舵落区控制飞行示意和栅格舵收拢与打开状态如图2、图3 所示，2019 年7 月26 日在西昌卫星发射中心，CZ-2C Y37火箭发射验证基于栅格舵的子级落区控制技术，最终实际落点偏差目标点仅2.1 km，将一子级落区减少95%以上，大幅提升了一子级落区安全性、大幅减轻了落区疏散保障压力。

图2 一子级栅格舵落区控制飞行示意Fig.2 The flight path of first stage landing area control with grid fins

图3 栅格舵收拢与打开状态Fig.3 The grid fins folded and unfolded

1.3 关键技术

1.3.1 宽马赫数复杂包线的气动设计与精确预示

在方案论证阶段，与控制系统迭代优化栅格舵外形设计、安装位置及栅格舵根部结构过程中，开展了3 000 多个工况的气动特性分析。外形演化如图4 所示。方案攻克了适应宽马赫数飞行范围的栅格舵气动舵面设计技术，掌握了栅格舵同一子级的配平点、稳定性、操纵性和铰链力矩特性；采用低马赫数零攻角静稳定、超声速静不稳定设计，解决了全马赫数包线内气动特性变化大的困难；发展了满足高超再入环境特征的栅格舵设计方法。

图4 栅格舵外形设计演化Fig.4 The design evolution of grid fins configuration

开展网格方法有效性研究和缩比方法研究，证明采用笛卡尔网格对于栅格舵的模拟效果最好，兼顾了便捷性和可靠性。

一子级再入飞行工况复杂、舵面偏转工况多，被动起控状态更是大幅增加了初始姿态工况，若各工况逐一开展气动数值仿真与风洞吹风试验验证，周期进度及研制成本都将超出项目承受能力；另外，高马赫数等部分工况地面缺乏试验验证条件。为此，探索了适用于风洞试验/计算结果数据融合的机器学习方法，在学习已有的风洞试验数据基础上，对未试验的需求工况进行了预测（如图5 所示），提供了覆盖所有飞行工况的气动特性数据。对起控点有重要影响的高马赫数气动特性便是通过机器学习预测获得，飞行结果证明预测准确、有效。

图5 机器学习预测俯仰力矩系数Fig.5 The pitch moment coefficient prediction by machine learning

一子级再入过程底部发动机喷口迎风，与通常流线的规范气动外形完全不同，因此将影响一子级再入过程中全箭气动特性。通过试验和数值分析结合，发现跨声速区纵向涡分离导致的稳定的异常侧向力如图6所示，还识别出跨声速航向极性变化、跨声速舵面操纵效率急剧下降等独特气动特性，这些新的气动特性引导了控制系优化。

图6 一子级再入气动特性仿真Fig.6 The aerodynamic simulation for first stage re-enter

1.3.2 高动态强气动耦合条件下的子级再入控制技术

一二级分离后，在初始分离干扰和气动力作用下，一子级处于姿态翻转状态。前期搭载测量数据表明，进入稠密大气层后一子级最大翻转角速度到达了200（°）/s 以上。姿态高速旋转条件下，惯性器件的测量误差会被放大，将严重影响纯惯导导航解算的精度；GNSS 无法稳定跟踪卫星，定位情况较差，不能提供稳定的导航定位信息。

CZ-2C火箭团队创新性地采用基于等效旋转矢量法的高动态姿态解算技术，保证了高速姿态翻转下的导航解算精度，且不增加计算机实时计算量，解决了下落过程中传统姿态解算方法引入不可交换误差的问题。将一子级再入飞行段分为高空低动压飞行段和大动压再入段。高空低压飞行段不进行姿态控制，以避免控制力不足、箭体持续翻转状态下的姿态极性错误故障；进入稠密大气层（动压满足设计条件后）开始姿态控制，按不同飞行状态设置不同跟踪控制模式，实现了箭体气动特性不稳定、弱控制力状态下的姿态稳定控制，如图7所示。

图7 不同状态的飞行控制原理Fig.7 The illustrative of flight control for different case

围绕一子级落区控制多约束条件的制导控制目标工况，调研了包括猎鹰火箭、航天飞机、重复使用火箭子级再入等在内的子级落区控制技术进展，全面梳理了影响要素及本任务的匹配度，最终选定带落角、落速等多约束的弹道成形制导技术，通过最优控制理论对再入段多约束性能指标函数进行求解，得到多约束条件同时满足的末端成形制导律，如图8所示。

图8 一子级再入制导系统工作示意Fig.8 The diagrammatic sketch of first stage re-enter guidance

2 整流罩落区控制技术

2.1 研制历程

CZ-2C火箭团队于2018年6月启动基于降落伞的整流罩落区控制技术研究，完全自主研发，经历多次方案迭代与飞行搭载验证，历时3年实现中国首次火箭整流罩带伞平稳降落。2021年底至今，完成电气系统改进，与伞系统开展电气匹配和跑车试验，具备全系统开展装备化验证条件。

2.2 总体方案

运载火箭整流罩面积大、质量轻，通过控制与测量装置监测整流罩再入飞行状态，选择时机向降落伞子系统发出减速伞弹射启动指令，按照时序完成减速伞弹出、减速伞脱离并拉出翼伞、翼伞解除收口、归航控制、着陆等一系列动作，实现整流罩落区控制，如图9所示。

图9 整流罩落区控制示意Fig.9 The diagrammatic sketch of fairing landing area control

研究团队联合攻关，采用大滑翔比翼伞进行归航控制，整流罩与翼伞组合体机动能力20 km以上，落区面积可缩小90%以上。

2021 年7 月19 日，在西昌卫星发射中心，搭载CZ-2C Y49火箭验证基于降落伞的整流罩落区控制技术，减速伞在15 km以上高空开伞，稳定整流罩姿态并安全着陆，各系统工作正常，整流罩结构完整，如图10所示。

图10 整流罩带伞平稳降落Fig.10 The fairing smooth landing with parachute

2.3 关键技术

2.3.1 面向结构高动态大变形的整流罩再入剖面设计CZ-2C 火箭3.35 m 直径整流罩为“玻璃钢蒙皮+金属桁条”结构，如图11所示。再入过程中受气动力作用会产生剧烈震荡，有解体风险，需要对其进行结构加强改造。

图11 CZ-2C火箭整流罩示意Fig.11 The diagrammatic sketch of LM-2C fairing

再入过程中的主要动作包括减速伞开伞、翼伞开伞以及翼伞-整流罩组合体归航机动，其中减速伞开伞时机需要合理设计：开伞高度过高，气动加热会烧蚀伞面、伞绳，造成减速伞失效；开伞高度过低，稠密大气的气动载荷加大，整流罩存在结构破坏风险。

除减速伞开伞高度外，开伞姿态也需满足设计条件。为适应整流罩再入过程的姿态高动态、结构大变形特征，研究团队提出一种基于惯组直接测量的开伞条件设计方法：当惯组测得的加速度和角速度综合值大于设定门限并持续一段时间时，整流罩姿态具备开伞条件，见图12。

式中az为整流罩Z向过载，ωx，ωy为X、Y向角速度，R为整流罩半径，a～为设定门限。

综合考虑结构承载、减速伞开伞高度、减速伞开伞姿态等因素设计整流罩再入飞行剖面，其中再入高度与动压关系曲线如图13所示。

图13 整流罩再入高度与动压关系曲线Fig.13 The altitude-dynamic pressure curve of LM-2C fairing reenter

2.3.2 翼伞-整流罩组合体归航控制技术

CZ-2C火箭整流罩落区控制技术采用减速伞和翼伞两级降落伞方案，减速伞在15 km 以上高度开伞，减速伞不具备机动能力，受高空风影响会造成落点偏移。按照国家大气标准中相应月份的高空风数据，通过打靶仿真计算，减速伞在20 km高空开伞时，减速伞-整流罩组合体纵向（东西方向）位置偏差，即相对于无伞状态的理论落点不大于6.3 km、横向（南北方向）位置偏差不大于2.7 km，直线位置偏差不大于6.9 km，如图14 所示。CZ-2C Y49 火箭飞行试验表明，减速伞-整流罩组合体实际落点位置距无伞状态理论落点直线距离5.8 km，验证了仿真计算的准确性和有效性。

图14 减速伞-整流罩组合体落点位置偏差打靶结果Fig.14 The result of the deviation of the landing position of deceleration parachute-fairing combination

减速伞高空开伞后，电气系统实时测量整流罩的位置、速度和姿态信息，择机发出脱减速伞指令并拉出翼伞。翼伞伞型为CLARK-Y 改进型，通过伺服电机控制翼伞操纵绳拉伸长度牵动翼伞后缘，产生转弯的气动力矩实现滑翔机动。考虑减速伞-整流罩组合体位置偏差后，翼伞-整流罩组合体归航控制采用分段控制方法，即分为径向归航段、盘旋削高段、接近着陆段3个阶段，其归航控制程序流程如图15所示。

图15 整流罩归航控制程序流程Fig.15 The parafoil control procedure of LM-2C fairing re-enter

此外，归航控制程序还设置了安全避障策略。在整流罩落区内设置避障点（保护点）和避障半径，当翼伞-整流罩组合体下降至一定高度时，开启安全避障策略控制：若翼伞-整流罩组合体在避障区域上方，程序将驱动翼伞先飞出避障区域，之后再向目标点归航飞行；否则，翼伞-整流罩组合体将朝目标点径向飞行。通过该策略，使得整流罩落区控制技术在缩小落区范围的同时，具备了智能保护地面重点目标的能力，且可拓展应用于其他场景。

3 落区控制技术发展展望

运载火箭分离体落区控制技术的研究与应用，可以从根本上解决航落区安全问题，消除航天发射任务隐患，展示发展绿色航天的大国责任与形象；残骸安全可控回收技术是运载火箭重复使用的前提，有助于实现航天运输系统跨越发展。

落区控制技术是通过对现役运载火箭实施技术改进实现的，以不影响主任务为基本出发点，遵照可靠性、安全性、测试性、维修性、保障性、环境适应性等要求开展设计，系统独立、质量受控，具备标准化、通用化的机械和电气接口，可扩展至其他火箭型号。后续研究团队将在推进剂安全处理、回收产品检测、落区控制设备成本控制等方面进一步开展研究。