新一代大型運載火箭長征五號控制技術

李學鋒，尚 騰，蘇 磊，王 聰

（北京航天自動控制研究所，北京，100854）

0 引 言

長征五號（以下簡稱CZ-5）大型運載火箭主要承擔探月三期、空間站、火星探測等國家重大工程發射任務，是中國由航天大國邁向航天強國的重要支撐和顯著標志之一[1,2]。

長征五號控制系統[3,4]的主要任務是將最大25 t有效載荷送入近地軌道，將最大14 t有效載荷送入地球同步轉移軌道，實現高精度入軌。目前長征系列運載火箭已形成大氣層內采用攝動制導和真空中采用迭代制導的制導策略，能夠控制火箭質心運動實現載荷的高精度入軌[5]。美國在航天飛機時代研究了動力顯示制導（Powered Explicit Guidance, PEG）[6]，并一直沿用至德爾它IV、宇宙神V等現役運載火箭。對于姿態控制技術，目前各國均采用基于頻域分析的比例-積分-微分（Proportional-Integral-Differential, PID）控制方法，綜合考慮運載火箭飛行過程中可能存在的偏差情況，設計校正網絡使得箭體在剛體、晃動和彈性振動特性下均能實現穩定控制[7]。目前長征系列運載火箭飛行控制技術的發展方向是進一步提升運載火箭對故障的適應能力，增強對不同任務剖面和飛行過程環境不確定性的適應能力，發展自主性更強的運載火箭智慧控制技術[8～11]。

中國新一代大型運載火箭控制系統的研制，構建了基于數據總線的單機三冗余和總線雙通道冗余的總體方案，使中國運載火箭跨入數字化時代；提出了基于覆蓋地火、地月空間等全域軌道強適應制導控制技術，有效覆蓋了從近地軌道到地火轉移軌道的多類型任務剖面；解決了大推力異類發動機和異類伺服機構的聯合穩定控制，有效抑制了大型薄壁箭體結構飛行過程中多頻段干擾抑制難題，研究了適應大風區飛行的主動減載控制技術，提升了火箭對外部環境擾動的適應性；初步解決了推力下降故障下的任務重構技術，逐步向智慧火箭發展。2019年12月27日，CZ-5 Y3火箭將東五平臺首顆星實踐二十號送入目標軌道，入軌精度半長軸相比理論值為40 000 km僅偏差4 km，實現完美入軌正中靶心，入軌軌道根數精度水平在世界航天史上屈指可數。2020年5月5日，CZ-5B Y1一級半構型火箭首飛圓滿成功，將中國新一代載人飛船試驗船送入太空。利用大推力直接入軌技術，解決了百噸級大推力直接入軌高精度控制難題，標志著中國具備了近地軌道20噸級運載能力，中國載人航天工程第3步任務序幕正式拉開。2020年7月23日，CZ-5 Y4火箭將天問一號探測器高精度的送入地火轉移軌道，書寫了中國航天的“新高度、新速度、新精度”，標志著中國運載火箭任務覆蓋范圍擴展至地火空間，為中國行星探測工程提供了有力支撐。2020年11月24日，CZ-5 Y5火箭將嫦娥五號月球探測器送入地月轉移軌道半長軸精度達到萬分之一，開啟中國首次地外天體采樣返回之旅，有力助推了中國探月工程“繞、落、回”最后一步順利實施。

1 大型火箭控制能力簡介

本文從控制構型、制導方法、姿控方法、測發模式、控制系統架構和任務覆蓋情況6個方面詳細對比了大型運載火箭控制系統特點[12～16]，見表1。

表1 運載火箭控制系統特點Tab.1 Characteristics of Launch Vehicle Control System

CZ-5系列運載火箭采用捷聯慣組和衛星導航接收機的組合制導體制，采用攝動制導與迭代制導結合的制導方法，并針對深空探測任務采用了特征能量關機方法。CZ-5采用異類發動機和伺服機構聯合搖擺控制、基于視加速度信息的大風區減載控制、多約束主動抗漂移控制，根據飛行任務剖面調整控制網絡參數和系統增益，抑制控制通道出現的不期望的高頻諧振，更大地發揮控制潛力，具有控制能力強、控制精度高的特點，能夠顯著提升控制品質，提升火箭控制性能。CZ-5運載火箭飛行控制系統采用“AB雙通道總線+三冗余終端”的高可靠數字化架構，采用控制系統動態重構技術提高飛行可靠性。測發控系統采用基于光纖同步技術的變結構熱備冗余發控系統架構，采用“三垂”測發模式和適應于低溫發射的發射流程設計，實現了實時精準控制及窄窗口可靠發射。CZ-5飛行可靠性達到了0.998，飛行時間達到2600 s。在發射大型近地球軌道（Low Earth Orbit，GTO）、地球同步轉移軌道（Geostationary Transfer Orbit，GTO）載荷的基礎上，具備發射深空探測載荷的能力。

表2和表3分別列出了大型運載火箭典型的LEO和GTO入軌精度指標。其中ΔHp、ΔHa、Δi、ΔΩ、Δa和Δe分別表示近地點高度、遠地點高度、軌道傾角、升交點經度、半長軸和偏心率的偏差。

表2 LEO入軌精度對比Tab.2 Comparison of LEO Orbit Accuracy

表3 GTO入軌精度對比Tab.3 Comparison of GTO Orbit Accuracy

綜上，CZ-5大型運載火箭控制系統的控制精度、控制品質、系統架構、飛行可靠性達到國際先進水平。

2 關鍵技術研究

圖1 新一代大型運載火箭控制系統總體思路Fig.1 General Idea of the New Generation Large Launch Vehicle Control System

2.1 大推力直接入軌高精度制導控制技術

CZ-5B火箭的芯一級為大推力直接入軌級，其飛行過載大，后效沖量偏差最高可達到120 kN·s，相比目前中國最大值10 kN·s增大到12倍，超大的后效偏差及時延會極大影響火箭入軌精度，0.02 s的關機偏差將導致13.5 km遠地點偏差、8.2 s軌道周期偏差。由于載荷分離前發動機推力變化快，發動機渦輪泵停轉干擾大，5 m直徑機架變形結構干擾大，且考慮20噸級有效載荷液體推進劑晃動導致剛晃和彈晃交連耦合嚴重，極大影響了姿態穩定控制，采用傳統姿態控制方法，將無法滿足船箭分離時刻滾動通道小于1.2（°）/s的指標要求。表4列出了CZ-5B火箭大推力入軌特點。

表4 CZ-5B火箭大推力入軌特點Tab.4 Features of CZ-5B High Thrust Into Orbit

建立了用于大推力直接入軌高精度制導控制的能力體系，解決了CZ-5B火箭2臺YF77發動機的百噸級大推力直接入軌的精度問題，通過在助推段加入主動導引控制，降低風干擾對彈道的影響，提高了助推殘骸的落點精度，降低入軌級的彈道修正壓力；為解決大過載對關機的影響，采用了小步長預測關機技術，提高半長軸關機精度，關機精度達到了米級，相當于目標關機量的百萬分之一的精度；芯一級采用大推力迭代制導方法，通過重力場補償、程序角管道調節、抗整流罩分離干擾等措施，具備了大整流罩分離和芯一級利用系統調節推力變化等較大干擾的適應能力；為解決芯級關機后控制能力不足、機架變形角與氧渦輪泵停轉干擾較大、后效時間長等難題，保證箭船高精度分離姿態要求，在關機段的設計中采用了控制增益自適應調整技術[17]，確保火箭大推力高精度直接入軌。

經飛行試驗驗證，該技術實際達到的入軌精度遠超目前全部同類大型運載火箭的設計指標要求，達到了國際先進水平[18]。

2.2 覆蓋地火、地月空間等全域軌道強適應制導控制技術

CZ-5系列運載火箭，具有火箭構型多、發動機種類多、軌道范圍變化大、殘骸落區安全要求嚴等任務特點，面臨著將超20噸級有效載荷送入近地軌道、超8噸級嫦娥五號送入地月轉移軌道、5噸級天問一號超地球第二宇宙速度送入雙曲線地火轉移軌道等全域軌道的適應性難題，需要設計一套全新的滿足強適應、多約束、高精度制導控制方法，提升對多種軌道的適應性，實現殘骸落點安全和高精度入軌控制。圖2為多任務軌道示意。

圖2 多任務軌道示意Fig.2 Schematic Diagram of Multiple Mission Orbits

建立了一種覆蓋地火、地月空間等全域軌道強適應制導控制技術（見圖3），解決了地球同步轉移軌道（Geostationary Transfer Orbit，GTO）、地火轉移軌道（Trans-Mars Injection，TMI）、地月轉移軌道（Trans-Lunar Injection, TLI）等全域軌道的高精度制導控制難題，其中利用“特征逃逸能量C3精準關機技術”和“雙曲線軌道的強適應制導技術”實現了目前國際上最重載荷天問一號探測器的高精度飛入地火轉移軌道，顯著降低探測器首次軌道修正壓力。針對CZ-5系列火箭任務場景經常變化，載荷貯箱晃動質量散布大、液體晃動對箭體姿態影響明顯特點，提出了一種基于晃動頻率變化的姿控網絡時變設計方法，實現任務剖面最大化，確保了CZ-5 Y3、Y4、Y5實現大載荷平臺高精度入軌[19,20]。

圖3 全域衛星軌道強適應制導控制Fig.3 Strong Adaptive Guidance and Control of Global Orbits

2.3 大型液體運載火箭助推和芯級異類發動機聯合搖擺控制

CZ-5運載火箭采用2臺50噸級YF-77氫氧芯級發動機、8臺120噸級YF-100液氧煤油助推發動機、4臺芯級47 kN·m力矩及4臺助推60 kN·m力矩的伺服機構同時工作。在CZ-5助推段飛行段采用芯級發動機單獨控制能力不足，需助推發動機搖擺參與控制，實現對870 t超大箭體姿態的穩定控制。相對于同類發動機聯合搖擺，CZ-5火箭助推與芯級發動機及伺服機構均為不同類型，特性差異大；CZ-5火箭異類執行機構存在多輸入控制系統穩定性分析及協調控制問題；10臺異類發動機同時工作，存在非線性多變量交聯解耦控制、極大頻率特性差異下的穩定裕度設計難題[21]。

因此，建立了一種助推和芯級兩類發動機三通道聯合搖擺控制技術，解決大推力火箭飛行穩定控制中雙輸入單輸出系統的頻率設計、控制指令分配、兩類發動機的特性差異、空間彈性模態穩定4個關鍵問題。通過設計大型運載火箭異類發動機助推和芯級聯合搖擺控制方法，確保千噸級運載火箭強耦合飛行穩定控制。圖4為助推和芯級兩類發動機聯合搖擺控制理論和技術體系示意。

圖4 助推和芯級兩類發動機聯合搖擺控制理論和技術體系Fig.4 Combined Swing Control of Booster and Core Stage Heterogeneous Engines

2.4 大箭體發射支持平臺多約束主動抗漂移及大風區主動卸載安全控制

CZ-5火箭起飛質量達到870 t，傳統火箭的芯級4點支撐方式已不能滿足CZ-5火箭承載要求，因此發射平臺采用全新的助推器12點支撐方式，支點離發動機噴管最近距離只有18 cm，同時周向還存在液氧服務塔、液氫服務塔等多點約束，對滾動角偏差有嚴格要求，箭體面臨安全出塔難題，如圖5所示。

圖5 豎立狀態支撐點（起飛約束）布局Fig.5 The Support Point in the Rocket Erect State(Takeoff Constraint) Layout

針對CZ-5低溫火箭發射平臺多點約束的特點，與在役火箭起飛漂移控制相比，設計時，在飛行高度1 m以內，要求發動機噴管擺動幅度小，加之起飛滾轉前存在較大的滾動姿態角，導致較大的通道耦合，從而需降低控制增益；而在60 m高度附近出塔時，需要提高控制能力，快速減小姿態角偏差，增大控制增益。為了解決此矛盾，需要研究火箭在不同的高度的主動抗漂移控制技術，實現CZ-5火箭安全出塔。

CZ-5大型箭體5 m芯級加3.35 m助推，結構承載能力較弱（qα＜2100 Pa·rad），大風區承受載荷能力小于傳統火箭，存在適應熱帶海島高空多變風場發射條件下的大風區飛行安全難題。

在傳統姿態角偏差、角速度控制的基礎上，增加卸載控制通道，利用橫法向加速度表測量箭體橫法向加速度信息，在線實時自主調整箭體飛行姿態，減小箭體合成攻角以降低氣動載荷形成的力矩，保證箭體結構安全，詳細方案可參考文獻[22]。在Y1飛行過程中，卸載控制有效減少了大風區的箭體承受結構載荷，估算qα載荷下降了約200 Pa·rad，（飛行前預計最大為900 Pa·rad），實現飛行載荷減小20%，截止目前尚未使用風修彈道。

2.5 高可靠可重構飛行控制架構

CZ-5火箭飛行時間為2600 s，控制系統飛行可靠性0.998，是目前中國飛行時間最長、可靠性指標最高的運載火箭。新型發動機推進劑混合比偏差對運載能力影響大，面臨控制與推進劑利用系統一體化集成設計、推進劑消耗最優控制、系統動態重構分配等難題。

為實現飛行可靠度0.998的高可靠性要求，控制系統采用全系統三冗余容錯及故障隔離技術，建立了系統級冗余重構控制策略和體系，解決了系統故障診斷和重構、系統單點和系統一度故障裕度下降問題，通過箭機總線控制器的表決切換重構技術、三慣組冗余重構技術、速率陀螺和慣組角速度信息重構控制、捷聯加表與慣組視加速度信息重構控制、三冗余伺服子系統技術，確保控制系統各環節系統級冗余，大大提高火箭的可靠性，全面提升控制系統的故障適應能力，實現了從傳統的故障吸收模式向故障診斷、隔離和重構的模式轉變。

箭載計算機作為總線控制的中心單元（BC），采用三冗余熱備份實現系統級冗余容錯控制與故障隔離。主BC進行總線數據流的調度和管理，另外兩個備份BC實時監視總線數據和主BC的工作狀態，當主BC出現異常時，經過冗余表決，進行BC動態切換，完成總線控制器的動態隔離重構。箭載計算機通過1553B總線采集三冗余慣性器件信息、推進劑液位及控制信息，經信息冗余解算及決策，將控制結果分別給伺服系統、時序控制系統輸出控制指令。在系統信息交互中，所有過程數據輸入輸出均進行冗余表決。根據分配控制策略，對故障信息進行隔離，實現系統動態重構。圖6為基于1553B總線的數字化可重構架構

圖6 基于1553B總線的數字化可重構架構Fig.6 Digital Reconfigurable Architecture based on 1553B Bus

2.6 適應低溫發射的高可靠測發系統

火箭液氫加注后可停留時間短，推遲不能大于2 h，測發控系統面臨低溫火箭加注后-6 h前端無人值守、發射流程不可逆等難題。

CZ-5測發控系統采用基于光纖同步技術的冗余PLC CPU構成變結構熱備冗余PLC發控系統，實現PLC發控系統故障時智能無縫切換與故障隔離，完成PLC發控系統的重構，解決了系列化火箭的測發控系統架構適應性問題，實現了新一代大型運載火箭低溫液氫加注后-6 h無人值守，保證了火箭快速、準時、可靠發射。

根據探火和探月三期任務特點，首次采用窄窗口、多彈道諸元自動裝訂發射技術，點火前根據當前時間自動決策上傳當前的彈道諸元，使得測發控系統能夠適應多彈道運載火箭的發射，提高了運載火箭對發射窗口的適應能力。

3 飛行驗證結果

CZ-5發射實踐二十號、天問一號火星探測器、嫦娥五號月球探測器、CZ-5B發射“新一代載人飛船試驗船”飛行試驗均圓滿成功，表明控制系統方案合理、設計及工程實現正確。

3.1 百噸級大推力直接入軌高精度制導控制

CZ-5B火箭成功將新一代載人飛船試驗船送入預定軌道，發射任務圓滿成功，入軌精度如表5所示。

表5 CZ-5B入軌精度實現結果Tab.5 CZ-5B Orbit Accuracy

CZ-5B芯一級總沖后效偏差為15.0 kN?s，小于設計值，對高精度入軌有貢獻。根據CZ-5B飛行遙測結果，船箭分離時刻姿態精度如表6所示。

表6 CZ-5B船箭分離時刻姿態精度實現結果Tab.6 CZ-5B Attitude Accuracy at Separation Time

實際飛行結果表明CZ-5B滾動通道在芯一級后效段增益調整功能實現正確，結果正確，確保火箭大推力高精度直接入軌。

3.2 覆蓋地火、地月空間等全域軌道強適應制導控制

CZ-5發射天問一號飛行試驗所有關機時序均按照制導關機量關機方式發出，發出時間與精確彈道理論關機時間的偏差在11 s以內，關機正常。入軌精度如表7所示。

表7 CZ-5探火任務入軌精度實現結果Tab.7 CZ-5 Mars Exploration Mission Orbit Accuracy

該技術首次利用運載火箭將載荷送入地球逃逸軌道，飛行試驗圓滿成功，入軌指標達到了“新精度、新高度、新速度”，標志著中國運載火箭具備了進入地火轉移軌道的能力，極大地提升了中國運載火箭執行地外行星探測任務的能力。

CZ-5 Y5火箭將嫦娥五號月球探測器送入地月轉移軌道半長軸精度達到萬分之一，開啟中國首次地外天體采樣返回之旅，有力助推了中國探月工程“繞、落、回”最后一步順利實施。超高的入軌精度，使得探測器用于軌道修正的推進劑僅消耗理論值的0.3%，入軌精度如表8所示。

表8 CZ-5探月任務入軌精度實現結果Tab.8 CZ-5 Lunar Exploration Mission Orbit Accuracy

3.3 異類發動機聯合搖擺控制

國際上先進的大型運載火箭都采用了聯合搖擺控制，在CZ-5研制之前中國在此方面尚為空白，CZ-5火箭歷次飛行中，聯合搖擺控制策略工作正常，控制信號分解和分配正確，助推發動機和芯級發動機聯合控制的動作協調，參數選擇合理，能夠平穩聯動，實現穩定飛行，擺角曲線如圖7所示。

圖7 飛行試驗伺服機構擺角變化Fig.7 Swing Angle of Server During Flight Test

該技術使運載火箭從單變量控制轉變為多變量控制、從芯級單獨控制轉變為助推和芯級兩類發動機聯合控制，具有較強的通用性，對于助推發動機擺動參與控制的所有運載火箭普遍適用，為新一代航天運輸系統和重型運載火箭研制提供了有益參考，具有重大意義。

3.4 起飛漂移與主動卸載技術

CZ-5運載火箭采用自適應實時增益調節技術，解決了千噸級發動機建壓時間不同步對火箭起飛漂移影響難題，實現助推發動機與12個支撐點、液氫液氧服務塔、臍帶塔、滾動角偏差等多項空間要求。采用自適應實時增益調節技術，解決了千噸級發動機建壓時間不同步對火箭起飛漂移影響難題，實現助推發動機與12個支撐點、液氫液氧服務塔、臍帶塔、滾動角偏差等多項空間要求。CZ-5系列運載火箭歷次飛行任務起飛漂移統計結果如表9所示。

表9 起飛漂移量統計表Tab.9 Takeoff Drift Statistics Table

CZ-5運載火箭在傳統姿態角偏差+角速度控制的基礎上，增加卸載控制通道，通過飛行中實時辨識攻角和側滑角，并進行相應的綜合、校正和處理，獲得卸載控制指令，在大風區加入實時卸載補償，實現飛行載荷減小20%，截止目前在歷次飛行均采用主動卸載確保過大風區安全，尚未使用風修彈道。圖8為CZ-5火箭飛行載荷隨飛行時間變化曲線。

圖8 CZ-5火箭飛行載荷隨飛行時間變化Fig.8 CZ-5 Flight Load Changing with Flight Time

3.5 大型火箭控制系統設計方案及高可靠測發模式

針對新一代大型運載火箭特點，提出新一代控制系統解決方案。采用1553B總線系統架構，實現全系統數字化分布式控制，攻克總線控制器冗余容錯管理及數據協議編碼校驗等關鍵技術，并解決了箭測和地測相結合的巡回自測試等技術難題，為控制系統工程實現打下堅實基礎。在CZ-5飛行試驗中，控制系統設計方案及高可靠性指標得到全面驗證，各冗余單機及功能模塊、系統信息流工作正常；飛行時序正常、精度達到10 ms量級；系統級動態重構策略正確，門限設計合理。CZ-5 Y3、Y4、Y5和CZ-5B Y1飛行成功為后續飛行打下堅實基礎，使運載火箭從模擬式控制轉變為全數字式控制、從分立控制轉變為控制與利用集成，實現了中國從3.35 m直徑級到5 m直徑級火箭控制技術的飛躍，大幅提升中國自主進入空間的能力。

4 發展與展望

本文綜述了CZ-5系列運載火箭控制系統的關鍵技術，總結了完整的新一代大型運載火箭控制系統解決方案。其成果使中國運載火箭任務覆蓋范圍從地月空間擴展至地火空間，大幅提升了中國自主進入空間的能力，標志著運載火箭控制系統從分立控制轉變為控制與推進劑利用集成控制、從芯級單獨控制轉變為助推和芯級異類發動機聯合控制、從風補卸載控制轉變為大風區主動實時卸載控制、從單約束條件轉變為多約束條件的安全起飛控制。

面對當前運載火箭研制周期短、發射任務密集的特點，要求運載火箭控制技術具備一度故障保成功、兩度故障保穩定的特點。結合航天控制和智能技術，打造智慧運載火箭是運載火箭的發展趨勢。目前CZ-5系列運載火箭已采用國際領先的控制系統冗余策略、大姿態起控技術、四元數控制技術、強適應制導技術，具備了一定的故障適應能力。

在此基礎上，CZ-5系列運載火箭控制系統正在向智慧火箭演化。計劃于中國空間站核心艙發射任務中，將首次采用應急軌道功能。當火箭由于自身故障無法到達目標軌道時，考慮結合空間站核心艙自身能力，選取較低的應急軌道作為艙箭分離的目標，結合小過載關機的工程經驗的基礎上，增加軌道判別信息，故障情況下將核心艙送入應急軌道。