邢建偉，牟 宇，崔照云，李 君，滕海山

（1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076；2.北京空間機電研究所，北京，100094）

0 引言

中國3個主要的火箭發(fā)射場（酒泉、太原及西昌衛(wèi)星發(fā)射中心）均在內(nèi)陸地區(qū)，在長征系列運載火箭發(fā)射密度逐年提高的形勢下，火箭分離體（一子級、助推器、整流罩等）落區(qū)勘查、疏散的保障壓力顯著增大。隨著社會經(jīng)濟的快速發(fā)展，落區(qū)已經(jīng)從無人區(qū)、少人區(qū)逐漸發(fā)展為人口密集區(qū)，當前較大的落區(qū)范圍與當?shù)厣a(chǎn)生活之間的矛盾日益突出。同時，落區(qū)選址很大程度上限制了火箭飛行方案的設計，成為影響工程可行性及運載能力的關鍵因素之一。在重復使用技術(shù)成熟應用之前，如何對現(xiàn)役運載火箭進行改造使之落區(qū)范圍大幅縮小，是中國航天迫切需要解決的現(xiàn)實問題，具有重大的工程和社會意義。

運載火箭分離體落區(qū)控制或回收主要有兩種方式。一種是采用降落傘減速，例如美國的航天飛機助推器（Solid Rocket Booster，SRB）群傘海上回收，以及SpaceX 公司獵鷹9 火箭整流罩翼傘海上回收等；另一種是采用火箭發(fā)動機反推減速，例如獵鷹9火箭一子級和新謝潑德火箭回收復用，配置柵格舵或RCS系統(tǒng)輔助控制。國內(nèi)外學者在降落傘系統(tǒng)動力學與控制技術(shù)［1-3］、柵格舵流場特性與動力學仿真［4-6］、重復使用發(fā)動機［7-8］等方面開展了研究，其中美國起步最早并應用于正式飛行試驗中，中國相關方面研究也在持續(xù)跟進，但在正式發(fā)射任務中應用較少。

長征二號丙（代號CZ-2C）火箭一直致力于中國航天創(chuàng)新技術(shù)研究與驗證，積極推動火箭分離體落區(qū)控制技術(shù)工程實踐。針對一子級落區(qū)，通過在級間段配置柵格舵及其控制設備，于2019 年7 月26 日搭載CZ-2C火箭發(fā)射遙感三十號05組衛(wèi)星任務成功，實現(xiàn)中國首次基于柵格舵的一子級精確落區(qū)控制飛行驗證，落區(qū)范圍縮小95%以上。針對整流罩落區(qū)，通過在整流罩內(nèi)壁配置降落傘及其電氣系統(tǒng)，于2021年7月19 日搭載CZ-2C 火箭發(fā)射遙感三十號10 組衛(wèi)星任務成功，實現(xiàn)中國首次整流罩帶傘平穩(wěn)降落。兩次任務的成功充分驗證了設計方案的正確性和可行性，為釋放落區(qū)保障壓力、提升落區(qū)安全性和任務適應性提供了解決方案，為后續(xù)重復使用火箭研制積累了技術(shù)經(jīng)驗［9-10］。

本文對CZ-2C火箭基于柵格舵的一子級落區(qū)控制技術(shù)和基于降落傘的整流罩落區(qū)控制技術(shù)進行了系統(tǒng)介紹，包括研制歷程、總體方案、關鍵技術(shù)等情況，并對落區(qū)控制技術(shù)未來發(fā)展進行了展望。

1 一子級落區(qū)控制技術(shù)

1.1 研制歷程

2018年4月，中國啟動基于柵格舵的運載火箭一子級落區(qū)精確控制技術(shù)研究，由CZ-2C火箭團隊完全自主研發(fā)，歷時18 個月完成方案設計、地面試驗和產(chǎn)品齊套，實現(xiàn)了中國運載火箭子級可控再入技術(shù)的首次飛行應用。

1.2 總體方案

為縮小火箭一子級落區(qū)范圍、降低落區(qū)散布導致的安全性風險，采用柵格舵進行一子級落區(qū)精確控制。在一、二子級級間段配置柵格舵及其電氣設備，如圖1 所示。圖1 中，柵格舵采用一體式鑄造工藝［11］，電氣設備采用集成化設計技術(shù)，采用光纖慣組及GNSS/BD2進行飛行姿態(tài)和軌道測量，基于人工智能機器學習開展氣動特性預示［12］。

圖1 一子級柵格舵落區(qū)控制方案Fig.1 The design proposal of first stage landing area control with grid fins

火箭一二級分離后，設定時間打開柵格舵，箭體自由翻滾一段時間后，開始再入大氣層。再入到一定高度后（滿足動壓條件），擺動柵格舵進行姿態(tài)控制，箭體姿態(tài)迅速穩(wěn)定。著陸前，利用稠密大氣進行導引程序修正飛行軌道偏差，實現(xiàn)精確落區(qū)控制。一子級柵格舵落區(qū)控制飛行示意和柵格舵收攏與打開狀態(tài)如圖2、圖3 所示，2019 年7 月26 日在西昌衛(wèi)星發(fā)射中心，CZ-2C Y37火箭發(fā)射驗證基于柵格舵的子級落區(qū)控制技術(shù)，最終實際落點偏差目標點僅2.1 km，將一子級落區(qū)減少95%以上，大幅提升了一子級落區(qū)安全性、大幅減輕了落區(qū)疏散保障壓力。

圖2 一子級柵格舵落區(qū)控制飛行示意Fig.2 The flight path of first stage landing area control with grid fins

圖3 柵格舵收攏與打開狀態(tài)Fig.3 The grid fins folded and unfolded

1.3 關鍵技術(shù)

1.3.1 寬馬赫數(shù)復雜包線的氣動設計與精確預示

在方案論證階段，與控制系統(tǒng)迭代優(yōu)化柵格舵外形設計、安裝位置及柵格舵根部結(jié)構(gòu)過程中，開展了3 000 多個工況的氣動特性分析。外形演化如圖4 所示。方案攻克了適應寬馬赫數(shù)飛行范圍的柵格舵氣動舵面設計技術(shù)，掌握了柵格舵同一子級的配平點、穩(wěn)定性、操縱性和鉸鏈力矩特性；采用低馬赫數(shù)零攻角靜穩(wěn)定、超聲速靜不穩(wěn)定設計，解決了全馬赫數(shù)包線內(nèi)氣動特性變化大的困難；發(fā)展了滿足高超再入環(huán)境特征的柵格舵設計方法。

圖4 柵格舵外形設計演化Fig.4 The design evolution of grid fins configuration

開展網(wǎng)格方法有效性研究和縮比方法研究，證明采用笛卡爾網(wǎng)格對于柵格舵的模擬效果最好，兼顧了便捷性和可靠性。

一子級再入飛行工況復雜、舵面偏轉(zhuǎn)工況多，被動起控狀態(tài)更是大幅增加了初始姿態(tài)工況，若各工況逐一開展氣動數(shù)值仿真與風洞吹風試驗驗證，周期進度及研制成本都將超出項目承受能力；另外，高馬赫數(shù)等部分工況地面缺乏試驗驗證條件。為此，探索了適用于風洞試驗/計算結(jié)果數(shù)據(jù)融合的機器學習方法，在學習已有的風洞試驗數(shù)據(jù)基礎上，對未試驗的需求工況進行了預測（如圖5 所示），提供了覆蓋所有飛行工況的氣動特性數(shù)據(jù)。對起控點有重要影響的高馬赫數(shù)氣動特性便是通過機器學習預測獲得，飛行結(jié)果證明預測準確、有效。

圖5 機器學習預測俯仰力矩系數(shù)Fig.5 The pitch moment coefficient prediction by machine learning

一子級再入過程底部發(fā)動機噴口迎風，與通常流線的規(guī)范氣動外形完全不同，因此將影響一子級再入過程中全箭氣動特性。通過試驗和數(shù)值分析結(jié)合，發(fā)現(xiàn)跨聲速區(qū)縱向渦分離導致的穩(wěn)定的異常側(cè)向力如圖6所示，還識別出跨聲速航向極性變化、跨聲速舵面操縱效率急劇下降等獨特氣動特性，這些新的氣動特性引導了控制系優(yōu)化。

圖6 一子級再入氣動特性仿真Fig.6 The aerodynamic simulation for first stage re-enter

1.3.2 高動態(tài)強氣動耦合條件下的子級再入控制技術(shù)

一二級分離后，在初始分離干擾和氣動力作用下，一子級處于姿態(tài)翻轉(zhuǎn)狀態(tài)。前期搭載測量數(shù)據(jù)表明，進入稠密大氣層后一子級最大翻轉(zhuǎn)角速度到達了200（°）/s 以上。姿態(tài)高速旋轉(zhuǎn)條件下，慣性器件的測量誤差會被放大，將嚴重影響純慣導導航解算的精度；GNSS 無法穩(wěn)定跟蹤衛(wèi)星，定位情況較差，不能提供穩(wěn)定的導航定位信息。

CZ-2C火箭團隊創(chuàng)新性地采用基于等效旋轉(zhuǎn)矢量法的高動態(tài)姿態(tài)解算技術(shù)，保證了高速姿態(tài)翻轉(zhuǎn)下的導航解算精度，且不增加計算機實時計算量，解決了下落過程中傳統(tǒng)姿態(tài)解算方法引入不可交換誤差的問題。將一子級再入飛行段分為高空低動壓飛行段和大動壓再入段。高空低壓飛行段不進行姿態(tài)控制，以避免控制力不足、箭體持續(xù)翻轉(zhuǎn)狀態(tài)下的姿態(tài)極性錯誤故障；進入稠密大氣層（動壓滿足設計條件后）開始姿態(tài)控制，按不同飛行狀態(tài)設置不同跟蹤控制模式，實現(xiàn)了箭體氣動特性不穩(wěn)定、弱控制力狀態(tài)下的姿態(tài)穩(wěn)定控制，如圖7所示。

圖7 不同狀態(tài)的飛行控制原理Fig.7 The illustrative of flight control for different case

圍繞一子級落區(qū)控制多約束條件的制導控制目標工況，調(diào)研了包括獵鷹火箭、航天飛機、重復使用火箭子級再入等在內(nèi)的子級落區(qū)控制技術(shù)進展，全面梳理了影響要素及本任務的匹配度，最終選定帶落角、落速等多約束的彈道成形制導技術(shù)，通過最優(yōu)控制理論對再入段多約束性能指標函數(shù)進行求解，得到多約束條件同時滿足的末端成形制導律，如圖8所示。

圖8 一子級再入制導系統(tǒng)工作示意Fig.8 The diagrammatic sketch of first stage re-enter guidance

2 整流罩落區(qū)控制技術(shù)

2.1 研制歷程

CZ-2C火箭團隊于2018年6月啟動基于降落傘的整流罩落區(qū)控制技術(shù)研究，完全自主研發(fā)，經(jīng)歷多次方案迭代與飛行搭載驗證，歷時3年實現(xiàn)中國首次火箭整流罩帶傘平穩(wěn)降落。2021年底至今，完成電氣系統(tǒng)改進，與傘系統(tǒng)開展電氣匹配和跑車試驗，具備全系統(tǒng)開展裝備化驗證條件。

2.2 總體方案

運載火箭整流罩面積大、質(zhì)量輕，通過控制與測量裝置監(jiān)測整流罩再入飛行狀態(tài)，選擇時機向降落傘子系統(tǒng)發(fā)出減速傘彈射啟動指令，按照時序完成減速傘彈出、減速傘脫離并拉出翼傘、翼傘解除收口、歸航控制、著陸等一系列動作，實現(xiàn)整流罩落區(qū)控制，如圖9所示。

圖9 整流罩落區(qū)控制示意Fig.9 The diagrammatic sketch of fairing landing area control

研究團隊聯(lián)合攻關，采用大滑翔比翼傘進行歸航控制，整流罩與翼傘組合體機動能力20 km以上，落區(qū)面積可縮小90%以上。

2021 年7 月19 日，在西昌衛(wèi)星發(fā)射中心，搭載CZ-2C Y49火箭驗證基于降落傘的整流罩落區(qū)控制技術(shù)，減速傘在15 km以上高空開傘，穩(wěn)定整流罩姿態(tài)并安全著陸，各系統(tǒng)工作正常，整流罩結(jié)構(gòu)完整，如圖10所示。

圖10 整流罩帶傘平穩(wěn)降落Fig.10 The fairing smooth landing with parachute

2.3 關鍵技術(shù)

2.3.1 面向結(jié)構(gòu)高動態(tài)大變形的整流罩再入剖面設計CZ-2C 火箭3.35 m 直徑整流罩為“玻璃鋼蒙皮+金屬桁條”結(jié)構(gòu)，如圖11所示。再入過程中受氣動力作用會產(chǎn)生劇烈震蕩，有解體風險，需要對其進行結(jié)構(gòu)加強改造。

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

再入過程中的主要動作包括減速傘開傘、翼傘開傘以及翼傘-整流罩組合體歸航機動，其中減速傘開傘時機需要合理設計：開傘高度過高，氣動加熱會燒蝕傘面、傘繩，造成減速傘失效；開傘高度過低，稠密大氣的氣動載荷加大，整流罩存在結(jié)構(gòu)破壞風險。

除減速傘開傘高度外，開傘姿態(tài)也需滿足設計條件。為適應整流罩再入過程的姿態(tài)高動態(tài)、結(jié)構(gòu)大變形特征，研究團隊提出一種基于慣組直接測量的開傘條件設計方法：當慣組測得的加速度和角速度綜合值大于設定門限并持續(xù)一段時間時，整流罩姿態(tài)具備開傘條件，見圖12。

式中az為整流罩Z向過載，ωx，ωy為X、Y向角速度，R為整流罩半徑，a～為設定門限。

綜合考慮結(jié)構(gòu)承載、減速傘開傘高度、減速傘開傘姿態(tài)等因素設計整流罩再入飛行剖面，其中再入高度與動壓關系曲線如圖13所示。

圖13 整流罩再入高度與動壓關系曲線Fig.13 The altitude-dynamic pressure curve of LM-2C fairing reenter

2.3.2 翼傘-整流罩組合體歸航控制技術(shù)

CZ-2C火箭整流罩落區(qū)控制技術(shù)采用減速傘和翼傘兩級降落傘方案，減速傘在15 km 以上高度開傘，減速傘不具備機動能力，受高空風影響會造成落點偏移。按照國家大氣標準中相應月份的高空風數(shù)據(jù)，通過打靶仿真計算，減速傘在20 km高空開傘時，減速傘-整流罩組合體縱向（東西方向）位置偏差，即相對于無傘狀態(tài)的理論落點不大于6.3 km、橫向（南北方向）位置偏差不大于2.7 km，直線位置偏差不大于6.9 km，如圖14 所示。CZ-2C Y49 火箭飛行試驗表明，減速傘-整流罩組合體實際落點位置距無傘狀態(tài)理論落點直線距離5.8 km，驗證了仿真計算的準確性和有效性。

圖14 減速傘-整流罩組合體落點位置偏差打靶結(jié)果Fig.14 The result of the deviation of the landing position of deceleration parachute-fairing combination

減速傘高空開傘后，電氣系統(tǒng)實時測量整流罩的位置、速度和姿態(tài)信息，擇機發(fā)出脫減速傘指令并拉出翼傘。翼傘傘型為CLARK-Y 改進型，通過伺服電機控制翼傘操縱繩拉伸長度牽動翼傘后緣，產(chǎn)生轉(zhuǎn)彎的氣動力矩實現(xiàn)滑翔機動。考慮減速傘-整流罩組合體位置偏差后，翼傘-整流罩組合體歸航控制采用分段控制方法，即分為徑向歸航段、盤旋削高段、接近著陸段3個階段，其歸航控制程序流程如圖15所示。

圖15 整流罩歸航控制程序流程Fig.15 The parafoil control procedure of LM-2C fairing re-enter

此外，歸航控制程序還設置了安全避障策略。在整流罩落區(qū)內(nèi)設置避障點（保護點）和避障半徑，當翼傘-整流罩組合體下降至一定高度時，開啟安全避障策略控制：若翼傘-整流罩組合體在避障區(qū)域上方，程序?qū)Ⅱ?qū)動翼傘先飛出避障區(qū)域，之后再向目標點歸航飛行；否則，翼傘-整流罩組合體將朝目標點徑向飛行。通過該策略，使得整流罩落區(qū)控制技術(shù)在縮小落區(qū)范圍的同時，具備了智能保護地面重點目標的能力，且可拓展應用于其他場景。

3 落區(qū)控制技術(shù)發(fā)展展望

運載火箭分離體落區(qū)控制技術(shù)的研究與應用，可以從根本上解決航落區(qū)安全問題，消除航天發(fā)射任務隱患，展示發(fā)展綠色航天的大國責任與形象；殘骸安全可控回收技術(shù)是運載火箭重復使用的前提，有助于實現(xiàn)航天運輸系統(tǒng)跨越發(fā)展。

落區(qū)控制技術(shù)是通過對現(xiàn)役運載火箭實施技術(shù)改進實現(xiàn)的，以不影響主任務為基本出發(fā)點，遵照可靠性、安全性、測試性、維修性、保障性、環(huán)境適應性等要求開展設計，系統(tǒng)獨立、質(zhì)量受控，具備標準化、通用化的機械和電氣接口，可擴展至其他火箭型號。后續(xù)研究團隊將在推進劑安全處理、回收產(chǎn)品檢測、落區(qū)控制設備成本控制等方面進一步開展研究。

4 結(jié)束語

CZ-2C火箭始終堅持創(chuàng)新技術(shù)研究，推動新技術(shù)工程應用，實現(xiàn)了中國首次基于柵格舵的火箭一子級落區(qū)精確控制飛行驗證和首次整流罩帶傘平穩(wěn)降落，為解決火箭分離體落區(qū)安全性問題提供一整套可行方案，帶動落區(qū)控制領域整體技術(shù)發(fā)展，為重復使用運載火箭技術(shù)攻關和工程研制積累了重要經(jīng)驗。