基于栅格舵的运载火箭一子级落区控制技术.pdf

第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）基于栅格舵的运载火箭一子级落区控制技术李瑞鸿，张众，修观，陈雪巍，徐腾，金益辉（上海宇航系统工程研究所，上海 201109）摘要:面对日益突出的落区安全问题，针对我国现有运载火箭一子级的特点，为达到残骸落区可控的目的，采用栅格舵系统对一子级进行落区控制。本文首先给出了栅格舵系统的总体方案和系统组成，并对栅格舵气动特性进行了分析，然后开展了一子级再入过程的控制系统设计和仿真，最后给出了 2次长征四号乙运载火箭一子级栅格舵系统演示验证飞行试验结果。试验结果表明：基于栅格舵的一子级落区可控技术是合理可行的，实现了将原有落区面积缩小 85%的目标，极大改善落区安全性，有效避免大规模人员疏散和可能造成的生命财产损失，对垂直起降重复使用运载火箭的工程应用具有重要支撑作用。关键词:运载火箭；栅格舵；一子级；落区控制中图分类号:V 434.211 文献标志码:A DOI:10.19328/ki.20968655.2023.s1.006Impact Zone Control Technology for Launch Vehicle First Stage by Grid FinsLI Ruihong，ZHANG Zhong，XIU Guan，CHEN Xuewei，XU Teng，JIN Yihui（Aerospace System Engineering Shanghai，Shanghai 201109，China）Abstract:To reduce the impact zone range of the launch vehicle s first stage，which was launched from the inland launch site，a control technology using grid fins was proposed.Depending on the target impact location，the proportional guidance law was generated based on the virtual seeker.The guide system produces command acceleration tracking using acceleration autopilot of both pitch-channel and yaw-channel.Under the action of acceleration autopilot，the launch vehicle s first stage would fly toward the target impact point.The roll angle and roll rate were stabilized to zero by roll attitude autopilot for a three-channel decoupling design.The numerical simulation of a launch vehicle s first stage with grid fins control was demonstrated.The results indicate that the impact zone range was reduced significantly by up to 85%.This impact zone control technology of the launch vehicle s first stage by grid fins can be applied in aerospace engineering.Key words:launch vehicle；grid fins；first stage；impact zone control0引言 当前我国执行航天发射任务年超 50 余次，主要集中在酒泉、西昌和太原三大内陆发射场，由此产生的运载火箭一子级残骸引起的次生灾害时常发生，残骸落区范围一般宽约 30 km，长约 5070 km。随着落区经济的发展，人口密度不断加大，每次发射均需疏散数万群众，且子级残骸散布不确定性引发落区安全状况日益加剧，迫切需要从技术上高效解决落区安全问题。国内学者已经开始对内陆发射场发射的运载火箭落区安全性问题进行了初步研究1-3，针对我国现有运载火箭一子级的特点，为达到残骸落区可控的目的，采用栅格舵系统对一子级进行落区控制，文献 4 对基于栅格舵的运载火箭一子级落点控制技术进行了仿真研究。本文首先给出了栅格舵系统的总体方案和系统组成，并对栅格舵气动特性进行了分析，然后开展了一子级再入过程的控制系统设计和仿真，最后给出了两次长征四号乙运载火箭一子级栅格舵系统演示验证飞行试验结果，并对飞行结果进行了分析。收稿日期：20230602；修回日期：20230609作者简介：李瑞鸿（1986），女，硕士研究生，工程师，主要研究方向为运载火箭总体设计。39第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）1栅格舵系统总体方案分析 以我国运载火箭应用最多的 3.35 m直径一子级为研究对象，栅格舵总体布局典型构型方案，如图 1所示。4片栅格舵加装在一、二级级间舱箭体外壁，主动上升飞行段收拢栅格舵，避免对上升段产生气动干扰，待一、二级分离后栅格舵再展开进入工作状态。栅格舵控制飞行弹道如图 2 所示，根据任务需求，运载火箭携带有效载荷从地面发射起飞，一子级推进火箭加速到理想的速度和高度、释放二子级之后，一子级进行无动力飞行。由于惯性，一子级飞行高度继续抬升，进入高空平抛段，此时空间环境下空气稀薄，栅格舵按预定指令展开。当到达最高点后，一子级继续飞行做抛物线下落运动，随着空气密度的增加，动压不断增加，由于增加栅格舵的一子级箭体为静稳定气动构型，因此箭体姿态将进入自稳定阶段，即飞行状态为发动机朝前（向下）飞行；随着高度不断下降，气动力逐渐增大此时导航制导控制系统开始工作，箭体姿态趋于 稳 定，导 引 一 子 级 向 目 标 落 区 飞 行 及 定 点着陆。1.1栅格舵系统组成和工作流程栅格舵系统由结构子系统、控制子系统和测量子系统组成，如图 3 所示，具体工作流程为：在火箭起飞前起飞 2 h加载一子级落点数据信息；火箭起飞后，以一、二级分离信号作为栅格舵系统的 0 s时刻，配电器模块通过接收分离信号，给时序控制模块加电，时序控制模块通过计时，先后控制测量数据下行、栅格舵解锁展开和伺服系统供电；飞控计算机模块接收惯性和卫星导航模块测量的箭体角速度和加速度，进行组合导航、导引律和控制律解算，相关数据存入黑匣子，并输出舵偏指令；伺服系统接收飞控计算机舵偏指令，操纵栅格舵偏转，实现对运载火箭一子级落点控制。1.2栅格舵气动力和热特性分析针对安装栅格舵的一子级构型，开展了栅格舵气动选型 CFD 数值仿真工作，通过研究不同气动外 三子级卫星整流罩卫星二子级一子级栅格舵收拢一二级级间段尾翼一级发动机栅格舵展开 图 1运载火箭一子级安装栅格舵Fig.1Illustration of the grid fins on the launch vehicle起飞一二级分离整流罩分离星箭分离制导段平抛段高空滑行段大气再入段姿态稳定段着陆落区测量站落区测量站二三级分离栅格舵解锁展开栅格舵控制飞行 图 2一子级栅格舵系统飞行剖面Fig.2Illustration for flight profile of control technology by grid fins40第 40 卷 2023 年第 s1 期李瑞鸿，等：基于栅格舵的运载火箭一子级落区控制技术形尺寸对栅格舵气动特性5的影响，并综合总体、控制、结构和加工制造等的要求，最终确定舵面呈 44.5 个 栅 格 的 双 梁 构 型6，尺 寸 约 为 1 000 mm 1 250 mm120 mm，采用 2、4 mm 的 TC4钛合金板并激光焊接成型。1）舵面防热设计在再入过程中，由于舵面较薄，尤其是舵面前缘7，将 遭 受 最 为 严 酷 的 热 流，热 流 峰 值 达 到 了 1.6 MW/m2，温度超 1 400。因此，为抵抗再入返回严酷的气动热环境，经过仿真与试验分析计算，确定在舵面前缘增加硅橡胶基防热材料，舵面其他区域喷涂 1 mm 的 TI5 554B 防热涂层，可确保舵面金属温度低于 250，舵面前缘碳纤维防热材料防护区域如图 4所示。2）气动特性分析利用 1.2、2.0和 2.4 m 高速、高超风洞，开展了国内首次一子级与栅格舵组合体返回再入构型的测力和栅格舵铰链力矩风洞试验，获取了在不同攻角、滚转角和舵偏角下的一子级气动特性。数值仿真结果和风洞试验结果对比表明，两者结果吻合程度好，构建的 CFD 仿真模型能较好的模拟计算组合体的气动特性，如图 5和图 6所示。2控制系统设计 2.1控制实施策略根据运载火箭一子级再入弹道特性，兼顾一子级的机动能力和控制精度的要求，将再入飞行弹道分为 3阶段进行控制：1）第 1 阶段为速率阻尼控制段，快速减小箭(a)舵面前缘温度云图(b)增加防热的舵面图 4舵面前缘碳纤维防热材料防护区域Fig.4Carbon fiber heat protection material protection area on the front edge of the rudderGNSS天线卫星导航模块飞控计算机模块舵面解锁展开机构一子级箭体惯性导航模块任务加载测量单元控制电源时序模块测量天线动力电源伺服系统栅格舵配电器模块分离信号舵面传动机构传感器图像模块黑匣子控制子系统测量子系统结构子系统 图 3栅格舵系统组成Fig.3Illustration for the composition of control technology by grid fins41第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）体 三 通 道 角 速 度，从 高 度 70 km 开 始，持 续 工 作 20 s 后结束；2）第 2 阶段为姿态增稳控制段，控制箭体俯仰角速度、偏航通道角速度到零，稳定箭体滚转角到零，从速率阻尼控制段结束开始，持续工作 10 s 后结束；3）第 3 阶段为制导控制段，跟踪制导过载指令，从姿态增稳控制段结束开始，持续到一子级落地。2.2制导律设计根据再入过程中运载火箭一子级质心相对目标点的速度和位置关系，采用虚拟导引头技术，生成导引律和制导律，将运载火箭一子级导引到目标落点。以视线坐标系数为导引坐标系，进行比例导引律计算，如图 7所示。om连线为目标点到火箭子级的视线，D为视线高低角，T为视线方位角，v为运载火箭一子级速度。先将组合导航获取的一子级速度和位置转换到目标坐标系，然后基于目标坐标系和导引坐标系参数求导引律，即视线高低角变化率?D和视线方位变化律?T。基于最优导引律，处理得到箭体坐标系中过载指令如下：|ncy=KGDvg?Dncz=KGTvg?Tcos D（1）式中：KGD一般取4.0；KGT一般取 3.0。2.3控制律设计控制系统的俯仰和偏航通道采用过载自动驾图 6一子级与栅格舵组合体测力风洞试验Fig.6Grid fin in force measurement wind tunnel test 00.20.40.60.811.2012345CNMa10舵偏舵偏8攻角攻角法向力法向力系数系数CFD仿真值试验值（a）法向力系数对比值 00.10.20.30.40.50.60.7012345XCPMa10舵偏舵偏8攻角压心系数攻角压心系数CFD仿真值试验值（b）压心系数对比值图 5CFD仿真结果与风洞试验对比值Fig.5Result comparison of simulation and force measurement wind tunnel testo（目标落点）m（火箭子级质心）xyzvDT 图 7运载火箭一子级与目标落点关系Fig.7Illustration of the relationship launch vehicle s first stage and the target impact point during the target coordinate42第 40 卷 2023 年第 s1 期李瑞鸿，等：基于栅格舵的运载火箭一子级落区控制技术驶仪，俯仰通道过载驾驶仪结构框图如图 8所示，包括阻尼回路、增稳回路和过载回路。图中：Ka为制导控制参数；K为增稳控制参数；K为阻尼控制参数；nyc为制导律产生过载指令；ny为法向过载；zc为俯仰舵偏指令；z为实际俯仰舵偏角；GSF(s)为舵机传递函数；GST(s)为速率陀螺传递函数；GJB(s)为加速度计传递函数。采用极点配置方法进行过载自动驾驶仪设计，针对伺服舵机、气动和弹道特性，以再入过程中 Ma=2.0 的弹道参数为例，进行俯仰通道过载驾驶仪 设 计，得 到 控 制 参 数 为Ka=0.133，K=5.763，K=2.039，开环频率特性曲线如图 9所示，闭环阶跃响应曲线如图 10所示。开环幅值裕度 Gm=9.9 dB，相位裕度 Pm=73.9。用终值的2%误差范围定义调节时间，则过载指令闭环调节时间为 1.91 s。偏航通道过载自动驾驶仪与俯仰通道过载自动驾驶仪具有相同的结构，设计方法相同。滚动通道自动驾驶仪结构框图如图 11所示，其作用是稳定箭体滚转角到零位，为俯仰、偏航、滚动3个回路解耦设计提供基础。图中：K为滚转角控制参数；Kx为滚转角速度阻尼控制参数；xc为滚转舵偏指令；x为实际滚转舵偏角。以再入过程中 Ma=2.0 的弹道参数为例，进行滚动通道过载驾驶仪设计，得到控制参数为Kx=0.601，K=0.601，开环频率特性曲线如图 12 所示，闭环阶跃响应曲线如图 13 所示。开环幅值裕度 Gm=9.31 dB，相位裕度 Pm=50.9。用终值的2%误差范围定义调节时间，则滚转角指令闭环调节时间为 0.18 s。2.4仿真结果以某次运载火箭发射任务为例，取一、二级分离时刻速度、位置、姿态角和角速度等参数作为运载火箭一子级初始条件，并考虑气动系数偏差、大气密度偏差、一子级箭体质量偏差与转动惯量偏差和高空风的影响，进行 6 自由度蒙特卡洛打靶仿真7 400 次，分别统计无栅格舵状态和有栅格舵控制aK/Ks1(1)Vg Ts+K()zzWs()SFGs()STGs()JBGsycnynzczz 图 8俯仰通道过载自动驾驶仪结构框Fig.8Illustration for pitch-channel acceleration autopilot图 9俯仰通道过载自动驾驶仪开环 Bode图Fig.9Bode plots of pitch-channel acceleration autopilot图 10俯仰通道过载自动驾驶仪闭环阶跃响应Fig.10Step response of pitch-channel acceleration autopilot()xxWs()SFGs1s0c=xKK_x_xxc()STGs 图 11滚动通道自动驾驶仪结构框Fig.11Illustration for roll attitude autopilot43第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）的落点散布，分析栅格舵控制效果。运载火箭一子级无栅格落点散布图如图 14 所示，其中落点范围为半径 15 km 的圆内。运载火箭一子级栅格控制落点散布图如图 15 所示，其中落点范围为 9 km3 km。由图 14 与图 15 对比可知，增加栅格舵控制后，落点散布大幅减小，落点范围由 706 km2减小到27 km2。3飞行试验 为验证栅格舵系统的合理可行性，选用长征四号乙运载火箭进行栅格舵系统飞行演示验证试验，长 征 四 号 乙 运 载 火 箭 一 子 级 长 27.91 m、直 径 3.35 m，再入返回质量约为 11 t，栅格舵地面展开和收拢如图 16所示，安装了栅格舵的长征四号乙运载火箭如图 17所示。2019年11月和2020年9月先后利用长征四号乙运载火箭成功实施了 2次栅格舵系统飞行演示验证试验，一子级分离后，4个舵面按既定程序在 200 km高空正常展开，栅格舵落区控制系统工作正常，落区接收测量信号均正常，一子级以稳定的姿态整体准确降落至预定落区，落区试验队员地面搜索获取了大部分残骸，栅格舵在一子级分离后空中展开锁定图如图18所示，回收的栅格舵如图19所示。再入大气段俯仰姿态角曲线如图 20 所示。在一、二级分离后，一子级在大气真空段翻转 3.5圈，再入大气后姿态迅速收敛稳定，栅格舵控制介入后向目标点机动飞行。长征四号乙运载火箭一子级的原有落区范围为 3055 km的梯形，如图 21所示，图中长方形框 1029 km 为划定的栅格舵落区控制范围，为原有落区面积的 15%。2 次飞行试验的一子级均落入长方形框内，其中第 1 次飞行中一子级实际落点相距理论落点横向偏差0.1 km，纵向偏差3.2 km；第 2次飞行中一子级实际落点相距理论落点为14.8 km，横向偏差为0.3 km，飞行栅格舵图 12滚动通道自动驾驶仪开环 Bode图Fig.12Bode plots of roll attitude autopilot图 13滚动通道自动驾驶仪闭环阶跃响应Fig.13Step response of roll attitude autopilot 6.36.356.46.456.56.556.66.656.76.75x 105-0.500.511.522.533.54x 104x/mz/m 图 14运载火箭一子级无栅格落点散布Fig.14The impact distribution of the launch vehicles first stage without grid fins 6.496.56.516.526.536.546.556.566.576.58x 1051.71.751.81.851.91.9522.052.12.152.2x 104x/mz/m 图 15运载火箭一子级栅格舵控制落点散布Fig.15The impact distribution of launch vehicle first stage with grid fins control44第 40 卷 2023 年第 s1 期李瑞鸿，等：基于栅格舵的运载火箭一子级落区控制技术系统经历了一子级耗尽关机引起的拉偏工况考核，栅格舵系统使一子级向前机动飞行约 6.4 km，有效地避免了一子级飞出原有落区范围的安全风险。两次飞行试验均实现了将原一子级落区范围缩小 85%的设计目标，验证了栅格系统的合理可行性。(a)栅格舵地面收拢图(b)栅格舵地面展开图图 16栅格舵安装在一、二级级间段上Fig.16The grid fins on the launch vehicle图 17安装栅格舵的长征四号乙运载火箭Fig.17The grid fins on the L M-4(a)栅格舵空中收拢图 (b)栅格舵空中展开图图 18栅格舵在空中展开锁定Fig.18The grid fins unfold lock in the air图 19回收的栅格舵Fig.19Recycled rid fins45第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）4结束语 为实现大幅缩小运载火箭一子级残骸落区范围，本文提出了一子级栅格舵系统工程实施方案，给出了栅格舵系统组成和工作流程，分析了栅格舵气动特性，设计了控制系统制导率，并开展了仿真工作，最后对飞行试验结果进行了分析总结，主要获得以下结论：1）栅格舵系统方案设计合理、工程可实施性强，栅格舵气动设计性能优，舵面防热效果好，一子级再入返回控制精度较高；2）栅格舵系统飞行试验的成功，验证了基于栅格舵的一子级落区可控技术的合理可行性，实现了将原有落区面积缩小 85%的目标，这将极大改善落区安全环境，避免大规模人员疏散和可能造成的生命财产损失；3）栅格舵系统为通用化独立系统，可推广应用到我国其它运载火箭一子级落区控制，同时，飞行演示验证的成功，将有力推动垂直起降重复使用运载器精确返回控制关键技术的攻关与工程应用。参考文献1 肖松春，宋建英，安学刚.基于蒙特卡洛方法的运载火箭残骸落区划定 J.装备指挥技术学院学报，2010，21（4）：66-70.2 何京江，魏志东，董继辉，等.采用空气阻力修正的火箭残 骸 落 点 算 法J.重 庆 大 学 学 报，2012，35（10）：99-103.3 田继超，宋强，洪刚，等.常规运载火箭解决落区安全问题的方法 J.航空学报，2018，39（增刊 1）：30-36.4 徐明兴，贾洪印，陈功，等.基于栅格舵的火箭芯一级残骸 落 点 控 制 问 题 研 究J.飞 行 力 学，2019，37（4）：68-72.5 彭科，胡凡，张为华，等.栅格翼气动特性及其应用研究综述 J.固体火箭技术，2015，38（4）：458-464.6 秦震，李新宽，陈杰，等.基于钛合金薄板的运载火箭栅格舵结构研究 J.上海航天（中英文），2020，37（增刊2）：206-210.7 张亮，王淑华，姜贵庆.钝化前缘对栅格翼激波干扰与热流分布的影响 J.2010，31（2）：324-328.150200250300350400450500550-40-30-20-10010203040X:152.939Y:-0.522013t/sX:534.939Y:2.91785X:421.899Y:16.4414X:214.499Y:35.4409X:468.619Y:-3.61789(a)再入俯仰角变化曲线 150200250300350400450500550-200-150-100-50050100150200X:421.899Y:-1.89998t/sX:152.939Y:-145.701X:534.939Y:-87.3779(b)再入偏航角变化曲线图 20再入大气段俯仰姿态角曲线Fig.20Pitch angle curve of re-entry atmospheric图 21原有落区与栅格舵控制落区，理论落点（）与实际落点（）对比图Fig.21Original landing area and landing area with rid fins，theoretical and actual landing area46