南京航空航天大学液压 法尔肯9可重复使用火箭发展综述(5)

事实上，采取何种材料防热是一个复杂的问题，需要考虑诸多因素，如制造工艺、安装部位、设计要求等，而起决定作用的是飞行器所面临的气动热流、热载，这由航天器的飞行过程决定。

另外，随着科技的进步，热防护系统方案正从单一防热方案向主、被动结合的防热方案发展，“防热-结构”功能分开向“防热-结构”功能一体化发展[5]。

3.2 先进火箭发动机技术

回收火箭子级不仅要求发动机具备多次启动、大范围变推力能力，还要求发动机可重复使用，这给发动机的设计带来了严峻的挑战。

法尔肯9v1.1和法尔肯9FT一子级均采用9台Merlin 1D泵压式液体火箭发动机（见图6），该发动机可大范围调节推力。Merlin 1D发动机按照使用10次以上的标准设计，为增加其可靠性，SpaceX公司采取了多项措施，如减少结构部件、组件的个数以及进行大量严酷条件的热试车等。目前，Merlin 1D发动机已经十分成熟，制造和测试完全流程化，随着产量的不断上升，其制造成本不断降低。

图6 Merlin 1D火箭发动机

由于火箭发动机是高密度的能量释放器，对其推力进行设计和控制时需要解决诸多技术上的难题[6]。相比于现有固定推力或小范围挤压式变推力液体火箭发动机，泵压式深度变推力发动机调节元件多，针栓式喷注器、涡轮泵等关键组件工作范围广，调节控制规律复杂。目前，中国并未掌握泵压式液体火箭发动机深度变推力调节技术。

另外，可重复使用发动机还需要保持较高的减损控制率，否则在下一次使用前将需要进行全系统的维修，这不符合可重复使用“快速、廉价”的初衷。

3.3 垂直返回高精度GNC技术

高精度GNC（Guidance，navigation and Control）技术是成功实现火箭子级垂直返回的关键技术之一，确保火箭子级以稳定的姿态、按照预定的轨迹飞回指定着陆点。垂直返回GNC技术涉及到返回段任务规划、弹道设计、导航制导以及姿态控制等多个。火箭子级海上回收GNC系统结构如图7所示。

图7 GNC系统结构

现阶段，针对RLV的导航问题，一般采用组合导航系统，即将导航精度与时间无关的其他导航系统和惯性导航系统有机组合起来，以克服惯导误差随时间累积的缺点。常见的导航设备有GPS接收机、惯组、大气数据系统、雷达高度表、激光测距仪等。

火箭子级返回过程中受到材料防热、结构、动压和过载等约束，采用合理的制导方法能有效缓解苛刻限制。世界范围内对飞行器的再入制导研究较多，早期研究主要是针对航天飞机展开的，而近期一系列的研究主要是面向美、欧等第2代可重复使用运载器计划而开展，以满足对更高自主性、安全性和可靠性的需求[7]。截至目前，针对第2代可重复使用运载器而设计的再入制导方法主要有[7]：线性二次调节器再入制导方法、预测-校正方法、准平衡滑翔方法、演化的加速度制导方法、自适应制导方法、最优非线性反馈制导方法以及混合制导方法。上述各种新型制导方法均是针对高速再入情况设计的，考虑火箭子级圆柱外形及发动机反推制动的特性，需对上述各方法作出的适应性改进有待进一步研究。

火箭子级返回需进行大的姿态翻转机动，飞行空域、速域跨度大，气动参数偏差和干扰严重，此外，还面临大长细比箭体弹性变形以及由推进剂消耗带来的时变质量特性等问题，这些都使得控制系统设计的难度较大。增益调度PID控制技术是目前飞行控制工程领域应用最广泛、最成功的控制系统设计方法，其思路是将非线性时变模型在一组选定的特征点处线性化，然后为每一个线性时不变模型设计一个PID控制器，飞行过程中通过离线的调度表来更新反馈参数。该方法简便、直观，但其设计过程在一定程度上依赖于经验，尽管可保证系统在特征点附近具有很好的闭环控制性能，但当系统内部参数发生变化或外部发生严重扰动时，其全局稳定性和性能指标无法保证[8]。为此，需研究先进智能控制算法，加强控制系统对环境载荷不确定性以及非致命动力、控制机构等故障的自适应能力。同时，还需解决气动力控制、反作用力控制（RCS）和推力矢量控制等异类多执行机构复合控制的协调分配与管理难题，以形成一套高效可靠的系统设计方法、稳定性分析方法。

本文来自电脑杂谈，转载请注明本文网址：
http://www.pc-fly.com/a/dianqi/article-80993-5.html