新一代運(yùn)載火箭適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)停擺故障控制策略研究

馮 昊 李新明 潘 豪

北京航天自動(dòng)控制研究所， 北京100854

新一代運(yùn)載火箭適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)停擺故障控制策略研究

馮 昊 李新明 潘 豪

北京航天自動(dòng)控制研究所， 北京100854

我國新一代運(yùn)載火箭采用了助推發(fā)動(dòng)機(jī)與芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合搖擺控制模式，但隨著參與控制發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量的增加也帶來了控制系統(tǒng)可靠性降低的風(fēng)險(xiǎn)。本文針對火箭飛行過程中發(fā)生的單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)停擺故障，從控制力補(bǔ)償原理進(jìn)行分析，提出了控制力補(bǔ)償策略，并進(jìn)一步對發(fā)動(dòng)機(jī)停擺可適應(yīng)的能力范圍進(jìn)行了研究，最后通過數(shù)學(xué)仿真得到驗(yàn)證。應(yīng)用該控制策略可以實(shí)現(xiàn)新一代運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的故障吸收，提高系統(tǒng)的可靠性。

控制力補(bǔ)償；故障吸收；發(fā)動(dòng)機(jī)故障；可靠性

運(yùn)載火箭是實(shí)施太空發(fā)展戰(zhàn)略的基礎(chǔ)，為了保證新一代運(yùn)載火箭的運(yùn)載能力和控制能力，新一代運(yùn)載火箭的助推發(fā)動(dòng)機(jī)不同于我國現(xiàn)有捆綁助推器的發(fā)動(dòng)機(jī)噴管固定不擺動(dòng)的形式，而是采用和芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)相類似的單向甚至多向擺動(dòng)以控制火箭的飛行方向，新型火箭的控制系統(tǒng)也隨之從單純的芯級(jí)擺動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定控制轉(zhuǎn)化成更為復(fù)雜的芯級(jí)與助推級(jí)多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)擺動(dòng)的協(xié)調(diào)控制。

隨著參與控制發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量的增加，火箭飛行控制的復(fù)雜程度增大。本文研究了發(fā)動(dòng)機(jī)存在伺服機(jī)構(gòu)故障時(shí)控制力重新分配的算法，即當(dāng)火箭飛行過程中發(fā)生單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)停擺故障時(shí)，設(shè)計(jì)控制力補(bǔ)償策略，即保證發(fā)動(dòng)機(jī)故障前后的系統(tǒng)控制力和控制力矩保持恒定[1-2]。通過該策略可以實(shí)現(xiàn)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的故障吸收，提高系統(tǒng)的可靠性。

1 控制力補(bǔ)償原理

發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生故障后，力矩平衡遭到破壞，運(yùn)載火箭姿態(tài)發(fā)生變化，要使運(yùn)載火箭能夠穩(wěn)定飛行，必須保證滾轉(zhuǎn)角為0，即通過控制力補(bǔ)償策略來實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)故障吸收。主要通過正常發(fā)動(dòng)機(jī)擺角的擺動(dòng)抵消因?yàn)橥[產(chǎn)生的附加力矩來改變控制律，重新分布各發(fā)動(dòng)機(jī)的力和力矩，使最終產(chǎn)生的控制力矩保持不變，即等于發(fā)動(dòng)機(jī)均正常工作時(shí)產(chǎn)生的控制力矩。以某新型運(yùn)載火箭為例，一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)尾視圖如圖1所示。

圖1 一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)尾視圖

假設(shè)助推發(fā)動(dòng)機(jī)舵擺角分別為：δztⅠ，δztⅡ，δztⅢ，δztⅣ，各臺(tái)助推發(fā)動(dòng)機(jī)推力為Nzt。芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)舵擺角分別為：δxjⅠ，δxjⅡ，δxjⅢ，δxjⅣ，各臺(tái)芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)推力為Nxj?；鸺龜[動(dòng)軸到火箭質(zhì)心的距離為L，火箭擺動(dòng)軸到火箭縱軸距離分別為R和r。這里設(shè)Nzt=Nxj，R=mr，可以得到俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)三通道[2]的控制力矩。一般情況下，各擺角擺動(dòng)的度數(shù)不大，近似認(rèn)為sinδzt≈δzt, sinδxj≈δxj。

滾轉(zhuǎn)控制力矩：

Mxc=Nzt(δztⅠ+δztⅡ+δztⅢ+δztⅣ)R+Nxj(δxjⅠ+δxjⅡ+δxjⅢ+δxjⅣ)r

(1)

偏航控制力矩：

Myc=[Nzt(δztⅠ-δztⅢ)+Nxj(δxjⅠ-δxjⅢ)]L

(2)

俯仰控制力矩：

Mzc=[Nzt(δztⅣ-δztⅡ)+Nxj(δxjⅣ-δxjⅡ)]L

(3)

當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)停擺之后，若使發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生控制力矩保持不變，需要對其它發(fā)動(dòng)機(jī)舵擺角進(jìn)行重新分配，來保證俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)3通道的控制力矩重新達(dá)到平衡。

2 控制力補(bǔ)償策略

根據(jù)力矩平衡[3]原理，要使故障發(fā)生前后的控制力矩保持不變，必須滿足下式：

(4)

由于助推發(fā)動(dòng)機(jī)Ⅱ停擺，此擺角只影響俯仰角和滾轉(zhuǎn)角，不影響偏航通道。因此控制偏航通道的發(fā)動(dòng)機(jī)擺角不受影響。

(5)

設(shè)助推發(fā)動(dòng)機(jī)相對火箭中心軸的距離R與芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)相對火箭中心軸的距離r滿足一定的關(guān)系式，即R=mr?；喩鲜龇匠痰玫剑?/p>

(6)

并令：

得到助推發(fā)動(dòng)機(jī)II停擺時(shí)，其它正常工作相關(guān)發(fā)動(dòng)機(jī)擺角為：

(7)

式(7)即適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)停擺故障所采用的控制力補(bǔ)償算法，其中，m為助推發(fā)動(dòng)機(jī)相對火箭中心軸的距離R與芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)相對火箭中心軸的距離r之比，為火箭的固有結(jié)構(gòu)系數(shù)。k和k′為故障前后助推發(fā)動(dòng)機(jī)和芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)擺角關(guān)聯(lián)系數(shù)，屬于可調(diào)整系數(shù)。

發(fā)生故障后，助推級(jí)各發(fā)動(dòng)機(jī)擺角與芯級(jí)各發(fā)動(dòng)機(jī)擺角會(huì)發(fā)生變化。經(jīng)過分析，此倍數(shù)關(guān)系取太小，則造成發(fā)生故障后的其它發(fā)動(dòng)機(jī)擺角會(huì)過大，有可能超過所給限幅值；取太大，則停擺的角度范圍會(huì)過小，具體可根據(jù)實(shí)際情況調(diào)整。

3 故障可適應(yīng)能力分析

同樣，考慮助推發(fā)動(dòng)機(jī)Ⅱ(δztⅡ)發(fā)生停擺故障，討論發(fā)動(dòng)機(jī)停擺范圍問題。

根據(jù)式(7)的重構(gòu)策略，且δztⅠ(Ⅰ,Ⅱ,Ⅲ,Ⅳ)=kδxjⅠ(Ⅰ,Ⅱ,Ⅲ,Ⅳ)，可得擺角差值關(guān)系式組：

(8)

分析上述參數(shù)，由于k，k′為故障前后助推發(fā)動(dòng)機(jī)和芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)作用擺角之比，而當(dāng)助推發(fā)動(dòng)機(jī)停擺時(shí)，應(yīng)該適當(dāng)加大芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的作用力，應(yīng)滿足0lt;k′≤k。另外，參數(shù)m為助推發(fā)動(dòng)機(jī)和芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)控制力臂長度之比，且mgt;1恒成立，有如下關(guān)系：

(9)

且：

易得：

因此當(dāng)助推發(fā)動(dòng)機(jī)Ⅱ停擺，m不太大時(shí)，其對應(yīng)的芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)Ⅱ(δxjⅡ)受其影響較大，與本文第4節(jié)中的數(shù)學(xué)仿真結(jié)論相符(如圖2～3)。因此，可以根據(jù)芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)Ⅱ的限制角度反推得到助推發(fā)動(dòng)機(jī)Ⅱ的停擺范圍，即停擺故障可適應(yīng)能力。

可以得出芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)Ⅱ的擺角分配策略：

(10)

(11)

4 數(shù)學(xué)仿真及結(jié)果分析

為驗(yàn)證本文給出的發(fā)動(dòng)機(jī)故障情況下控制力補(bǔ)償策略的有效性，進(jìn)行了數(shù)學(xué)仿真研究。仿真中以助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)Ⅱ分機(jī)發(fā)生停擺故障為例，仿真條件取發(fā)生故障后，助推級(jí)各發(fā)動(dòng)機(jī)擺角與芯級(jí)各發(fā)動(dòng)機(jī)擺角的倍數(shù)關(guān)系為0.8，即k′=0.8，取m=5.5。

助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)Ⅱ分機(jī)在20s時(shí)發(fā)生故障，俯仰通道、偏航通道和滾動(dòng)通道的姿態(tài)角偏差仿真曲線分別如圖2～4。圖中，“……”曲線為發(fā)動(dòng)機(jī)無故障仿真曲線，“——”曲線為發(fā)動(dòng)機(jī)故障但是未采取控制力補(bǔ)償策略仿真曲線，“-·-·-”曲線為發(fā)動(dòng)機(jī)故障且采用了本文的控制力補(bǔ)償策略仿真曲線。

采用控制力補(bǔ)償策略后的助推發(fā)動(dòng)機(jī)擺角曲線和芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)擺角曲線分別如圖5和6。

圖2 助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)II分機(jī)故障時(shí)俯仰姿態(tài)角偏差ΔΦ仿真曲線

圖3 助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)II分機(jī)故障時(shí)偏航姿態(tài)角偏差ΔΨ仿真曲線

圖4 助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)II分機(jī)故障時(shí)滾動(dòng)姿態(tài)角偏差Δγ仿真曲線

圖5 助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)II分機(jī)故障時(shí)助推發(fā)動(dòng)機(jī)擺角仿真曲線

圖6 助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)II分機(jī)故障時(shí)芯一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)擺角仿真曲線

以上仿真證明，當(dāng)火箭飛行過程中出現(xiàn)一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)停擺后，經(jīng)過控制力補(bǔ)償，且當(dāng)各個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)的擺角小于給定的限幅值時(shí)，姿態(tài)角能夠?qū)崿F(xiàn)很好的跟蹤效果，消除發(fā)動(dòng)機(jī)停擺故障對控制系統(tǒng)的影響。

5 結(jié)論

控制力補(bǔ)償策略是控制系統(tǒng)提高可靠性的有效手段。本文針對運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)停擺故障，通過理論推導(dǎo)提出了實(shí)現(xiàn)火箭控制力補(bǔ)償?shù)牟呗苑椒ǎ⑦M(jìn)一步研究得到了發(fā)動(dòng)機(jī)故障可適應(yīng)的能力范圍，采用控制力補(bǔ)償有效的提高了發(fā)動(dòng)機(jī)故障情況下的控制品質(zhì)。分析和仿真結(jié)果表明，應(yīng)用該策略在控制系統(tǒng)出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)停擺故障后，姿態(tài)角和姿態(tài)角速度變化平緩，控制精度較好?？梢詫?shí)現(xiàn)新一代運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的故障吸收，從而提高了系統(tǒng)的可靠性。

[1] 徐延萬，等.液體彈道導(dǎo)彈與運(yùn)載火箭系列[M].控制系統(tǒng)(上).北京：宇航出版社，1989.(Xu Yanwan, et al. Liquid Ballistic Missile and Launch Vehicle Series[M].Control System(part I).Beijing：Aerospace Press, 1989.)

[2] 徐延萬，等.液體彈道導(dǎo)彈與運(yùn)載火箭系列[M].控制系統(tǒng)(下).北京：宇航出版社，1989. (Xu Yanwan, et al. Liquid Ballistic Missile and Launch Vehicle Series[M]. Control System (part II). Beijing：Aerospace Press, 1989.)

[3] 胡壽松. 自動(dòng)控制原理[M].北京：國防工業(yè)出版社，1994. (Hu Shousong.Automatic Control Principle[M]. Beijing：National Defense Industry Press, 1994.)

ResearchonControlStrategyofNewGenerationLaunchVehiclesAdaptiontoEngineFault

Feng Hao, Li Xinming, Pan Hao

Beijing Aerospace Automatic Control Institute, Beijing 100854,China

Thejointswingcontroltechnologyoftheboosterengineandthecoreengineisemployedinthenewgenerationlaunchvehicles.Butwiththeincreasingnumberofcontrolengine,theriskofreducingthereliabilityofthecontrolsystemisalsobrought.Accordingtotheprincipleofcontrolforcecompensation,inthispaper,asingleenginefailureoccurredduringflightisstudiedandthecontrolstrategyisproposed.Andfurthertheabilityrageofenginefaultcanbestudied.Finally,thecontrolstrategyisverifiedbymathematicalsimulation.Applicaitonofthiscontrolstrategycanrealizethefaultabsorptionoftheengineandimprovethereliabilityofthecontrolsystem.

Controlforcecompensation;Faultabsorption;Enginefault;Reliability

V448.22

A

1006-3242(2017)04-0057-05

2016-11-29

馮昊(1976-)，女，遼寧人，碩士，高級(jí)工程師，主要研究方向?yàn)閷?dǎo)航、制導(dǎo)與控制；李新明(1976-)，男，河北人，碩士，高級(jí)工程師，主要研究方向?yàn)閷?dǎo)航、制導(dǎo)與控制；潘豪(1981-)，男，山東人，博士，高級(jí)工程師，主要研究方向?yàn)閷?dǎo)航、制導(dǎo)與控制。