一種飛行器動(dòng)力系統(tǒng)多維故障重組方法

戴世聰，肖 振，孫超逸，樊奇林，肖 翔

（1. 空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京，100076；2. 北京航天自動(dòng)控制研究所，北京，100854）

0 引 言

動(dòng)力系統(tǒng)是飛行器實(shí)現(xiàn)軌道控制、助推加速、制動(dòng)減速、機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)彎、姿態(tài)控制等動(dòng)作的關(guān)鍵系統(tǒng)，其能否可靠工作是決定飛行任務(wù)能否正常完成的關(guān)鍵。而動(dòng)力系統(tǒng)，特別是用于軌道控制的液體發(fā)動(dòng)機(jī)，其復(fù)雜的系統(tǒng)組成疊加自身工作時(shí)產(chǎn)生的高溫、振動(dòng)等復(fù)雜環(huán)境，使其可靠性難以提高。同時(shí)，軌控動(dòng)力系統(tǒng)重量占飛行器總重比例高，采用直接冗余設(shè)計(jì)將大幅增加飛行器重量，從而對(duì)執(zhí)行助推任務(wù)的運(yùn)載器提出過(guò)高的要求，費(fèi)效比低。因此，為提升動(dòng)力系統(tǒng)可靠性，采用多臺(tái)低復(fù)雜度小推力發(fā)動(dòng)機(jī)組合工作，并在故障情況下通過(guò)飛行器在線自主重組是一種可行的可靠性提升手段。

針對(duì)故障狀態(tài)下的控制，早在1971 年已提出“完整性控制”概念，標(biāo)志著容錯(cuò)控制思想的產(chǎn)生。此后50 余年里，容錯(cuò)控制理論蓬勃發(fā)展，并在神舟飛船等項(xiàng)目上進(jìn)行應(yīng)用。文獻(xiàn)[8]提出了一種近空間飛行器的容錯(cuò)控制方法，能夠在執(zhí)行機(jī)構(gòu)卡死等情況下完成姿態(tài)控制。文獻(xiàn)[9]提出了一種適應(yīng)空天飛行器動(dòng)力系統(tǒng)故障的直接力空氣動(dòng)力復(fù)合控制容錯(cuò)方法。但上述文獻(xiàn)中的方法均是假定了飛行器的單一故障模式，而在實(shí)際工程應(yīng)用中，動(dòng)力系統(tǒng)故障模式繁雜，各類故障影響也有差異，容錯(cuò)控制系統(tǒng)需要同時(shí)適應(yīng)多種不同故障，為控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)以及總體設(shè)計(jì)帶來(lái)了挑戰(zhàn)。

從工程應(yīng)用出發(fā)，取消單一故障假設(shè)，建立了動(dòng)力系統(tǒng)故障模式影響分析到面向重組設(shè)計(jì)的核心故障映射關(guān)系；提出了多故障辨識(shí)與穩(wěn)定控制一體化的重組流程，能夠同時(shí)適應(yīng)多種故障，并實(shí)現(xiàn)了在故障識(shí)別過(guò)程中的穩(wěn)定飛行；提出了基于姿態(tài)導(dǎo)航信息的故障判據(jù)，在不額外配置傳感器的情況下，實(shí)現(xiàn)快速高可靠的故障判定。

1 面向重組設(shè)計(jì)的故障模式分析

所述方法針對(duì)姿軌控一體化的多次啟停液體發(fā)動(dòng)機(jī)，所配備的4 臺(tái)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)與4 臺(tái)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)均采用“×”字形布局方案。為便于描述，將姿控發(fā)動(dòng)機(jī)編號(hào)為1～4，軌控發(fā)動(dòng)機(jī)編號(hào)為5～8，動(dòng)力系統(tǒng)布局如圖1 所示。

圖1 動(dòng)力系統(tǒng)布局Fig.1 Thruster Layout

利用動(dòng)力系統(tǒng)故障模式影響分析（Fault Mode and Effect Analysis，F(xiàn)MEA）過(guò)程，能夠獲得完整的各單機(jī)故障模式，但單機(jī)故障模式種類繁多，為了將各故障后果與故障辨識(shí)量建立聯(lián)系，將推力室身部燒蝕、推力室冷卻環(huán)堵塞、電磁閥卡滯等單機(jī)/組件級(jí)的故障按照其對(duì)飛行的影響和處理方法進(jìn)行合并，提煉出了面向故障重組的4 類核心故障：即單個(gè)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)打不開(kāi)或無(wú)推力、單個(gè)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)不上、姿控發(fā)動(dòng)機(jī)失效、動(dòng)力系統(tǒng)整體失效，詳見(jiàn)表1。

表1 核心故障與對(duì)應(yīng)單機(jī)/組件級(jí)故障Tab.1 System Fault Mode and Corresponding Component Level Fault Mode

其中單個(gè)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)不上的核心故障不會(huì)影響飛行任務(wù)，因此重組過(guò)程中不考慮。而動(dòng)力系統(tǒng)整體失效核心故障發(fā)生后，飛行器無(wú)可用控制能力，因此不具備動(dòng)力系統(tǒng)重組的條件，同樣不考慮。在動(dòng)力系統(tǒng)故障重組設(shè)計(jì)中，只需要考慮單個(gè)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)打不開(kāi)或無(wú)推力和姿控發(fā)動(dòng)機(jī)失效兩類核心故障。

通過(guò)本節(jié)的分析，建立了動(dòng)力系統(tǒng)面向單機(jī)可靠性設(shè)計(jì)的故障模式影響分析到面向系統(tǒng)重組設(shè)計(jì)的核心故障映射關(guān)系，為后續(xù)開(kāi)展重組設(shè)計(jì)奠定基礎(chǔ)。

2 動(dòng)力系統(tǒng)故障在線識(shí)別思路

故障判定可以通過(guò)多種信息源進(jìn)行綜合比對(duì)，常見(jiàn)的判定信息源一般包括來(lái)自導(dǎo)航裝置的過(guò)載與姿態(tài)，以及來(lái)自動(dòng)力系統(tǒng)傳感器的推力室壓力。過(guò)載一般用于判定軌控發(fā)動(dòng)機(jī)故障，但對(duì)于采用多個(gè)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行器，單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)推力的情況與多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推力均偏低的情況差異較小，不利于故障的排查。而基于室壓數(shù)據(jù)的故障判定雖然準(zhǔn)確度較高，但室壓傳感器受限于推力室設(shè)計(jì)有時(shí)無(wú)法配置，此外室壓傳感器可靠性較低，單獨(dú)用于飛行判據(jù)誤判可能性較大。為此，提出了一種只依賴于姿態(tài)信息的動(dòng)力系統(tǒng)故障識(shí)別方法，其主要思想是：當(dāng)部分軌控或姿控發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障后，推力不對(duì)稱將導(dǎo)致飛行器姿態(tài)失穩(wěn)，從而能夠通過(guò)姿態(tài)失穩(wěn)的模式判定故障模式。

由表1 可見(jiàn)，動(dòng)力系統(tǒng)的故障模式不只一種，其直接效果均為姿態(tài)失穩(wěn)，為了進(jìn)行區(qū)分，辨識(shí)過(guò)程需要與控制過(guò)程一體化設(shè)計(jì)，通過(guò)控制動(dòng)作的設(shè)計(jì)及飛行器姿態(tài)響應(yīng)的實(shí)際情況，確定故障模式。

3 故障辨識(shí)與穩(wěn)定控制一體化的重組流程

3.1 故障重組流程

基于上一節(jié)的思路，通過(guò)故障重組流程中動(dòng)力系統(tǒng)工作模式的組合，能夠在飛行器姿態(tài)不出現(xiàn)不可逆發(fā)散的前提下，識(shí)別故障模式從而選擇能夠保持飛行姿態(tài)穩(wěn)定的動(dòng)力系統(tǒng)工作模式，具體如下：

第1 步（首次重組關(guān)機(jī)）：出現(xiàn)姿態(tài)失穩(wěn)后，進(jìn)行首次重組關(guān)機(jī)，即關(guān)閉4 個(gè)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)，嘗試控制姿態(tài)穩(wěn)定。此時(shí)，根據(jù)俯仰、偏航角速度極性關(guān)系確定無(wú)故障軌控發(fā)動(dòng)機(jī)組（#5#7 或#6#8）。此后如果恢復(fù)穩(wěn)定則進(jìn)行首次重組開(kāi)機(jī)，轉(zhuǎn)入第2 步。如果在設(shè)定的時(shí)間內(nèi)仍未恢復(fù)穩(wěn)定，則判定為姿控發(fā)動(dòng)機(jī)故障，采用“軌控輔助姿控”控制模式完成后續(xù)飛行。

第2 步（首次重組開(kāi)機(jī)）：首次重組關(guān)機(jī)后姿態(tài)恢復(fù)穩(wěn)定時(shí)，按照“對(duì)角半開(kāi)”模式開(kāi)啟無(wú)故障軌控發(fā)動(dòng)機(jī)組，并再次開(kāi)始監(jiān)測(cè)姿態(tài)失穩(wěn)情況，如未失穩(wěn)，則保持動(dòng)力系統(tǒng)“對(duì)角半開(kāi)”工作模式進(jìn)行后續(xù)飛行。單個(gè)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)打不開(kāi)的故障能夠在該分支中進(jìn)行適應(yīng)。如果仍然不能保持穩(wěn)定，則是單個(gè)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)推力嚴(yán)重下降但未完全消失的情況，需要進(jìn)行第2 次重組關(guān)機(jī)。

第3 步（第2 次重組關(guān)機(jī)）：再次關(guān)閉全部軌控發(fā)動(dòng)機(jī)，嘗試控制姿態(tài)恢復(fù)穩(wěn)定。選與首次開(kāi)機(jī)相反的一對(duì)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)，進(jìn)行“對(duì)角半開(kāi)”。由于此前軌控發(fā)動(dòng)機(jī)完全關(guān)機(jī)狀態(tài)已經(jīng)恢復(fù)穩(wěn)定，因此本次仍能恢復(fù)穩(wěn)定，穩(wěn)定后進(jìn)行第2 次重組開(kāi)機(jī)。

第4 步（第2 次重組開(kāi)機(jī)）：第2 次重組開(kāi)機(jī)后姿態(tài)恢復(fù)穩(wěn)定時(shí)，開(kāi)啟無(wú)故障軌控發(fā)動(dòng)機(jī)組。如果再次出現(xiàn)失穩(wěn)，則轉(zhuǎn)入第3 次重組關(guān)機(jī)，恢復(fù)穩(wěn)定則保持該狀態(tài)。

第5 步（第3 次重組關(guān)機(jī)）：關(guān)閉全部軌控發(fā)動(dòng)機(jī)，更改無(wú)故障軌控發(fā)動(dòng)機(jī)組為全部軌控發(fā)動(dòng)機(jī)，保持姿態(tài)控制進(jìn)行后續(xù)飛行。

3.2 動(dòng)力系統(tǒng)故障重組工作狀態(tài)

針對(duì)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)故障，可以通過(guò)只開(kāi)啟對(duì)角線上兩臺(tái)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)的方式保持推力對(duì)稱，避免出現(xiàn)姿態(tài)失穩(wěn)，簡(jiǎn)稱為“對(duì)角半開(kāi)”工作模式，示意見(jiàn)圖2。

圖2 “對(duì)角半開(kāi)”模式軌控發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)啟示意Fig.2 “Half On” Orbit Control Thrusters Work Mode

針對(duì)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)故障，通過(guò)短時(shí)間關(guān)閉1 臺(tái)/2 臺(tái)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)的方式，能夠消除因單個(gè)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)失效造成的大幅度姿態(tài)偏差，從而避免姿態(tài)單向發(fā)散，示意見(jiàn)圖3。

圖3 “軌控輔助姿控”模式Fig.3 “Orbit Control Assisted Attitude Control” Work Mode

3.3 故障隔離重組判據(jù)設(shè)計(jì)3.3.1 故障失穩(wěn)判據(jù)設(shè)計(jì)

故障失穩(wěn)判據(jù)用來(lái)判定姿態(tài)出現(xiàn)異常，首次判定后決策進(jìn)行故障重組流程。故障重組流程內(nèi)部根據(jù)判定失穩(wěn)后的步驟進(jìn)行工作。

故障失穩(wěn)判據(jù)是區(qū)分正常飛行與異常飛行的分水嶺，需要嚴(yán)格保證正常飛行情況下不會(huì)出現(xiàn)誤判導(dǎo)致進(jìn)入異常飛行流程。為此，需要分析正常工作情況下和出現(xiàn)故障后姿態(tài)運(yùn)動(dòng)特征的差異，從而判定故障。

在出現(xiàn)單個(gè)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)推力故障時(shí)，顯著特征是姿態(tài)角加速度躍升，姿態(tài)角速度、角度逐漸發(fā)散?？紤]到姿態(tài)角速度、角度為累積量，不能直接區(qū)分是正常值長(zhǎng)時(shí)間積累導(dǎo)致還是異常值短時(shí)間積累導(dǎo)致，因此首選直接判定姿態(tài)角加速度。

表2 故障與正常狀態(tài)角加速度區(qū)間Tab.2 Angluar Acceleration Range in Fault and Normal Senerio

為了不漏判，即只要出現(xiàn)了單個(gè)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)推力的情況就能觸發(fā)，需要判據(jù)取值最小故障值。為了不誤判，即只要不出現(xiàn)故障，就一定不會(huì)觸發(fā)判據(jù)，需要判據(jù)值大于最大正常值。

在遇到單個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)推力小幅下降或者推力偏斜過(guò)大等能夠?qū)е伦藨B(tài)失穩(wěn)，但角加速度卻并不大的故障時(shí)，通過(guò)角加速度無(wú)法進(jìn)行判定，還需要補(bǔ)充使用累積量作為判據(jù)以避免漏判。

綜上，設(shè)計(jì)姿態(tài)失穩(wěn)判據(jù)如下：

以下3種條件任一滿足連續(xù)0.2 s，認(rèn)為姿態(tài)失穩(wěn)：

3.3.2 再次開(kāi)機(jī)判據(jù)

再次開(kāi)機(jī)判據(jù)用于判定姿態(tài)已經(jīng)恢復(fù)穩(wěn)定，能夠執(zhí)行下一次軌控發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)機(jī)動(dòng)作，主要結(jié)合飛行器控制能力決定，選定如下：以下條件連續(xù)0.5 s 全部滿足，則認(rèn)為姿態(tài)恢復(fù)穩(wěn)定，可以再次開(kāi)機(jī)：

3.3.3 無(wú)故障發(fā)動(dòng)機(jī)確定判據(jù)

在首次判定姿態(tài)異常后，利用角加速度信息或角速度信息可判斷出現(xiàn)故障的發(fā)動(dòng)機(jī)在哪一個(gè)對(duì)角線上。如果是用角加速度判定故障，則用角加速度判斷故障發(fā)動(dòng)機(jī)：

首次判定故障發(fā)動(dòng)機(jī)后，如果進(jìn)入第2 次重組開(kāi)機(jī)，則選擇與前次開(kāi)機(jī)相反的兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)。

4 仿真驗(yàn)證

4.1 仿真模型與平臺(tái)

考慮配備4 臺(tái)75 N 姿控發(fā)動(dòng)機(jī)、4 臺(tái)1000 N 軌控發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行器，動(dòng)力系統(tǒng)布局如圖4 所示，飛行器滾轉(zhuǎn)、偏航、俯仰方向的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量分別為350 kg·m、4000 kg·m、4000 kg·m，以仿真步長(zhǎng)5 ms 的4 階龍格-庫(kù)塔法編制六自由度仿真程序開(kāi)展數(shù)學(xué)仿真，本節(jié)后續(xù)仿真均在此模型和平臺(tái)下開(kāi)展。

圖4 軌控發(fā)動(dòng)機(jī)故障重組仿真結(jié)果Fig.4 Recombining Simulation Results for Oribit Control Thruster Fault

4.2 軌控發(fā)動(dòng)機(jī)故障仿真典型曲線

在不考慮其他偏差的情況下開(kāi)展六自由度數(shù)學(xué)仿真。按照4 臺(tái)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)機(jī)180 s 后，#8 發(fā)動(dòng)機(jī)推力消失的方式注入故障，考察故障重組方案效果。軌控發(fā)動(dòng)機(jī)故障重組仿真結(jié)果

續(xù)圖4

由圖4a、圖4b 可見(jiàn)俯仰與偏航通道恢復(fù)穩(wěn)定只需10 s 左右，最大誤差不超過(guò)10°，由圖4c 可見(jiàn)重組過(guò)程中角速度不超過(guò)6 （°）/s，由圖4d 可見(jiàn)，在3163 s 故障發(fā)生后，通過(guò)一次重組就實(shí)現(xiàn)了姿態(tài)穩(wěn)定。

4.3 姿控發(fā)動(dòng)機(jī)故障仿真典型曲線

在不考慮其他偏差的情況下開(kāi)展六自由度數(shù)學(xué)仿真。按照4 臺(tái)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)機(jī)10 s 后，#1 姿控發(fā)動(dòng)機(jī)首次工作后關(guān)不上的方式注入故障，考察故障重組方案效果。由圖5 可見(jiàn)，在2993 s 故障發(fā)生后，軌控發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了多次開(kāi)關(guān)，俯仰偏航角以20 °幅度振蕩，未出現(xiàn)發(fā)散，三通道角速度控制在20 （°）/s 以內(nèi)。

圖5 姿控發(fā)動(dòng)機(jī)故障重組仿真結(jié)果Fig.5 Recombining Simulation Results for Attitude Control Thruster Fault

續(xù)圖5

4.4 大規(guī)模仿真統(tǒng)計(jì)結(jié)果

在發(fā)動(dòng)機(jī)故障狀態(tài)下完成了10 000 種偏差組合的數(shù)學(xué)仿真，考慮的偏差類型包括：質(zhì)量偏差、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量偏差、質(zhì)心偏差、推力偏斜、推力橫移、推力偏差以及氣動(dòng)偏差，各種發(fā)動(dòng)機(jī)故障狀態(tài)的處置結(jié)果如表3所示。

表3 故障狀態(tài)仿真結(jié)果統(tǒng)計(jì)表Tab.3 Fault Mode Simulation Result Statistics

其中應(yīng)急轉(zhuǎn)段為考慮故障模式而設(shè)置的轉(zhuǎn)段條件，代表轉(zhuǎn)段條件已達(dá)到下一飛行段可適應(yīng)程度，可以直接轉(zhuǎn)段。可見(jiàn)，對(duì)于單臺(tái)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)推力線偏斜5°、單臺(tái)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)推力、單臺(tái)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)推力下降、單個(gè)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)推力、單個(gè)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)不上這5類故障，本文所述方法均能夠保證下一飛行段可適應(yīng)，保證飛行任務(wù)順利進(jìn)行。

5 結(jié)束語(yǔ)

聚焦工程應(yīng)用，取消單一故障假設(shè)，首先開(kāi)展動(dòng)力系統(tǒng)故障模式影響分析，建立了動(dòng)力系統(tǒng)故障模式影響分析到面向重組設(shè)計(jì)的核心故障映射關(guān)系。此后提出了多故障辨識(shí)與穩(wěn)定控制一體化的重組流程，能夠適應(yīng)多種故障模式，并實(shí)現(xiàn)了故障識(shí)別過(guò)程中的穩(wěn)定飛行，并針對(duì)重組流程提出了基于姿態(tài)導(dǎo)航信息的故障判據(jù)，在不額外配置傳感器情況下，實(shí)現(xiàn)快速高可靠的故障判定。最后，通過(guò)典型仿真和考慮偏差的大規(guī)模仿真驗(yàn)證了方法對(duì)故障的適應(yīng)性。

提出的方法已用于某型液體動(dòng)力飛行器飛行試驗(yàn)，能夠提升飛行器針對(duì)動(dòng)力系統(tǒng)故障的可靠性，有效保證了飛行任務(wù)的成功。能夠擴(kuò)展用于其他配置多噴管的動(dòng)力系統(tǒng)故障重組設(shè)計(jì)。