運載火箭動力系統(tǒng)故障下制導控制技術研究進展

李爽，劉旭，葉松，林子瑞

運載火箭動力系統(tǒng)故障下制導控制技術研究進展

李爽1，劉旭1，葉松2，林子瑞1

（1.南京航空航天大學 航天學院，江蘇 南京 211106；2.北京航天自動控制研究所，北京 100854）

動力系統(tǒng)故障是導致運載火箭發(fā)射任務失敗的最常見原因，從動力系統(tǒng)故障建模、自主制導和容錯控制方面，系統(tǒng)地闡述了動力系統(tǒng)故障下運載火箭制導控制技術的研究進展，為發(fā)展新型制導控制算法提供了思路。建立了推力下降故障和執(zhí)行機構故障的數(shù)學建模，并對比了國內外先進運載火箭的制導控制性能；總結了動力系統(tǒng)故障下自主制導所涉及的軌跡優(yōu)化和制導算法；在被動、主動容錯控制框架內，回顧了典型的故障診斷、控制重構、容錯控制和震動抑制方法；同時，概述了人工智能技術在自主制導和容錯控制方面的應用；結合“會學習”的運載火箭概念，討論了人工智能技術在促進運載火箭自主化和智能化方面的發(fā)展趨勢，對未來智慧火箭的制導控制技術進行了展望。

運載火箭；動力系統(tǒng)故障；故障診斷；制導控制；人工智能

0　引言

截至2022年初，全球運載火箭發(fā)射任務已經(jīng)超過6 000次，但失敗也超過500次，尤其是近年頻繁發(fā)生運載火箭發(fā)射失利的情況［1］。以2021年發(fā)射情況為例，美國RocketLab公司的電子號火箭二級發(fā)動機點火異常導致關機；阿斯特拉公司的Astra Rocket 3.3火箭一級發(fā)動機起火爆炸［2］；而我國星際榮耀公司的雙曲線一號火箭的一級和三級發(fā)動機異常關機導致2次發(fā)射失利；快舟一號甲運載火箭因為發(fā)動機故障而發(fā)射失敗。

導致運載火箭發(fā)射失利的原因主要有3類［3］：分離系統(tǒng)故障、制導控制系統(tǒng)故障和動力系統(tǒng)故障。分離系統(tǒng)故障主要包括逃逸塔分離失敗、整流罩分離失敗、級間分離失敗與星箭分離失敗。制導控制系統(tǒng)故障包括執(zhí)行機構卡死故障和控制系統(tǒng)開環(huán)故障。動力系統(tǒng)故障包括運載火箭發(fā)動機推力下降故障、異常關機、未成功點火、爆炸。上述故障按照故障的能量屬性可大致劃分為4類［4］：

1）非（微）能量故障包括制導控制系統(tǒng)部分信息錯亂、丟失等；

2）小型能量故障包括某級推力小幅下降且超過預期閾值、部分助推器未按預期時間分離等；

3）中型能量故障包括某級推力非預期大幅下降、執(zhí)行機構部分卡死等；

4）大型能量故障包括火箭爆炸、某級推力完全喪失、執(zhí)行機構完全卡死、級間未分離等。

以上4類故障除大型能量故障為致命故障外，其余均為非致命故障。盡管非致命故障不會導致箭體爆炸或解體等嚴重事故，但不及時采取救援措施將導致發(fā)射任務失敗。例如，2017年7月發(fā)射的長征五號火箭飛行至346.7 s后一臺發(fā)動機出現(xiàn)故障，火箭仍舊按照原有制導和控制方案飛行，導致二級飛行未能飛出大氣層，最終任務失敗。如果能及時調整制導和控制方案，則仍有可能在出現(xiàn)非致命故障時提升運載火箭的發(fā)射成功率。1964年，美國土星一號運載火箭在飛行117 s后，一臺發(fā)動機異常關機，通過調整運載火箭的飛行程序，利用剩下 7臺發(fā)動機進入原定軌道，最終完成了預設任務目標。2012年，F(xiàn)alcon 9運載火箭執(zhí)行發(fā)射任務，在發(fā)射79 s后，其中一臺發(fā)動機發(fā)生故障關機，隨后通過在線軌跡重構使得運載火箭的載荷成功進入原定軌道，完成飛行任務。Falcon 9搭載的9臺發(fā)動機形成動力冗余架構，保證了飛行全程1臺發(fā)動機故障、飛行90 s后2臺發(fā)動機故障都不影響完成發(fā)射任務［4］。

盡管土星一號和Falcon 9火箭在發(fā)生推力下降故障情況下成功完成發(fā)射任務，但并不意味著它們具備制導律重構和容錯控制能力，因為上述火箭在設計時就增加了1臺發(fā)動機用來提供運載能力冗余，以確保動力系統(tǒng)故障后仍能將載荷送入原定軌道［4］。我國長征系列運載火箭由于發(fā)動機結構布局難以增加1臺發(fā)動機，運載能力冗余較小。隨著運載火箭載荷的不斷增大，通過增加發(fā)動機的硬件冗余方式已經(jīng)無法應對非致命故障下的安全需求。因此，發(fā)展具有自主制導和容錯控制能力的方法以提高運載火箭的生存概率勢在必行。

本文從動力系統(tǒng)故障建模、自主制導和容錯控制3方面，系統(tǒng)地回顧了運載火箭動力系統(tǒng)故障下制導控制技術的進展，并結合人工智能技術進行了展望，總體框架如圖1所示。

圖1　運載火箭動力系統(tǒng)故障下制導控制技術進展概覽

1　動力系統(tǒng)故障模型

運載火箭非致命故障以動力系統(tǒng)推力下降、發(fā)動機擺角執(zhí)行機構故障最為常見，主要考慮以上 2類故障的建模問題。

1.1　推力下降故障

運載火箭推力下降故障主要考慮2類故障模式［3］，運載火箭發(fā)動機推力下降為發(fā)動機額定推力的比例值和運載火箭發(fā)動機推力持續(xù)線性下降至一定推力值。第1種故障模式也稱為推力比例下降；第2種故障模式也稱為推力線性下降。2類故障如圖2所示。

圖2　運載火箭推力下降故障

1）推力比例下降模型

運載火箭發(fā)動機推力比例下降故障的數(shù)學模型如下：

式中：為飛行時間；為運載火箭發(fā)動機實際推力；0為發(fā)動機額定推力；1為發(fā)動機發(fā)生推力比例下降故障后發(fā)動機實際推力；1為發(fā)動機故障發(fā)生的時間。

2）推力線性下降模型

運載火箭發(fā)動機推力線性下降故障的數(shù)學模型如下：

式中：2為發(fā)動機發(fā)生推力線性下降故障后發(fā)動機實際推力大??；2為發(fā)動機推力線性下降故障的發(fā)生時間；3為發(fā)動機推力線性下降故障的穩(wěn)定時間。

1.2　執(zhí)行機構故障

運載火箭發(fā)動機擺角執(zhí)行機構故障會影響發(fā)動機輸出擺角大小，進而影響運載火箭推力的大小和方向，導致軌跡和姿態(tài)控制失穩(wěn)。擺角執(zhí)行機構常見的故障主要包括卡死、松浮、損傷及飽和故障［5-6］，故障模型如圖3所示。

圖3　運載火箭執(zhí)行機構故障［6］

1）卡死故障?？ㄋ拦收鲜侵赴l(fā)動機擺角執(zhí)行機構長期保持在某一非0位置，無法響應控制指令，但仍輸出常值擺角。

2）松浮故障。松浮故障是指執(zhí)行機構發(fā)生松動，一直保持在0位置，無法響應控制系統(tǒng)指令。

3）損傷故障。損傷故障是指執(zhí)行機構的控制增益發(fā)生變化，導致響應控制指令后產生偏差，導致控制性能降低。

4）飽和故障。飽和故障是指執(zhí)行機構長期響應到正向或負向最大位置。此類故障中執(zhí)行機構無法滿足控制指令需求。

運載火箭擺角執(zhí)行機構故障模型如下：

式中：0為執(zhí)行機構的0位置；max、min分別為執(zhí)行機構的最大、最小值；c為正常情況下執(zhí)行機構的輸出量；c1、c2、c3和c4分別為卡死、松浮、損傷和飽和故障下執(zhí)行機構的輸出量；c1、c2、c3和c4分別為擺角執(zhí)行機構發(fā)生卡死、松浮、損傷和飽和故障的時間。

1.3　運載火箭制導控制冗余能力

現(xiàn)役的運載火箭一般依賴動力系統(tǒng)硬件冗余和姿態(tài)控制系統(tǒng)的相位裕度來包容動力系統(tǒng)故障，但只適用于非能量故障和部分小型能量故障。以我國長征系列運載火箭為例，其制導控制系統(tǒng)主要由分系統(tǒng)級信息管理系統(tǒng)、控制系統(tǒng)冗余架構和制導控制算法構成，通過配置雙通道或三冗余總線、箭機、慣組等實現(xiàn)故障診斷和控制重構，由于缺乏全箭級的系統(tǒng)管理能力，只能應對故障引起的小偏差問題［7-9］。國外新型運載火箭（如太空發(fā)射系統(tǒng)SLS和Falcon系列火箭）配置了全箭級信息管理系統(tǒng)和魯棒性較強的制導控制算法，對于較大的推力下降故障和發(fā)動機擺角執(zhí)行機構卡死、失效等故障，有一定的適應能力。國內外運載火箭制導控制系統(tǒng)性能對比見表1［8-10］。

表1　國內外運載火箭制導控制系統(tǒng)性能對比

由表1可知，國外運載火箭的優(yōu)勢在于成熟的信息管理系統(tǒng)和制導控制算法，在硬件冗余方面和國內“長征”系列運載火箭差距不大。通過增加硬件冗余提升制導控制系統(tǒng)品質的方式已經(jīng)基本到達上限，繼續(xù)增加硬件反而會使控制邏輯龐雜和運載能力下降，而發(fā)展更加自主、容錯的制導控制算法將在不增加硬件的情況下有效提升運載火箭的自主任務規(guī)劃和在線控制重構能力，是未來運載火箭發(fā)展的新方向。

2　動力系統(tǒng)故障下制導技術

運載火箭制導技術包括軌跡優(yōu)化和制導算法。制導算法也稱制導律，用于生成運載火箭從地面轉移到目標軌道所需的制導指令，具有實時性和魯棒性，但不一定最優(yōu)。軌跡優(yōu)化算法通常不考慮飛行系統(tǒng)內部模型或參數(shù)的誤差以及外部擾動，經(jīng)離線或在線計算得出滿足運載火箭上升、入軌約束條件的最優(yōu)軌跡，等價于開環(huán)制導算法。在實際任務中，軌跡優(yōu)化是制導的基礎環(huán)節(jié)，如為制導算法提供參考軌跡或直接作為制導律生成制導指令，因此本文對兩者不加區(qū)分，統(tǒng)稱為制導算法。

早期運載火箭以程序制導方案為主，通過姿態(tài)控制系統(tǒng)跟蹤離線規(guī)劃好的程序角實現(xiàn)飛行剖面控制。該方法屬于開環(huán)制導，無法根據(jù)飛行狀態(tài)實時更新程序角指令，自主性差。目前，運載火箭大多采用攝動制導和迭代制導的組合方案。在大氣層內，攝動制導將實際軌跡在參考軌跡附近取一階近似，然后根據(jù)制導精度和特定飛行狀態(tài)的誤差量設計反饋控制增益，使運載火箭盡可能飛行在參考軌跡附近［11］。在大氣層外，迭代制導將入軌位置和速度矢量作為約束條件，基于最優(yōu)控制理論推導閉環(huán)解析解，逐漸消除攝動制導的誤差后實現(xiàn)精確入軌。攝動制導易于實現(xiàn)，對計算性能要求不高，但發(fā)生推力下降故障或外界干擾明顯時，運載火箭的飛行剖面將大幅偏離參考軌跡，無法滿足一階線性假設，進而使導引系數(shù)的修正能力飽和，并最終使運載火箭偏離目標軌道，甚至引發(fā)箭體失衡［12］。因此，提高制導系統(tǒng)應對動力系統(tǒng)故障的能力是當前制導技術的研究熱點之一。

2.1　間接法

間接法以最優(yōu)控制理論為基礎，將最優(yōu)軌跡優(yōu)化問題轉變?yōu)閮牲c或多點邊值問題，然后求解。早在20世紀60年代，LAWDEN［13］基于最優(yōu)控制理論得出了真空狀態(tài)下常值推力火箭入軌的最優(yōu)推力方向和速度協(xié)態(tài)變量位于同一方向的結論，該結論也被稱為“主矢量”理論。CHANDLER等［14］基于平坦地球假設推導了解析的線性正切制導律，并進一步發(fā)展為迭代制導。目前，包括迭代制導、真空最優(yōu)制導（Vacuum Optimal Guidance，OPGUID）和動力顯式制導（Powered Explicit Guidance，PEG）等方法已經(jīng)成為運載火箭大氣層外制導的主流算法。隨著箭載計算機技術的發(fā)展，采用打靶法、有限差分法等數(shù)值方法求解兩點邊值問題成為可能［15］。CALISE等［16-17］將真空最優(yōu)制導的解析作為大氣層內軌跡優(yōu)化問題的同倫初值，采用配點法求解了對應的兩點邊值問題，能夠在線生成滿足過程約束的制導指令，同時也將該方法用于運載火箭發(fā)射逃逸軌跡的設計。DUKEMAN和GATH等［18-20］將這一方法擴展到包含滑翔過程的運載火箭上升制導中。PU等［21-22］和PAN等［23］則進一步結合有限差分和大氣密度同倫技術對CALISE的工作［16-17］進行提高，實現(xiàn)大氣層內助推-滑翔上升和大氣層外入軌全過程的在線軌跡優(yōu)化與閉環(huán)制導。HANSON等［24］從路徑約束滿足情況、計算量等方面定量評估了基于間接法的運載火箭制導律，結果表明，真空最優(yōu)解可作為大氣層內閉環(huán)制導的初始猜測值，縮短了發(fā)射準備時間，并滿足過載、動壓、入軌條件等約束，且具備應對動力系統(tǒng)非致命故障的潛力。但是間接法應用于在線軌跡或制導指令生成時的收斂性和穩(wěn)定性有待提高。

為提高動力系統(tǒng)故障下運載火箭的安全性和成功率，近年來研究人員對間接法進行了改進。 湛康意等［25］針對推力下降故障，設計了以入軌點高度為自變量的特征量函數(shù)來評估運載火箭剩余入軌能力，并采用真空最優(yōu)制導算法實現(xiàn)目標軌道和救援軌道的入軌，但僅固定了目標軌道傾角，沒有考慮升交點赤經(jīng)約束。李文清等［26］基于迭代制導算法，分析了不同推力下降故障發(fā)生時運載火箭的剩余入軌能力。韓雪穎等［27］則進一步采用迭代制導算法構建了運載火箭推力下降故障軌跡數(shù)據(jù)庫，通過遙測數(shù)據(jù)判斷是否修改迭代制導算法的發(fā)射諸元來進入救援軌道。WANG等［28］為了確定助推-滑翔-助推運載火箭進入預定目標軌道的故障狀態(tài)集，提出了一種基于迭代制導和牛頓法的轉移軌道快速重規(guī)劃方法，將復雜的多段軌道規(guī)劃問題轉化為轉移軌道搜索問題，可快速求解。

2.2　偽譜法

偽譜法是將狀態(tài)量和控制量在全局正交節(jié)點上離散，從而把最優(yōu)控制問題轉化為參數(shù)優(yōu)化問題，再采用非線性規(guī)劃算法求解。該方法具有處理約束能力強、收斂精度高的特點，在2000年前后大規(guī)模應用于航空航天軌跡優(yōu)化和制導領域。在運載火箭軌跡優(yōu)化方面，RAO等［29］基于偽譜法開發(fā)了軌跡優(yōu)化軟件GPOPS，并求解了多級運載火箭大氣層內發(fā)射的問題。MA等［30］采用自適應偽譜法研究了多級運載火箭不同故障程度下的在線軌跡重規(guī)劃方案。LIU等［31］為提高Gauss偽譜法的計算效率，提出了初值-終值迭代方法，將不考慮性能指標的最優(yōu)解作為燃耗最優(yōu)問題的初始猜測值，該方法有效地提升了最優(yōu)軌跡計算效率，但仍無法實現(xiàn)在線軌跡優(yōu)化。馬林［32］采用自適應Gauss偽譜法求解了運載火箭六自由度軌跡優(yōu)化問題。王志祥［15］以故障時刻的飛行狀態(tài)為初值，結合助推段飛行終端約束，采用Gauss偽譜法完成了最優(yōu)軌跡重構。但該方法無法保證任何故障狀態(tài)下運載火箭仍能進入目標軌道，且軌跡優(yōu)化時間不符合在線軌跡重構要求。張志國等［33］采用C語言版SNOPT求解器，通過調整Gauss偽譜法的節(jié)點數(shù)目和制導周期，在滿足入軌精度和終端約束的同時提高了計算效率，滿足了在線軌跡規(guī)劃需求，但節(jié)點數(shù)目和制導周期的確定依賴前期大量仿真，通用性和自主性較差。HE等［34］為解決推力下降故障下運載火箭無法入軌的問題，基于自適應配點法離線生成了故障下的最優(yōu)救援軌道和上升軌跡，使用深度神經(jīng)網(wǎng)絡映射故障狀態(tài)與最優(yōu)救援軌道根數(shù)和終端控制變量的關系，確定不同故障狀態(tài)下應進入的救援軌道，最終采用自適應配點法完成上升軌跡重構。

目前，偽譜法的發(fā)展已不再局限于直接配點法的思路。FARHOO等［35］和YAN等［36］提出了只需要進行簡單矩陣運算便可以獲得跟蹤制導指令的間接偽譜法。隨后TIAN等［37］和LIAO等［38］等分別將間接Legendre偽譜法和間接Radau偽譜法用于大氣再入跟蹤制導。同時，經(jīng)典偽譜法也常常和滾動時域控制結合，用于設計運載器大氣再入跟蹤制導律。此外，YANG等［39］和RAHMAN等［40］等也開發(fā)了不依賴參考軌跡的偽譜模型預測制導算法，實現(xiàn)了大氣層外運載火箭自適應制導，將有望應用于推力下降故障場景。MA等［41］采用投影牛頓型方法改進了并行牛頓型制導方法，并將其用于在線求解運載火箭動力下降故障下時間自由軌跡重規(guī)劃問題。盡管間接偽譜法和基于經(jīng)典偽譜法的模型預測控制算法在運載火箭軌跡優(yōu)化方面應用較少，但大氣再入和上升2類場景互為逆過程，因此該思路也可推廣到運載火箭制導領域。

2.3　凸優(yōu)化方法

凸優(yōu)化方法通過凸松弛、無損凸化等手段，將非凸優(yōu)化問題轉化為凸問題求解，由于凸優(yōu)化理論具有理論全局最優(yōu)性和多項式計算復雜度的優(yōu)勢，在飛行器軌跡優(yōu)化和制導領域得到了廣泛關注。美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）和太空探索技術公司為Falcon 9火箭垂直著陸開發(fā)的制導算法G-FOLD就采用了凸優(yōu)化方法［42］。CHENG等［43］在研究火箭最優(yōu)上升制導問題時采用Newton-Kantorovich迭代法對系統(tǒng)動力學進行線性化，再使用序列凸優(yōu)化法進行求解，同時給出收斂性證明，算法計算耗時約 2～3 s。王嘉煒等［44］在CHENG研究成果的基礎上向性能指標中加入鄰近規(guī)則化項，采用Proximal-Newton-Kantorovich迭代法對動力學進行線性化，計算效率進一步提高到1 s。SUN等［45］在序列凸優(yōu)化方法的基礎上，引入了收縮信賴域策略，提高了算法求解效率，但只求解了運載火箭在彈道平面內的上升制導問題。ZHANG等［46］考慮了火箭上升過程中的阻力，采用序列凸優(yōu)化方法求解了發(fā)射平面內的上升軌跡。BENEDIKTER等［47-48］結合序列凸優(yōu)化和同倫策略，提出了用于解決運載火箭大氣層內時間最優(yōu)軌跡優(yōu)化問題的凸優(yōu)化算法。李敏等［49］將火箭制導控制一體化動力學模型反饋線性化，從而將非凸軌跡跟蹤問題轉化為凸優(yōu)化問題，并在模型預測控制框架下實現(xiàn)魯棒制導，但只研究了彈道平面內的跟蹤制導問題。近期，偽譜凸優(yōu)化憑借更高的計算精度和計算效率得到關注。在運載火箭軌跡優(yōu)化方面，王洪波等［50］采用LGR偽譜凸優(yōu)化方法，并將滑行時間增廣為控制變量，解決了固體燃料運載火箭入軌制導的點火時間不確定問題。

此外，李師堯等［51］將二維簡化模型下的優(yōu)化結果作為推力故障下軌跡重構問題的初值，通過凸優(yōu)化求解了燃耗最優(yōu)的最高圓軌道或橢圓軌道。 宋征宇等［52］在故障時估計地心角和凸優(yōu)化計算最高圓軌道，并將其作為自適應偽譜法的初值，進一步求解不含地心角約束的最高圓軌道用于決策是否調整軌道根數(shù)。LI等［53］結合無損凸優(yōu)化和序列凸優(yōu)化方法，求解了推力下降故障下運載火箭軌跡優(yōu)化問題，使運載火箭進入最優(yōu)或次優(yōu)軌道。 LI等［54］進一步提出間接凸優(yōu)化方法，但只適用于大氣層外軌跡優(yōu)化。MIAO等［55］引入虛擬控制量來彌補推力故障導致的火箭加速度損失，通過求解凸優(yōu)化問題來判斷推力故障下運載火箭是否能進入目標軌道。SONG等［56］為解決推力下降情況下運載火箭目標軌道與飛行軌跡的在線聯(lián)合優(yōu)化問題，提出了狀態(tài)觸發(fā)指標以提高求解效率，包括用于計算推力下降時軌道面內最高圓軌道、橢圓軌道的最優(yōu)高度指標，以及尋找非共面最高橢圓軌道的最小軌道平面偏差指標，進而構造了近似子問題來初始化凸優(yōu)化算法，使得最優(yōu)軌跡收斂于最優(yōu)或次優(yōu)解，避免了推力下降導致軌跡重構問題無解。

2.4　啟發(fā)式方法

啟發(fā)式方法通過模擬物理或生物規(guī)律實現(xiàn)問題尋優(yōu)，主要包括模擬退火算法、粒子群算法、遺傳算法、哈里斯鷹算法、鯨優(yōu)化算法等。由于發(fā)展較早，已有大量文獻將啟發(fā)式算法用于運載火箭軌跡優(yōu)化。羅亞中等［57］為二級運載火箭提出了基于軌道分解優(yōu)化和遺傳算法（Genetic Algorithm，GA）的太陽同步軌道任務發(fā)射軌跡設計方法。胡凡等［58］將自適應遺傳算法優(yōu)化的結果作為序列二次規(guī)劃的優(yōu)化初值，以起飛質量為目標函數(shù)，研究了固體燃料運載火箭軌跡和參數(shù)一體優(yōu)化的問題。楊希祥等［59］通過改進控制參數(shù)和引入函數(shù)拉伸策略，對粒子群算法進行了改良，并求解了固體燃料運載火箭上升段程序角優(yōu)化問題，同時闡述了智能算法在飛行器軌跡優(yōu)化中的應用。張柳等［60］改進了PSO-Powell算法的參數(shù)設置，并引入增廣拉格朗日乘子處理運載火箭上升段的過程約束，取得了良好的效果。高哲等［61］將最大有效載荷作為優(yōu)化目標函數(shù)，研究了罰函數(shù)法、粒子群算法和Powell法在多級固體燃料運載火箭軌跡優(yōu)化問題中的性能。李曉蘇［62］采用多目標啟發(fā)式算法對運載火箭軌跡規(guī)劃問題進行研究，從算法的計算時間、收斂性和收斂速度等方面進行分析評估。根據(jù)現(xiàn)有研究可知，啟發(fā)式算法一般用于運載火箭發(fā)射前總體參數(shù)和參考軌跡的優(yōu)化，在應對動力系統(tǒng)故障方面作用不大。

2.5　不確定性方法

有別于確定性優(yōu)化問題，不確定性優(yōu)化問題考慮了系統(tǒng)參數(shù)、初始條件等因素的誤差，研究系統(tǒng)在誤差條件下的演化。主要的不確定性優(yōu)化方法包括魯棒優(yōu)化、協(xié)方差分析、系統(tǒng)靈敏度理論、不確定性量化等。ROSE等［63］將線性協(xié)方差技術應用于動力顯式制導，開發(fā)了快速確定軌跡控制誤差、推進劑偏差、入軌偏差、導航誤差，以及傳感器誤差、執(zhí)行器不確定性和隨機干擾靈敏度的仿真工具，可用于多級運載火箭發(fā)射前任務分析。倪彧祺［64］在考慮運載火箭模型參數(shù)不確定性的情況下使用協(xié)方差矩陣方法設計了閉環(huán)制導律，有效抑制了模型參數(shù)誤差對入軌精度的影響。SHEN等［65］基于系統(tǒng)靈敏度理論提出了脫敏最優(yōu)控制，通過引入微分黎卡提方程實現(xiàn)了火箭在各類不確定性條件下的垂直閉環(huán)著陸，該算法可推廣到運載火箭上升軌跡優(yōu)化和制導問題中。ZHANG等［66］分析了模型參數(shù)、外界干擾等不確定性因素對運載器軌跡優(yōu)化的影響，并采用基于靈敏度非線性規(guī)劃求解器sIPOPT的Gauss偽譜法求解了運載器軌跡優(yōu)化問題。但是非確定性優(yōu)化方法很少考慮動力系統(tǒng)非致命故障。

2.6　制導技術小結

綜上所述，現(xiàn)有制導方法的總結見表2。

表2　制導方法性能對比

目前，自主制導是運載火箭動力系統(tǒng)故障下制導技術的研究熱點，該方法根據(jù)飛行狀態(tài)實時規(guī)劃滿足后續(xù)過程約束和終端條件的飛行軌跡，并生成當前制導指令。自主制導可以處理復雜、時變的非線性約束，具有很強的適應性和魯棒性。通常，具有同一概念的方法也被稱為計算制導、在線軌跡優(yōu)化、自主任務規(guī)劃、自適應最優(yōu)制導、端對端規(guī)劃、容錯制導等［52］，但自主制導對于制導律的計算效率和可靠性有較高的要求，因此提高算法的計算效率和收斂性是后續(xù)發(fā)展運載火箭動力系統(tǒng)故障下制導技術的關鍵。

3　動力系統(tǒng)故障下控制技術

運載火箭發(fā)動機推力下降，或者擺角執(zhí)行機構卡死、飽和、損傷等故障時容易導致運載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)的控制精度下降，而未建?；蚪２怀浞值膹椥哉饎雍鸵后w晃動可能覆蓋控制指令，因此要求運載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)具備容錯和抗干擾能力。為避免動力系統(tǒng)故障給運載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)造成嚴重影響，通常采用硬件冗余和解析冗余方案提高運載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)的性能。硬件冗余是指在設計姿態(tài)控制系統(tǒng)時額外增加若干個機構，當部分機構發(fā)生故障時剩余的機構仍能保證控制系統(tǒng)穩(wěn)定［67］。解析冗余則通過設計恰當?shù)目刂破鳎畲笙薅鹊乩每刂颇芰?，提高姿態(tài)控制系統(tǒng)應對故障的能力。硬件冗余只需要在發(fā)生故障時啟用備份硬件即可，對控制器的設計沒有特殊要求。解析冗余又稱主動冗余或容錯控制，根據(jù)故障信息來改變控制器參數(shù)或結構，從而充分利用系統(tǒng)控制能力實現(xiàn)故障在線補償。目前，運載火箭動力系統(tǒng)故障補償成功案例基本上都是基于動力系統(tǒng)硬件冗余實現(xiàn)的，即關閉故障發(fā)動機后對其他并聯(lián)發(fā)動機進行調節(jié)，以補償發(fā)動機故障造成的推力減少和推力方向偏差。但運載火箭的發(fā)動機和執(zhí)行機構等硬件冗余已經(jīng)達到上限，難以通過繼續(xù)增加冗余度來提高制導控制品質，因此，解析冗余是當前研究的重點。

解析冗余的實現(xiàn)方式較多，根據(jù)是否需要準確的故障信息，可將解析冗余方法分為2類：1）依賴在線故障診斷信息對系統(tǒng)控制力矩進行重構，使得系統(tǒng)在故障情況下仍能保持高精度穩(wěn)定，該方法根據(jù)故障信息主動調整了控制律，也被稱為主動容錯控制；2）不依賴精確的故障信息，而是通過自適應或魯棒策略，根據(jù)故障下狀態(tài)量的變化情況進行控制律參數(shù)在線調節(jié)，從而保持控制系統(tǒng)穩(wěn)定，也被稱為被動容錯控制［6］。因此，運載火箭控制技術的研究方向主要包括故障診斷技術、控制力矩重構技術，以及被動容錯控制技術。此外，鑒于控制模型中未建模動態(tài)給姿態(tài)控制系統(tǒng)造成的干擾，控制系統(tǒng)對箭體震動的抑制技術也是研究的重點。

3.1　故障診斷技術

故障診斷技術是火箭發(fā)動機健康管理系統(tǒng)的核心，是基于數(shù)據(jù)、知識和模型的故障診斷算法，用于飛行、試車和試車后的發(fā)動機故障診斷與分析［68-69］。對于飛行過程中發(fā)生的動力系統(tǒng)故障，由于運載火箭難以測量全部信號且地面測控系統(tǒng)也無法及時處理回傳信號，因此自主故障診斷技術非常重要。

自主故障診斷系統(tǒng)應具備自主故障檢測、估計和定位能力，其中故障檢測和估計反映了故障是否發(fā)生以及嚴重程度，故障定位則需要確定故障的位置并將其從控制系統(tǒng)中隔離［70-72］。常用的自主故障診斷方法是基于冗余信息的處理與自檢測技術，主要依據(jù)交叉檢查、一致性檢查、表決機制等策略，已經(jīng)得到實際應用。

基于知識和數(shù)據(jù)的方法受限于箭上計算能力而發(fā)展較慢。目前，自主故障診斷主要依賴基于模型的算法［69］。自主測試工程師（Knowledge-based Autonomous Test Engineer，KATE）方法是基于模型的算法之一，該方法建立發(fā)動機的標稱模型和故障模型，通過數(shù)學仿真發(fā)現(xiàn)和定位故障。隨著控制理論的發(fā)展，基于濾波器、系統(tǒng)辨識和最優(yōu)化等方法的故障診斷方法逐漸發(fā)展起來。符文星等［73］基于簡化的運載火箭6自由度模型，在擴展卡爾曼濾波中引入時變遺忘因子，實時調整狀態(tài)預測誤差協(xié)方差矩陣的大小，從而調整濾波器增益矩陣以提高濾波器對推力突變故障的適應能力。在此基礎上，ZHANG等［74］則通過擴展卡爾曼濾波計算俯仰角速度的殘差，采用靈敏度分析方法確定殘差和推力下降比例之間的關系式，并根據(jù)箭體法向過載信息確定故障發(fā)動機位置。葉松等［70］在此基礎上采用滾動二次規(guī)劃方法代替最小二乘方法估計了推力下降的程度。CHEN等［75］則基于運載火箭模型，使用跟蹤微分器估計故障情況下角加速度，通過對比故障下和非故障下的角加速度來判斷是否發(fā)生故障，并引入帶有遺忘因子的最小二乘算法和加速度信息實現(xiàn)推力下降故障程度和位置的估計。CHA等［76］建立液體燃料發(fā)動機的非線性模型，結合擴展卡爾曼濾波和無跡卡爾曼濾波設計了多模型濾波器用于檢測發(fā)動機故障。LEE等［77］為進一步實現(xiàn)發(fā)動機穩(wěn)定工作情況下的故障，將發(fā)動機模型線性化，基于卡爾曼濾波、閾值測試、白度測試、廣義似然比測試和多模型方法設計了故障診斷算法，能夠快速準確地定位發(fā)動機渦輪效率下降故障。孫成志等［78］基于神經(jīng)網(wǎng)絡和證據(jù)理論，采用徑向基神經(jīng)網(wǎng)絡建立火箭視加速度、角速度和故障類型矩陣的映射關系來完成火箭發(fā)動機故障診斷，隨后基于D-S證據(jù)理論融合故障診斷結果，并通過擴展卡爾曼濾波完成火箭飛行狀態(tài)特征量估計，確定運載火箭推力下降比例或執(zhí)行機構是否卡死。王碩等［79］聯(lián)立角速度和視加速度的狀態(tài)方程，構造了卡爾曼濾波的測量方程，采用帶有遺忘因子的最小二乘算法估計了推力下降程度，算法具有一定魯棒性。趙萬里等［80］為解決某型液體燃料火箭發(fā)動機的實時故障診斷問題，基于現(xiàn)有發(fā)動機模型和傳感器數(shù)量，設計了一種遞歸結構識別算法。該方法采用自適應學習網(wǎng)絡建立了傳感器輸出信號和發(fā)動機響應量之間的最優(yōu)預測模型，若預測響應和實際響應的誤差超過閾值，則判斷發(fā)動機發(fā)生故障，再根據(jù)平均絕對誤差完成故障定位，算法在FPGA和DSP雙系統(tǒng)平臺上部署后可在 6 ms內診斷出發(fā)動機流量衰減故障。

3.2　控制力矩重構技術

控制重構技術是根據(jù)故障信息對控制器的參數(shù)或結構進行在線調整，可以充分利用系統(tǒng)的控制能力來減小甚至消除動力系統(tǒng)故障的不良影響。在航空航天領域，控制重構技術主要用于衛(wèi)星姿態(tài)噴管故障重構、飛機或運載器氣動舵面故障重構?？刂浦貥嫾夹g主要有廣義逆、線性規(guī)劃、二次規(guī)劃、凸優(yōu)化、神經(jīng)網(wǎng)絡等方法［15，67，81］。尹彪等［82］針對運載火箭發(fā)動機擺角發(fā)生卡死故障，對擺角進行重新分配后實現(xiàn)了控制力矩重構，但沒有考慮擺角速率和擺角幅值等約束。黃盤興［67］以重構力矩誤差為目標函數(shù)，構造了二次規(guī)劃問題，采用不動點迭代法進行求解，相比經(jīng)典偽逆法可以避免執(zhí)行機構飽和。孟洲［81］將芯級和助推級進行聯(lián)合分配，通過廣義逆法實現(xiàn)控制力矩重構，避免了運載火箭執(zhí)行機構卡死導致的姿態(tài)失穩(wěn)。李鑄［83］將重構力矩誤差最小問題松弛為一個凸優(yōu)化問題，采用凸優(yōu)化方法求解，滿足控制約束的同時保證誤差最小，但計算效率有待提高。

進一步采用神經(jīng)網(wǎng)絡建立了故障程度和重構最優(yōu)解之間的映射網(wǎng)絡，實現(xiàn)在線重構。馮昊等［84］基于故障補償思想，開展了執(zhí)行機構卡死故障下的大推力運載火箭控制分配研究，但未考慮執(zhí)行機構的幅值和速率飽和。程堂明等［85］采用線性規(guī)劃控制方法進行運載火箭擺角分配，系統(tǒng)容錯性能提高，但該方法計算耗時較長。余光學等［86］通過引入非負松弛變量，將等式和不等式約束統(tǒng)一為等式約束，將發(fā)動機擺角控制分配問題轉化為線性規(guī)劃問題求解。ZHANG等［87］針對推力下降故障下運載火箭姿態(tài)跟蹤控制問題，提出了結合級聯(lián)偽逆分配方法和神經(jīng)元自適應增益調度方法的兩級控制力矩重構方案，同時針對一些典型的故障場景，提出了基于控制狀態(tài)可達性的故障系統(tǒng)重構方法，該控制重構策略能有效地處理推力損失故障，實用性較好。于海森等［88］將運載火箭控制力矩重構問題描述為約束二次規(guī)劃問題，并采用基于Armijo搜索準則和BFGS算法相結合的控制分配算法進行求解，該方法在單臺發(fā)動機故障下具有良好的姿態(tài)控制精度。WEI等［89］基于自適應非奇異快速終端滑模控制律，提出了一種基于加速Landwber迭代的控制分配算法，根據(jù)執(zhí)行機構的有效增益以及執(zhí)行機構當前位置到相應飽和極限的距離來確定控制比例分配，同時將過飽和指令在正常執(zhí)行機構之間進行再分配，可用于執(zhí)行機構發(fā)生故障時對控制器進行在線重構。綜上所述，控制力矩重構多采用基于優(yōu)化的策略，通過優(yōu)化發(fā)動機擺角來實現(xiàn)重構力矩誤差最小。該策略能夠處理擺角幅值、擺角速率等約束條件，因而得到廣泛關注，但計算效率有待提高。

3.3　被動容錯控制技術

被動容錯控制技術在運載火箭姿態(tài)控制技術領域發(fā)展較快，主要方法有自適應控制、魯棒控制、滑?？刂啤⒛Ｐ皖A測控制等［6］，但現(xiàn)有研究大多考慮干擾、模型參數(shù)或結構不確定性對控制系統(tǒng)性能的影響，而很少研究執(zhí)行機構故障問題。典型的運載火箭被動容錯控制系統(tǒng)是NASA為太空發(fā)射系統(tǒng)（Space Launch System，SLS）開發(fā)的自適應增廣控制（Adaptive Augmented Control，AAC）方法［90-92］，該方法根據(jù)MH-90等飛機的自適應駕駛系統(tǒng)開發(fā)，結合了PID控制和自適應技術。當運載火箭處于標稱飛行狀態(tài)且外部干擾較小時，由PID控制器單獨控制，而當外部環(huán)境對火箭產生明顯干擾，導致模型結構或參數(shù)發(fā)生較大改變時，自適應控制將通過系統(tǒng)辨識方法修改模型，并聯(lián)合PID控制器調整控制指令，因對控制系統(tǒng)中未知或未建模動態(tài)、非線性和環(huán)境干擾具有很好的魯棒性［6，93-94］。NASA從2012年開始系統(tǒng)測試自適應增廣控制技術在運載火箭控制系統(tǒng)中的應用效果，先后開展了數(shù)值仿真、F-18飛行測試和全面安全性評估，測試結果表明，AAC方法對于閉環(huán)不穩(wěn)定情況具有抑制作用，具有從低控制性能中恢復、防止或減少火箭控制系統(tǒng)失效的能力，有效地增強了系統(tǒng)的穩(wěn)定性和魯棒性［90-92］。目前，AAC方法已經(jīng)用于SLS的無人飛行測試。TROTTA等［95］對AAC方法進行了改進，提出采用魯棒優(yōu)化方法替代AAC的參數(shù)整定工作，分別采用基于遺傳算法和Min-max策略對這一魯棒優(yōu)化問題進行求解。仿真結果表明，運載火箭在故障和干擾情況下的姿態(tài)穩(wěn)定概率達到94%。 崔乃剛等［97］為自適應增廣控制增加了干擾補償回路和主動減載回路，明顯提高了運載火箭在內部參數(shù)、外界風干擾和彈性震動影響下的適應能力。

除AAC方法之外，LEFEVRE等［91］針對Ares-I火箭的彈性抑制問題，設計了基于誤差四元數(shù)和神經(jīng)網(wǎng)絡的自適應PID控制器，當推力下降10%時取得比傳統(tǒng)增益調度和PID控制律更好的跟蹤效果。梁小輝等［98］采用自適應和滑模變結構控制，設計了容錯控制律，保證了運載火箭發(fā)動機擺角執(zhí)行機構發(fā)生故障時姿態(tài)跟蹤誤差有限時間收斂，同時結合了自適應動態(tài)規(guī)劃方法對姿態(tài)跟蹤誤差進行補償。ZHANG等［99］設計了固定時間擴張狀態(tài)觀測器（Fixed-Time Extended State Observer，F(xiàn)xTESO），用以估計運載火箭姿態(tài)跟蹤誤差的導數(shù)和外界干擾，結合具有自適應增益的非奇異快速終端滑模方法（Nonsingular Fast Terminal Sliding Mode Scheme，NFTSMS）提出了一種自適應容錯控制方案，該方案對多種干擾和柵格翼的執(zhí)行器故障都具有魯棒性。馬艷如等［100-101］考慮干擾和執(zhí)行器故障，采用非奇異終端滑模方法解決了運載火箭姿態(tài)系統(tǒng)跟蹤問題，獲得了較好的抗干擾和故障容錯能力，并使用自適應徑向基神經(jīng)網(wǎng)絡逼近外界干擾和內部故障造成的力矩增減量，進而對控制力矩指令進行補償，避免姿態(tài)跟蹤誤差因干擾和執(zhí)行機構故障而發(fā)散。朱海洋等［72］針對運載火箭推力下降或執(zhí)行機構卡死等故障，提出了構建基于RBF神經(jīng)網(wǎng)絡的在線辨識模型，并結合滑模變結構控制設計了基線控制器對故障模型和干擾進行辨識和補償，實現(xiàn)建模偏差較大、單臺執(zhí)行機構卡死和芯級單臺發(fā)動機推力下降多種故障工況下姿態(tài)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定。蘇秀?。?02］針對發(fā)動機執(zhí)行機構卡死故障，采用二次規(guī)劃方法進行擺角重構，結合自適應L1控制器提高了控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性。孫慧杰［103］針對運載火箭擺角輸出受限或卡死的情況，采用L2增益干擾滑?？刂破鬟M行故障抑制，避免了控制飽和導致的箭體姿態(tài)不穩(wěn)定。ZHAO等［104］考慮未知外部干擾、動力學建模誤差、執(zhí)行機構故障和執(zhí)行機構約束的情況，通過輸入輸出反饋將運載火箭姿態(tài)動力學表述為二階輸入輸出系統(tǒng)，使用廣義比例積分（Generalized Proportional Integral，GPI）觀測器對系統(tǒng)的狀態(tài)和廣義擾動進行估計，同時引入非線性積分滑模流形進行魯棒容錯滑?？刂破髟O計，使該控制方案在面對執(zhí)行機構故障和執(zhí)行機構約束時具有良好的姿態(tài)跟蹤性能。

3.4　震動抑制技術

由于測量得到的角度和角速度信號含有運載火箭的彈性震動和液體晃動信號，進而影響控制精度。如果運載火箭的彈性震動和液體晃動信號過大，將導致控制信號被覆蓋，進而無法穩(wěn)定箭體姿態(tài)，因此工程型號中通常采用陷波器抑制箭體彈性震動信號。如ORR等［90］通過線性濾波器實現(xiàn)太空發(fā)射系統(tǒng)橫向彎曲和晃動的相位穩(wěn)定。TROTTA等［95］為了增強對彈性模態(tài)參數(shù)變化的魯棒性，為自適應增廣控制集成了自適應陷波濾波器，以保證一階彈性模態(tài)的相位穩(wěn)定。LEFEVRE等［96］為避免箭體彈性震動信號影響姿態(tài)跟蹤精度，在反饋控制回路中引入了濾波器，降低了彈性震動的影響。自適應濾波器的核心是震動頻率辨識，主要有時域法和頻域法［6］。時域法通過迭代或遞歸的方式來自適應更新陷波器參數(shù)，從而實現(xiàn)震動辨識，主要有陣列辨識法和模型辨識法等。但時域法運算量大、辨識參數(shù)精度不高。頻域法通過傅里葉變換及插值方法將系統(tǒng)變換到頻域內，然后采用極點配置自校正等方法進行陷波器設計。

1）時域法

范軍朋［105］為辨識箭體彈性震動頻率，基于遞推最小二乘法設計了自適應陷波器。ZHAO等［104］為消除彈性模態(tài)的影響，采用自適應陷波器處理角度和角速度的量測信號。趙小平等［106］結合參數(shù)投影技術和μ綜合法設計了自適應魯棒∞控制器，以應對大型運載火箭飛行參數(shù)不確定性和彈性震動明顯的情況。劉昆等［107］基于Steiglitz-McBride方法（SMM）設計了自適應濾波器抑制彈性震動信號。ZHANG等［99］基于SMM設計了自適應震動頻率識別算法，并采用自適應IIR濾波器對火箭各階震動頻率進行識別，同時設計了相應的校正網(wǎng)絡。張晉［108］設計了基于量子遺傳算法的彈性震動抑制網(wǎng)絡。

2）頻域法

CHOI等［109］提出將陷波器極點保持在平面單位圓內并對參數(shù)進行自適應調整，可滿足單參數(shù)濾波器始終穩(wěn)定，保證濾波收斂，同時對彈性彎曲信號的抑制作用良好。KHOSHNOOD等［110］為解決箭體的震動濾波問題，基于模型參考自適應理論設計了陷波器，確保了姿態(tài)控制系統(tǒng)的閉環(huán)穩(wěn)定。ELMELHI［111］采用徑向基神經(jīng)網(wǎng)絡積分器替換了經(jīng)典自適應陷波濾波器的頻率跟蹤積分器，從而擴大了經(jīng)典自適應濾波器的跟蹤范圍，保證閉環(huán)系統(tǒng)在大頻率彈性震動情況下仍能保持有效增益。CHOONG等［112］將運載火箭的平面運動簡化為剛體俯仰運動與彈性震動耦合模型，通過自適應更新陷波器的參數(shù)，地面試驗表明，該方法可以實現(xiàn)運載火箭的姿態(tài)穩(wěn)定。張志健等［113］基于插值離散傅立葉變換設計了自適應陷波方法，以防止固定系數(shù)陷波器處理低頻震動信號時導致的相位滯后問題。

3.5　控制技術小結

運載火箭動力系統(tǒng)故障主要是運載火箭推力下降和執(zhí)行機構卡死，實現(xiàn)故障下的容錯控制是運載火箭姿態(tài)控制的關鍵之一。隨著運載火箭的大型化和復雜化，姿態(tài)控制系統(tǒng)的震動抑制能力也很重要。根據(jù)調研結果，自主故障診斷、控制力矩重構、陷波器3類技術的特征對比和總結分別如圖4、表3和表4所示，而各類被動容錯姿態(tài)控制方法在干擾、誤差等不確定條件下的研究較為成熟，但對運載火箭動力系統(tǒng)故障的容錯性能有待進一步研究。

圖4　自主故障診斷方法性能對比

表3　控制力矩重構方法對比

表4　陷波器設計方法對比

4　人工智能技術的應用前景

航天事業(yè)的快速發(fā)展對運載火箭的安全性、可靠性和速度提出了新的要求，但傳統(tǒng)的運載火箭制導控制技術需要大量的發(fā)射前準備工作，并且任務適應能力單一，難以適應未來復雜多變的發(fā)射任務和飛行工況。隨著人工智能技術在控制領域的應用發(fā)展，采用人工智能技術解決傳統(tǒng)制導控制技術難以克服的問題成為可能。目前，北京航天自動控制研究所提出了“會學習”的運載火箭概念，如圖5所示，包括“邊飛邊學”和“終身學習”兩大特征［114-115］。其中，“邊飛邊學”要求運載火箭充分利用箭上資源，在飛行過程中通過先進的控制理論和機器學習等技術實現(xiàn)飛行狀態(tài)和環(huán)境參數(shù)在線辨識、運載和控制能力在線評估、目標在線變更、軌跡在線重新規(guī)劃、控制力矩在線重構等功能，具備任務快響應、環(huán)境強適應、飛行自學習的特點?！敖K身學習”要求基于大數(shù)據(jù)等技術充分挖掘運載火箭全生命周期數(shù)據(jù)，完成智能建模、智能模型修正方案以及參數(shù)智能優(yōu)化等工作，實現(xiàn)運載火箭制導控制系統(tǒng)的自我學習、優(yōu)化更新和遷移推廣。

圖5　“會學習”的運載火箭概念

4.1　在自主制導方面的應用

人工智能方法在自主制導方面主要有2項應用：1）使用神經(jīng)網(wǎng)絡學習最優(yōu)軌跡數(shù)據(jù)庫，為任務目標軌道在線規(guī)劃進行決策；2）采用基于強化學習等策略進行軌跡優(yōu)化，但該方法的實時性有待提高。張榮升等［117］通過程序角優(yōu)化構建了推力下降故障下運載火箭最優(yōu)彈道數(shù)據(jù)庫，并采用神經(jīng)網(wǎng)絡建立了推力下降故障與程序角之間的映射關系，使運載火箭在發(fā)生推力下降故障時能夠在線估計剩余運載能力和重構程序角。HE等［34］采用由概率神經(jīng)網(wǎng)絡和基于故障救援知識訓練的徑向基函數(shù)神經(jīng)網(wǎng)絡組成的故障救援知識集成模型，來確定最優(yōu)救援軌道。林子瑞等［3］針對運載火箭推力下降時無法正常入軌的問題，采用局部配點法建立推力下降故障下燃耗最優(yōu)軌跡數(shù)據(jù)庫，采用人工神經(jīng)網(wǎng)絡建立推力下降故障與入軌能力之間的映射關系，使運載火箭出現(xiàn)推力下降時實現(xiàn)入軌能力在線評估與決策，提高了發(fā)射任務的成功率。譚述君等［118］采用離線優(yōu)化方法，建立各類故障下的“故障狀態(tài)-救援軌道”樣本集，采用徑向基神經(jīng)網(wǎng)絡學習數(shù)據(jù)庫得到入軌決策網(wǎng)絡，并用于運載火箭在線軌跡重構。CELIS等［119］提出了基于神經(jīng)網(wǎng)絡的非線性混合算法，采用神經(jīng)網(wǎng)絡進行導航傳感器數(shù)據(jù)融合以及動力學模型的學習。蒙特卡洛仿真表明，該方法在閉環(huán)制導中對發(fā)射任務、傳感器性能、大氣和推力偏差具有很高的魯棒性。此外，國際制導控制專家IZZO等［120］闡述了人工智能方法在衛(wèi)星控制、火箭垂直著陸、火箭制導等方面的應用和前景。CHENG等［121］和GAUDET等［122］分別采用深度神經(jīng)網(wǎng)絡和深度學習方法實現(xiàn)了小行星3自由度和6自由度著陸制導。陳書釗等［123］等提出了狀態(tài)預測神經(jīng)網(wǎng)絡控制方法，完成了小型火箭垂直回收試驗。

4.2　在故障診斷方面的應用

人工智能技術在運載火箭故障診斷領域應用較早，常用于地面測控系統(tǒng)對動力系統(tǒng)故障的監(jiān)測、診斷和分析工作。例如，美國成熟的火箭發(fā)動機健康管理系統(tǒng)（Health Management System for Rocket Engine，HMSRE）中應用結構辨識神經(jīng)網(wǎng)絡，以及時間序列分析和長短時記憶神經(jīng)網(wǎng)絡［68］。在國內，李輝等［124-126］基于故障樹和人工神經(jīng)網(wǎng)絡開發(fā)了運載火箭故障診斷軟件，可實現(xiàn)發(fā)動機故障診斷和故障數(shù)據(jù)庫更新。黃強等［127］開發(fā)了基于過程神經(jīng)元網(wǎng)絡、自適應神經(jīng)模糊推理系統(tǒng)等技術的發(fā)動機地面試車故障檢測和診斷系統(tǒng)。深度學習［128-129］、遷移學習［130-131］等網(wǎng)絡也被用于發(fā)動機啟動和穩(wěn)態(tài)運行情況下的故障診斷和監(jiān)管。但人工智能技術用于在線故障診斷的案例較少。YU等［132］為實現(xiàn)液體燃料火箭發(fā)動機的實時故障檢測，提出了一種利用自適應遺傳算法優(yōu)化BP神經(jīng)網(wǎng)絡的實時故障診斷方法，將神經(jīng)網(wǎng)絡的預測值與實際收集的數(shù)據(jù)進行比較，并使用閾值判斷機制確定發(fā)動機是否有故障，該算法具有較高的故障靈敏度和系統(tǒng)魯棒性。XU等［133］采用量子遺傳算法對BP神經(jīng)網(wǎng)絡參數(shù)進行優(yōu)化，實現(xiàn)了液體燃料火箭發(fā)動機故障檢測，在液體燃料火箭發(fā)動機典型故障檢測仿真中，比傳統(tǒng)BP神經(jīng)網(wǎng)絡和單一遺傳算法的故障檢測精度提高。

4.3　在容錯控制方面的應用

容錯控制方面，主要依賴各類新型神經(jīng)網(wǎng)絡開發(fā)具有干擾補償和故障辨識能力的觀測器，或者使用機器學習算法對現(xiàn)有容錯控制律進行學習，設計具有故障自適應能力的容錯控制器。CHEN等［134］針對運載火箭執(zhí)行機構故障，研究了基于記憶增強神經(jīng)網(wǎng)絡（Memory-Augmented Neural Networks，MANN）的智能自適應容錯控制，設計了二階擾動觀測器實現(xiàn)對時變擾動的精確估計和補償，并引入MANN作為在線逼近器來抑制未知非線性的不利影響。同時，提出了自適應律來實現(xiàn)對執(zhí)行機構故障的快速響應和MANN權值的更新。LI等［135］采用深度神經(jīng)網(wǎng)絡學習了推力下降故障下的偽逆分配數(shù)據(jù)，仿真表明，實際控制力矩能夠很好地跟蹤所需的控制力矩。SCLAFANI等［136］考慮建模不確定性、彈性動力學、燃油晃動和不穩(wěn)定空氣動力學等內外因素，結合憶遞歸神經(jīng)網(wǎng)絡和PID控制器提出了一種自適應控制策略，用于改善運載火箭的姿態(tài)控制品質。相比采用前饋神經(jīng)網(wǎng)絡和循環(huán)神經(jīng)網(wǎng)絡的PID控制器，該方法對控制系統(tǒng)不確定性和故障的容錯能力更強。DUAN等［137］根據(jù)運載火箭姿態(tài)控制數(shù)據(jù)，采用無模型自適應控制（Model-Free Adaptive Control，MFAC）設計了運載火箭姿態(tài)控制律，對運載火箭載荷擾動有較好魯棒性。黃旭等［138］建立了火箭頻域分析和參數(shù)設計模型，采用雙深度Q學習（Double Deep Q-Network，DDQN）算法，通過記憶回放和時間差分選代的方式，調整馬爾可夫鏈模型來學習參數(shù)，最終得到的參數(shù)成功用于運載火箭姿控系統(tǒng)。

5　結束語

現(xiàn)役運載火箭的制導控制系統(tǒng)在建模時很少考慮動力系統(tǒng)非致命故障，并且算法對動力系統(tǒng)非致命故障的容錯能力也有限，導致運載火箭難以適應推力下降和執(zhí)行機構失效等動力系統(tǒng)故障。隨著先進的控制理論的發(fā)展和人工智能技術的成熟，運載火箭應以軟件為發(fā)展方導，研發(fā)具有自主決策和重構能力的智慧制導控制系統(tǒng)：

1）在制導方面，依托高性能箭機設備、最優(yōu)化理論、人工智能等技術發(fā)展具備運載能力評估、任務目標規(guī)劃和在線軌跡規(guī)劃能力的自主制導算法，以彌補運載火箭飛行過程中地面指揮系統(tǒng)無法及時響應的缺點，增強運載火箭的自主能力。

2）基于先進的控制理論，提高現(xiàn)有主動、被動容錯控制方法和震抑制方法的控制品質，并結合機器學習理論發(fā)展具有工程可行性的智能控制策略，保證故障下箭體姿態(tài)穩(wěn)定。

3）利用數(shù)據(jù)挖掘技術，充分發(fā)掘現(xiàn)有大量地面測試和飛行數(shù)據(jù)的價值，通過自學習的方式從現(xiàn)有數(shù)據(jù)中提取新的故障診斷和制導控制策略，實現(xiàn)箭體軟件系統(tǒng)升級換代。

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Overview of Guidance and Control Technologies for Launch Vehicles under Propulsion System Faults

LIShuang1， LIUXu1， YESong2， LINZirui1

（1.College of Astronautics， Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， Nanjing 211106， Jiangsu， China； 2.Beijing Aerospace Automatic Control Institute， Beijing 100854， China）

Propulsion system faults are the most common causes for launch vehicle failure. In this paper， the guidance and control technologies for launch vehicles under propulsion system faults are overviewed from the aspects of fault modeling， autonomous guidance， and fault-tolerant control， which may enlighten the development of new guidance and control algorithms. First， the mathematical modeling of thrust drop and actuator faults is established， and the guidance and control performance of advanced launch vehicles at home and abroad is compared. Second， the trajectory optimization and guidance algorithms involved in autonomous guidance under faults are summarized. Third， the typical fault diagnosis， control reconstruction， fault-tolerant control， and vibration suppression methods within the framework of passive and active fault-tolerant control are reviewed. Meanwhile， the application of artificial intelligence technologies to fault diagnosis and guidance control is summarized. Finally， with the introduction of the “l(fā)earning” launch vehicle concept， the development trend of artificial intelligence technologies in improving the autonomy and intelligence of launch vehicles is discussed， and the guidance and control technologies for future intelligent launch vehicles are envisaged.

launch vehicle； propulsion system fault； fault diagnosis； guidance and control； artificial intelligence

2022?03?25；

2022?06?06

國家自然科學基金項目（61273051，11672126）；航天一院高校聯(lián)合創(chuàng)新基金（CALT201703）

李爽（1978—），男，博士，教授，主要研究方向為航天器動力學與控制、深空探測技術、空間態(tài)勢感知與博弈。

V 448.1

A

10.19328/j.cnki.2096?8655.2022.04.008