李新國, 王文虎, 王晨曦

(1.西北工業(yè)大學 航天學院, 陜西 西安 710072;2.航天運載系統(tǒng)仿真實驗室, 陜西 西安 710072)

0 引言

亞軌道飛行器(SRLV)屬于可重復使用運載器(RLV)的一種。對于RLV,為了提高任務(wù)的安全性與可靠性,必須要考慮故障情況下的應(yīng)急返回能力。而故障仿真是應(yīng)急返回能力分析的前提,可為故障下應(yīng)急制導方法研究提供依據(jù)。文獻[1-3]分別針對傳統(tǒng)運載火箭以及導彈的典型故障進行了仿真分析,由于亞軌道飛行器尚處于初步研究階段,國內(nèi)外關(guān)于SRLV故障仿真的文獻較少。本文在收集整理傳統(tǒng)一次性運載火箭以及航天飛機常見故障的基礎(chǔ)上,歸納總結(jié)了亞軌道飛行器可能存在的故障模式。針對亞軌道飛行器上升段典型故障模式(推力損失情況),利用西北工業(yè)大學空天飛行器實驗室開發(fā)的OpenFlight仿真平臺進行了故障仿真,分析了推力損失對SRLV上升段飛行軌跡的影響,為后續(xù)應(yīng)急返回制導研究和應(yīng)急返回能力分析提供了參考。

1 亞軌道飛行器故障模式

對于亞軌道飛行器而言,可以參照傳統(tǒng)一次性運載火箭以及航天飛機故障模式進行研究。航天器是一個極其復雜的系統(tǒng),各種航天器故障千差萬別,起因繁雜,對各類故障的分析、研究有助于掌握各種故障的特征以確定故障的類型、性質(zhì)及產(chǎn)生的原因,以便采取相應(yīng)的應(yīng)急補救措施,增加飛行任務(wù)的安全性[4]。

由于飛行中故障種類繁多,下面按照故障危害程度、故障部件所屬系統(tǒng)以及故障的表現(xiàn)形式等3個方面分類闡述。

(1)按故障危害程度分類

按故障的危害程度可分為小故障、較大故障、嚴重故障和災(zāi)難性故障4個級別[5]。故障危害程度的不同會對任務(wù)造成不同的影響。小故障對于飛行性能以及乘員安全沒有影響,或者通過冗余設(shè)計、可重構(gòu)技術(shù)等手段將故障影響降低或消除,使得在保證飛行器安全返回的同時能夠繼續(xù)完成預定任務(wù)。較大故障情況下飛行器無法完成預定任務(wù),但飛行器及機組人員能夠完好無損地安全返回預設(shè)或備用著陸場。嚴重故障下只能保證乘員或重要設(shè)備的安全。災(zāi)難性故障下飛行任務(wù)宣告失敗,導致飛行器墜毀或引爆(無人飛行器)。值得一提的是,其危害程度不僅與故障本身相關(guān),還與故障發(fā)生時間、可用應(yīng)急著陸場位置等有關(guān)。

(2)按故障部件所屬系統(tǒng)分類

亞軌道飛行器主要由推進系統(tǒng)、制導控制系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)系統(tǒng)、分離系統(tǒng)、著陸系統(tǒng)等分系統(tǒng)組成。各分系統(tǒng)主要故障模式如表1所示[6]。在眾多故障模式中,以推進系統(tǒng)故障最為常見,這與其工作條件如高溫、高壓、高振動或低溫、介質(zhì)腐蝕效應(yīng)有著密切關(guān)系。歐洲太空局關(guān)于可重復使用運載器的一項可靠性研究表明,90%以上的故障與推進系統(tǒng)有關(guān)[7]。

表1 各分系統(tǒng)主要故障模式Table 1 Main failure modes of subsystems

(3)按故障的表現(xiàn)形式分類

若研究范圍僅限于故障下制導與控制技術(shù)方面,研究故障的表現(xiàn)形式比著眼于具體零部件的故障更具有實際意義。從制導控制領(lǐng)域相關(guān)文獻來看,主要研究集中在推進系統(tǒng)故障以及氣動舵面故障下的制導控制問題。表2給出了這兩方面相應(yīng)的幾種典型故障模式以及產(chǎn)生故障的原因。

表2 典型故障模式及產(chǎn)生原因Table 2 Typical failure modes and causes

2 推力損失下SRLV上升段故障 仿真

由于篇幅有限,同時考慮到推進系統(tǒng)故障的重要性,本文只針對亞軌道飛行器上升段典型故障模式推力損失情況,利用OpenFlight仿真平臺進行了仿真分析。鑒于亞軌道飛行器上升段大多處于大氣飛行段,為減小飛行器所受載荷,確保飛行安全,仿真中采用開環(huán)制導,盡管閉環(huán)制導對推力故障有適應(yīng)能力,但可能會導致飛行載荷的增大。

從故障機理來看,導致發(fā)動機推力損失的原因可能有很多種,這里只考慮其中的兩種情況:第一種情況為由于某些故障使得燃燒效率降低,影響有效排氣速度,從而導致發(fā)動機推力損失,這種情況下秒流量不會變化,但推力會變小;第二種情況為渦輪泵或閥門故障導致發(fā)動機推力損失,這種情況下推力隨秒流量的減小而減小。

下面給出了推力損失故障下不同故障時刻的仿真結(jié)果,并與正常飛行情況進行了比較。正常飛行時,關(guān)機點參數(shù):關(guān)機時間157.4 s;高度hK=59.58 km;速度VK=2 914.1 m/s;彈道傾角θK=16.9°。為保證返回過程中質(zhì)心穩(wěn)定以及起落架對著陸質(zhì)量的要求,制導采用耗盡關(guān)機方案。仿真結(jié)果如圖1和圖2所示。

(1)Case 1:燃燒效率降低導致推力損失

考慮到燃燒效率降低對推力的影響不會特別大,下面只對推力損失10%的情況進行了仿真。

由圖1(b)～圖1(c)可以看出,與正常飛行情況相比,故障下亞軌道飛行器關(guān)機時刻不變,關(guān)機高度、速度均有所下降,發(fā)生故障時刻越早,關(guān)機點高度、速度下降越厲害。30 s時發(fā)生故障,關(guān)機高度降為49.8 km,關(guān)機速度降為2498.8 m/s。從圖1(d)～圖1(f)可以看出,故障下迎角比正常飛行情況有所增加,發(fā)生故障時刻越早,迎角增加幅度越大,30 s時發(fā)生故障,飛行迎角增加約1°左右。故障發(fā)生后,前半段動壓比正常飛行動壓要小,后半段動壓比正常飛行要大,動壓的差值與故障發(fā)生時刻有關(guān),發(fā)生故障時刻越早,動壓差值越大。造成故障下這種動壓變化的原因是由于在故障發(fā)生初期,飛行器加速能力降低,必然會導致同一時刻飛行速度比正常情況要小,而此時高度降低不太顯著,從而使得動壓比正常情況要小,隨著飛行時間的增加,飛行高度與正常飛行相比降得很厲害,從而使得動壓比正常情況要大。同時從圖1(e)可以看出,若故障發(fā)生較早(30 s),可能會導致最大動壓區(qū)后移,但最大動壓值會減小。而從圖1(f)可以看出,最大動壓值的減小并不能保證|qα|一定比正常飛行要小,由于迎角比正常飛行情況有所增加使得故障下|qα|比正常飛行情況要大。因此,進行故障下軌跡重構(gòu)時,要注意對迎角加以限制,以免使得|qα|超過彎矩約束值。

圖1 Case 1故障下仿真結(jié)果Fig.1 Simulation results for Case 1

圖2 Case 2故障下仿真結(jié)果Fig.2 Simulation results for Case 2

(2)Case 2:渦輪泵或閥門故障導致推力損失

從液體火箭發(fā)動機實際故障情況來看,一般只可能是負責氧化劑或者燃燒劑輸送的其中一個渦輪泵或者閥門發(fā)生故障,兩者同時發(fā)生故障的概率很小,因此故障下發(fā)動機推力與秒流量不一定是按比例減小。為了簡化問題,假定推力與秒流量按同樣的比例減小,并對推力損失30%的情況進行了仿真。

從仿真結(jié)果可以看出,與Case 1推力損失故障模式不同,由于故障下秒流量的減小使得有動力飛行時間變長,關(guān)機時刻后移。關(guān)機速度、彈道傾角均比正常飛行有所下降。而關(guān)機高度則與故障發(fā)生時間有關(guān),若故障發(fā)生較晚(80 s,120 s),由于飛行時間變長,關(guān)機高度比正常飛行時有所增加;若故障發(fā)生較早(30 s),由于速度損失比飛行時間變長對高度的影響更大,關(guān)機高度比正常飛行時要小。圖2(d)～圖2(f)表明,故障下迎角、動壓以及qα變化趨勢與第一種推力損失故障模式相同,只不過變化幅度更大?？梢钥闯?故障下飛行后半段|qα|比正常飛行情況要大得多,因此在飛行軌跡設(shè)計時,若故障發(fā)生時刻較早,為了保證滿足彎矩約束,飛行后半段不宜采用大迎角飛行。

3 結(jié)束語

本文在分析整理運載火箭以及航天飛機常見故障的基礎(chǔ)上,歸納總結(jié)了亞軌道飛行器可能存在的故障模式。通過SRLV發(fā)動機推力損失情況下上升段故障仿真,分析了推力損失對飛行軌跡的影響。仿真結(jié)果表明，推力損失會導致SRLV關(guān)機點速度降低,也即能量降低,但關(guān)機高度則可能會增加;推力損失會導致加速能力下降,從而使得最大動壓區(qū)后移,并且故障發(fā)生越早,qα的最大值越大。因此,在發(fā)動機推力損失特別是故障發(fā)生時刻較早的情況下,在應(yīng)急飛行程序重構(gòu)時,應(yīng)根據(jù)動壓變化情況來設(shè)計迎角剖面,以滿足彎矩約束條件。

參考文獻：

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