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. 北京航天自動控制研究所，北京，100854）

0 引 言

動力系統(tǒng)是飛行器實(shí)現(xiàn)軌道控制、助推加速、制動減速、機(jī)動轉(zhuǎn)彎、姿態(tài)控制等動作的關(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。而動力系統(tǒng)，特別是用于軌道控制的液體發(fā)動機(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、振動等復(fù)雜環(huán)境，使其可靠性難以提高。同時(shí)，軌控動力系統(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，從而對執(zhí)行助推任務(wù)的運(yùn)載器提出過高的要求，費(fèi)效比低。因此，為提升動力系統(tǒng)可靠性，采用多臺低復(fù)雜度小推力發(fā)動機(jī)組合工作，并在故障情況下通過飛行器在線自主重組是一種可行的可靠性提升手段。

針對故障狀態(tài)下的控制，早在1971 年已提出“完整性控制”概念，標(biāo)志著容錯控制思想的產(chǎn)生。此后50 余年里，容錯控制理論蓬勃發(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)空天飛行器動力系統(tǒng)故障的直接力空氣動力復(fù)合控制容錯方法。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，動力系統(tǒng)故障模式繁雜，各類故障影響也有差異，容錯控制系統(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)了在故障識別過程中的穩(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

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

圖1 動力系統(tǒng)布局Fig.1 Thruster Layout

利用動力系統(tǒng)故障模式影響分析（Fault Mode and Effect Analysis，F(xiàn)MEA）過程，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)/組件級的故障按照其對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：即單個軌控發(fā)動機(jī)打不開或無推力、單個軌控發(fā)動機(jī)關(guān)不上、姿控發(fā)動機(jī)失效、動力系統(tǒng)整體失效，詳見表1。

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

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

通過本節(jié)的分析，建立了動力系統(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)開展重組設(shè)計(jì)奠定基礎(chǔ)。

2 動力系統(tǒng)故障在線識別思路

故障判定可以通過多種信息源進(jìn)行綜合比對，常見的判定信息源一般包括來自導(dǎo)航裝置的過載與姿態(tài)，以及來自動力系統(tǒng)傳感器的推力室壓力。過載一般用于判定軌控發(fā)動機(jī)故障，但對于采用多個軌控發(fā)動機(jī)的飛行器，單臺發(fā)動機(jī)無推力的情況與多臺發(fā)動機(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)信息的動力系統(tǒng)故障識別方法，其主要思想是：當(dāng)部分軌控或姿控發(fā)動機(jī)出現(xiàn)故障后，推力不對稱將導(dǎo)致飛行器姿態(tài)失穩(wěn)，從而能夠通過姿態(tài)失穩(wěn)的模式判定故障模式。

由表1 可見，動力系統(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，辨識過程需要與控制過程一體化設(shè)計(jì)，通過控制動作的設(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，通過故障重組流程中動力系統(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，識別故障模式從而選擇能夠保持飛行姿態(tài)穩(wěn)定的動力系統(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 個軌控發(fā)動機(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)系確定無故障軌控發(fā)動機(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“對角半開”模式開啟無故障軌控發(fā)動機(jī)組，并再次開始監(jiān)測姿態(tài)失穩(wěn)情況，如未失穩(wěn)，則保持動力系統(tǒng)“對角半開”工作模式進(jìn)行后續(xù)飛行。單個軌控發(fā)動機(jī)打不開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，則是單個軌控發(fā)動機(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)動機(jī)，嘗試控制姿態(tài)恢復(fù)穩(wěn)定。選與首次開機(jī)相反的一對軌控發(fā)動機(jī)，進(jìn)行“對角半開”。由于此前軌控發(fā)動機(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 次重組開機(jī)。

第4 步（第2 次重組開機(jī)）：第2 次重組開機(jī)后姿態(tài)恢復(fù)穩(wěn)定時(shí)，開啟無故障軌控發(fā)動機(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)動機(jī)，更改無故障軌控發(fā)動機(jī)組為全部軌控發(fā)動機(jī)，保持姿態(tài)控制進(jìn)行后續(xù)飛行。

3.2 動力系統(tǒng)故障重組工作狀態(tài)

針對軌控發(fā)動機(jī)故障，可以通過只開啟對角線上兩臺軌控發(fā)動機(jī)的方式保持推力對稱，避免出現(xiàn)姿態(tài)失穩(wěn)，簡稱為“對角半開”工作模式，示意見圖2。

圖2 “對角半開”模式軌控發(fā)動機(jī)開啟示意Fig.2 “Half On” Orbit Control Thrusters Work Mode

針對姿控發(fā)動機(jī)故障，通過短時(shí)間關(guān)閉1 臺/2 臺軌控發(fā)動機(jī)的方式，能夠消除因單個姿控發(fā)動機(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)動特征的差異，從而判定故障。

在出現(xiàn)單個軌控發(fā)動機(jī)無推力故障時(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)了單個軌控發(fā)動機(jī)無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，就一定不會觸發(fā)判據(jù)，需要判據(jù)值大于最大正常值。

在遇到單個發(fā)動機(jī)推力小幅下降或者推力偏斜過大等能夠?qū)е伦藨B(tài)失穩(wěn)，但角加速度卻并不大的故障時(shí)，通過角加速度無法進(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 再次開機(jī)判據(jù)

再次開機(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)動機(jī)開機(jī)動作，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，可以再次開機(jī)：

3.3.3 無故障發(fā)動機(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)動機(jī)在哪一個對角線上。如果是用角加速度判定故障，則用角加速度判斷故障發(fā)動機(jī)：

首次判定故障發(fā)動機(jī)后，如果進(jìn)入第2 次重組開機(jī)，則選擇與前次開機(jī)相反的兩臺發(fā)動機(jī)。

4 仿真驗(yàn)證

4.1 仿真模型與平臺

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

圖4 軌控發(fā)動機(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)動機(jī)故障仿真典型曲線

在不考慮其他偏差的情況下開展六自由度數(shù)學(xué)仿真。按照4 臺軌控發(fā)動機(jī)開機(jī)180 s 后，#8 發(fā)動機(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)動機(jī)故障重組仿真結(jié)果

續(xù)圖4

由圖4a、圖4b 可見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10°，由圖4c 可見重組過程中角速度不超過6 （°）/s，由圖4d 可見，在3163 s 故障發(fā)生后，通過一次重組就實(shí)現(xiàn)了姿態(tài)穩(wěn)定。

4.3 姿控發(fā)動機(jī)故障仿真典型曲線

在不考慮其他偏差的情況下開展六自由度數(shù)學(xué)仿真。按照4 臺軌控發(fā)動機(jī)開機(jī)10 s 后，#1 姿控發(fā)動機(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，在2993 s 故障發(fā)生后，軌控發(fā)動機(jī)進(jìn)行了多次開關(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、推力偏差以及氣動偏差，各種發(fā)動機(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?？梢姡瑢τ趩闻_軌控發(fā)動機(jī)推力線偏斜5°、單臺軌控發(fā)動機(jī)無推力、單臺軌控發(fā)動機(jī)推力下降、單個姿控發(fā)動機(jī)無推力、單個姿控發(fā)動機(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

聚焦工程應(yīng)用，取消單一故障假設(shè)，首先開展動力系統(tǒng)故障模式影響分析，建立了動力系統(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)了故障識別過程中的穩(wěn)定飛行，并針對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，通過典型仿真和考慮偏差的大規(guī)模仿真驗(yàn)證了方法對故障的適應(yīng)性。

提出的方法已用于某型液體動力飛行器飛行試驗(yàn)，能夠提升飛行器針對動力系統(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力系統(tǒng)故障重組設(shè)計(jì)。