魏遠明，朱海洋，馬 英，徐利杰，范瑞祥

新一代中型運載火箭故障診斷和容錯重構(gòu)總體方案研究

魏遠明1,2，朱海洋2，馬 英2，徐利杰2，范瑞祥3

（1. 國防科技大學(xué)，空天科學(xué)學(xué)院，長沙，410073；2. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076；3. 中國運載火箭技術(shù)研究院，北京，100076）

長征系列火箭已經(jīng)進入高密度研制和發(fā)射時代，但由于動力系統(tǒng)故障導(dǎo)致發(fā)射任務(wù)失敗的情況時有發(fā)生。隨著新一代液體運載火箭對高效率、高可靠要求不斷提升，中國運載火箭故障適應(yīng)性不足的問題日益凸顯。以新一代中型液體運載火箭發(fā)動機故障為研究對象，按照在線故障診斷、任務(wù)重構(gòu)以及制導(dǎo)姿控律重構(gòu)的故障應(yīng)對流程，構(gòu)建了故障診斷和容錯重構(gòu)的總體方案，有效提升了火箭對發(fā)動機故障的適應(yīng)性，為進一步打造智慧火箭奠定基礎(chǔ)。

運載火箭；動力故障；容錯控制

0 引 言

液體運載火箭系統(tǒng)組成復(fù)雜、產(chǎn)品數(shù)量眾多、工作環(huán)境惡劣，具有典型復(fù)雜巨系統(tǒng)的特征[1]。隨著技術(shù)復(fù)雜度增加和新技術(shù)、新產(chǎn)品的引入，研制和飛行中逐漸暴露出多種故障模式，給飛行安全帶來隱患，其中以動力系統(tǒng)故障最為常見且致命。

針對液體運載火箭發(fā)動機典型故障模式，通過頂層故障適應(yīng)性設(shè)計，實現(xiàn)故障診斷與容錯重構(gòu)技術(shù)，提升運載火箭可靠性，在國外已經(jīng)得到了廣泛應(yīng)用。中國現(xiàn)役運載火箭，上面級飛行段通過地面注入，具備一定的重規(guī)劃能力，火箭基礎(chǔ)級均是通過可靠性設(shè)計來提升全箭對故障的適應(yīng)性，尚不具備對典型發(fā)動機故障的診斷與容錯重構(gòu)能力。結(jié)合中國新一代中型液體運載火箭[2]的結(jié)構(gòu)特點和當前火箭的發(fā)展趨勢，開展發(fā)動機故障適應(yīng)性設(shè)計，實現(xiàn)由基于偏差設(shè)計向基于故障設(shè)計的研制模式轉(zhuǎn)變[3]，對全面提升任務(wù)可靠性具有重要意義，是中國火箭發(fā)展的迫切需求，是實現(xiàn)火箭智慧飛行的重要基礎(chǔ)。

1 研制背景

國外運載火箭在20世紀60年代就開展了發(fā)動機故障適應(yīng)性研究和應(yīng)用，并取得了一系列成功，主要的技術(shù)手段和典型應(yīng)用如下。

a）在設(shè)計上，具備發(fā)動機推力失效情況下的動力冗余適應(yīng)能力。土星IB一級裝有8臺H-1發(fā)動機，7臺發(fā)動機正常工作的額定推力即可滿足任務(wù)要求，增加第8臺發(fā)動機是為提高任務(wù)可靠性。N1火箭一級安裝了30臺發(fā)動機，飛行中具備4臺發(fā)動機（2臺故障發(fā)動機加2臺對稱布置的發(fā)動機）出現(xiàn)故障情況下的正常飛行能力。N1火箭飛行中，故障檢測系統(tǒng)監(jiān)測到發(fā)動機故障后自動關(guān)閉該發(fā)動機及其對稱布置的發(fā)動機，利用其余發(fā)動機完成后續(xù)任務(wù)。航天飛機軌道飛行器采用3臺SSME液氫/液氧發(fā)動機，在一臺發(fā)動機故障時，可以利用其余兩臺發(fā)動機完成姿態(tài)控制。法爾肯9火箭一級安裝9臺發(fā)動機，地面起飛階段允許1臺發(fā)動機故障，飛行一段時間后允許2臺發(fā)動機故障。

b）任務(wù)重構(gòu)技術(shù)和控制重構(gòu)技術(shù)。在檢測到發(fā)動機故障后，通過彈道重規(guī)劃和控制重構(gòu)充分利用火箭剩余運載能力實現(xiàn)原定任務(wù)或更換任務(wù)目標[4]。土星1號及土星系列火箭采用了包含飛行路徑優(yōu)化的“路徑適應(yīng)制導(dǎo)”技術(shù)，在飛行過程中，箭上的數(shù)字計算機系統(tǒng)會每隔約1 s根據(jù)實時飛行情況計算修正量，并優(yōu)化彈道，生成新的飛行軌跡。土星5號箭上也裝載了迭代制導(dǎo)軟件包，在判斷火箭發(fā)生故障時具備終止任務(wù)或更換任務(wù)目標的能力。這一系統(tǒng)可以在火箭一級或二級單臺發(fā)動機失效時，導(dǎo)引火箭進入停泊軌道，發(fā)動機故障發(fā)生時間較晚時，仍可以完成原定入軌任務(wù)。德爾塔4火箭和宇宙神5火箭也都采用了相似的技術(shù)并成功應(yīng)用。

中國現(xiàn)役液體運載火箭均實現(xiàn)了控制回路系統(tǒng)級冗余[5]，分離、動力等系統(tǒng)也通過可靠性設(shè)計形成了一定故障適應(yīng)能力。中國常規(guī)液體火箭可靠性設(shè)計體現(xiàn)在采用伺服閥冗余、箭機主從冗余等手段實現(xiàn)有限故障的適應(yīng)能力。通過“箭上+地面”故障聯(lián)合檢測方法和“過載+姿態(tài)”箭上極簡檢測參數(shù)選擇方法，可以進行故障預(yù)示，但火箭基礎(chǔ)級（不含上面級）尚未形成發(fā)動機故障診斷、彈道重規(guī)劃與控制容錯重構(gòu)的能力。

新一代中型液體運載火箭[2]發(fā)動機和伺服機構(gòu)數(shù)量較原有火箭更多，非常適合以其為背景發(fā)展故障檢測與容錯重構(gòu)技術(shù)。一方面是由于更多的發(fā)動機和伺服機構(gòu)導(dǎo)致相同單機可靠性條件下，發(fā)動機系統(tǒng)故障概率增高，發(fā)展故障檢測與容錯重構(gòu)具有更加明顯的現(xiàn)實意義；另一方面，更多的發(fā)動機為容錯重構(gòu)[6]技術(shù)提供了更多的重構(gòu)空間，便于開展重構(gòu)設(shè)計。

2 技術(shù)方案和技術(shù)路徑

2.1 總體技術(shù)方案

為提高動力系統(tǒng)故障情況下的任務(wù)成功率，提出故障診斷與容錯重構(gòu)技術(shù)方案。該方案需要解決3個方面的關(guān)鍵技術(shù)：通過基于發(fā)動機實測參數(shù)和基于飛行動力學(xué)參數(shù)的故障診斷技術(shù)，實現(xiàn)發(fā)動機故障診斷與風險評估；通過在線任務(wù)重構(gòu)技術(shù)，實現(xiàn)故障工況下彈道在線規(guī)劃和降級重構(gòu)；通過控制系統(tǒng)容錯重構(gòu)技術(shù)，使控制系統(tǒng)適應(yīng)多種典型發(fā)動機故障模式，以保證控制系統(tǒng)穩(wěn)定工作。

圖1 總體技術(shù)方案

方案首先完成關(guān)鍵技術(shù)的算法實現(xiàn)，然后建立完整的故障診斷與容錯重構(gòu)的軟硬件解決方案，最后通過地面驗證、飛行演示驗證，最終形成火箭配套產(chǎn)品，在新一代運載火箭發(fā)射過程中發(fā)揮作用。

2.2 關(guān)鍵技術(shù)與技術(shù)路徑

2.2.1 發(fā)動機故障診斷技術(shù)

發(fā)動機故障的在線診斷是火箭故障診斷與容錯重構(gòu)的基礎(chǔ)。故障診斷本質(zhì)是模式識別和參數(shù)辨識，其核心技術(shù)為對輸入信息的可靠識別與辨識。然而，對于液體火箭發(fā)動機尤其是新一代低溫液體火箭發(fā)動機而言，其本質(zhì)是一個機械-流動-燃燒等過程強耦合的復(fù)雜非線性系統(tǒng)，具有關(guān)鍵部件多、耦合緊密、工作環(huán)境復(fù)雜、工況變化大的特點。對其進行精確建模本身就是一個復(fù)雜而困難的問題，進行故障檢測更加困難。因此，在發(fā)動機故障檢測與診斷研究中，需要采用多元信息融合的方法。一方面，圍繞發(fā)動機數(shù)學(xué)模型及試車數(shù)據(jù)、飛行試驗數(shù)據(jù)進行校驗，得到基于發(fā)動機實測參數(shù)的故障診斷方法；另一方面，從飛行動力學(xué)參數(shù)入手，對發(fā)動機故障信息進行估計。將這兩種方法同時使用，相互融合，取長補短，得到一套準確可靠的發(fā)動機故障診斷方法，提高發(fā)動機故障檢測效率和故障定位準確性，可以為任務(wù)重構(gòu)、制導(dǎo)姿控律重構(gòu)奠定基礎(chǔ)。

基于發(fā)動機實測參數(shù)的故障診斷技術(shù)見圖2，本方案通過梳理現(xiàn)役發(fā)動機的關(guān)鍵故障診斷參數(shù)和典型故障模式，建立發(fā)動機及增壓輸送系統(tǒng)仿真模型，形成基于關(guān)鍵故障診斷參數(shù)的閾值法判據(jù)，并進行發(fā)動機地面試車健康監(jiān)控系統(tǒng)搭載試驗。通過發(fā)動機試車與飛行數(shù)據(jù)及故障模式的積累與分析，建立完善的標準數(shù)據(jù)庫。引入先進傳感器技術(shù)，提高故障診斷數(shù)據(jù)信息的提取能力。引入基于發(fā)動機熱力參數(shù)數(shù)據(jù)融合或人工智能算法的專家診斷系統(tǒng)，提高診斷正確率。

圖2 基于發(fā)動機實測參數(shù)的故障診斷流程

基于飛行動力學(xué)參數(shù)故障診斷采用多模型方法[7]，即預(yù)先設(shè)計好標稱模型和多種典型故障動力學(xué)模型，利用箭上實時測量的飛行動力學(xué)信息。通過殘差信號進行多模型比對，來判斷故障模式和故障程度。

本方案將飛行動力學(xué)故障檢測和發(fā)動機直測故障檢測進行融合，形成基于信息融合的發(fā)動機故障診斷技術(shù)，并建立聯(lián)合仿真平臺。聯(lián)合仿真平臺通過信息傳遞實現(xiàn)信息交互和信息融合。具體而言，發(fā)動機模塊將發(fā)動機推力、秒耗量等關(guān)鍵參數(shù)提供給飛行動力學(xué)模塊，使得飛行動力學(xué)仿真更加精確；同時，發(fā)動機模塊實時獲取飛行動力學(xué)模塊計算的飛行狀態(tài)，實現(xiàn)發(fā)動機故障下總體參數(shù)（質(zhì)心、慣量）等的精確在線更新，打通飛行動力學(xué)仿真和發(fā)動機仿真的壁壘。聯(lián)合仿真可以有效驗證故障診斷判據(jù)，提高故障檢測概率和正確性。

2.2.2 在線任務(wù)重構(gòu)

當推進系統(tǒng)或其他子系統(tǒng)出現(xiàn)非災(zāi)難性故障時，需要開展在線任務(wù)重構(gòu)方案設(shè)計。在線任務(wù)重構(gòu)系統(tǒng)的功能是對運載火箭的任務(wù)彈道進行重新規(guī)劃或降級重構(gòu)，其關(guān)鍵技術(shù)包括運載能力在線評估、大氣層外基于任務(wù)變更的多約束自適應(yīng)制導(dǎo)、大氣層內(nèi)基于改進間接法的在線快速軌跡優(yōu)化。其工作過程首先對故障進行評估，在故障程度較輕時，充分利用剩余運載能力進行彈道重新規(guī)劃，將火箭送入預(yù)定軌道；對于導(dǎo)致任務(wù)無法完成的故障模式，根據(jù)火箭當前狀態(tài)以及剩余燃料確定合適的入軌條件，進行降級重構(gòu)，使火箭進入安全軌道。

大氣層內(nèi)基于改進間接法的在線快速軌跡優(yōu)化技術(shù)將運載火箭大氣層內(nèi)最優(yōu)上升軌跡問題轉(zhuǎn)化為兩點邊值問題。采用有限差分法將其轉(zhuǎn)化成非線性代數(shù)方程組進行求解，并采用真空解初值快速估計方法解決初值猜測困難的問題。通過引入?yún)?shù)同倫算法或凸優(yōu)化算法，把真空解逐漸轉(zhuǎn)成最終解。

大氣層外基于多約束自適應(yīng)制導(dǎo)技術(shù)將火箭當前狀態(tài)量作為初值，目標點狀態(tài)量作為約束，姿態(tài)角作為控制量，將火箭動力學(xué)方程轉(zhuǎn)化為時間最優(yōu)控制問題。根據(jù)最優(yōu)控制理論，結(jié)合對部分參數(shù)在盡量不影響制導(dǎo)精度的前提下適當簡化（如地球模型局部平面化、火箭推力和飛行時間預(yù)測估算等），得到控制變量俯仰角和偏航角滿足必要條件的顯式表達式，利用末端入軌速度（剩余速度）的大小確定“剩余飛行時間”，利用末端速度的方向確定“推力的方向”，利用末端入軌位置的大小方向確定“飛行程序角修正部分”，采用關(guān)機物理量實現(xiàn)關(guān)機。針對預(yù)定目標軌道，制導(dǎo)算法能夠提供入軌點位置矢量、速度矢量約束，并解算出制導(dǎo)指令及點火時間。針對最優(yōu)性能指標任務(wù)，能夠提供解算出當前飛行器所能達到的最佳任務(wù)軌道。運載火箭任務(wù)決策及彈道規(guī)劃技術(shù)系統(tǒng)框架見圖3。

圖3 運載火箭任務(wù)決策及彈道規(guī)劃技術(shù)系統(tǒng)框架

2.2.3 控制系統(tǒng)容錯重構(gòu)

在被控對象發(fā)生故障時，保證控制系統(tǒng)安全性的控制和分配策略稱作容錯重構(gòu)。新一代中型運載火箭發(fā)動機數(shù)量較常規(guī)火箭顯著增加，能夠進行擺動控制的發(fā)動機數(shù)量也隨之增加，飛行控制系統(tǒng)更加復(fù)雜。這導(dǎo)致飛行控制系統(tǒng)可靠性和容錯能力的重要性更加凸顯，同時姿態(tài)控制所需的力矩在多發(fā)動機之間的分配有了更多選擇，具備實施發(fā)動機故障下的容錯重構(gòu)控制的有利條件。

控制系統(tǒng)容錯重構(gòu)[8]設(shè)計分為兩個部分：采用自適應(yīng)控制技術(shù)、容錯控制技術(shù)產(chǎn)生控制指令；采用控制分配技術(shù)，將各通道的控制指令合理分配到各發(fā)動機，通過協(xié)同工作實現(xiàn)控制目標，實現(xiàn)預(yù)設(shè)指標最優(yōu)。關(guān)鍵技術(shù)包含自適應(yīng)增廣控制技術(shù)、自適應(yīng)容錯控制技術(shù)、可重構(gòu)控制分配技術(shù)。

a）自適應(yīng)增廣控制（Adaptive Augmenting Control，AAC）是在基準PID控制器基礎(chǔ)上引入自適應(yīng)增益調(diào)節(jié)。當火箭工作在額定狀態(tài)時，自適應(yīng)調(diào)節(jié)幾乎不發(fā)揮作用，系統(tǒng)在基準控制作用下具有預(yù)設(shè)的控制性能。在故障條件下，實際系統(tǒng)與標稱模型產(chǎn)生大的誤差信號，通過自適應(yīng)增益調(diào)節(jié)，可以提高指令跟蹤性能，使得系統(tǒng)性能得到最大限度的恢復(fù)。自適應(yīng)增廣控制算法結(jié)構(gòu)見圖4。

er—誤差；k0—自適應(yīng)增益的初始值；kT—開環(huán)回路增益

b）自適應(yīng)容錯控制技術(shù)基于故障診斷系統(tǒng)得到發(fā)動機故障信息，通過與參考模型比對，形成跟蹤誤差模型，采用模型參考自適應(yīng)控制理論設(shè)計進行自適應(yīng)容錯控制。這種方法最大的優(yōu)點是計算量小，可以適應(yīng)較大范圍的故障，通過統(tǒng)一的故障模型即可開展控制器設(shè)計，其性能受故障診斷系統(tǒng)性能影響?；谀Ｐ蛥⒖甲赃m應(yīng)方法的自適應(yīng)容錯控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)見圖5。

c）自適應(yīng)增廣控制屬于被動容錯控制，自適應(yīng)容錯控制技術(shù)是一種主動容錯控制，兩者具有不同的應(yīng)用場景。具體而言，當故障程度輕、檢測水平低時，選用自適應(yīng)增廣控制；當故障嚴重、檢測水平高時，應(yīng)當選用自適應(yīng)容錯控制。根據(jù)不同任務(wù)，合理選擇容錯控制方法可以收獲良好的控制性能。

d）可重構(gòu)控制分配技術(shù)，采用最優(yōu)動態(tài)控制分配技術(shù)進行運載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計，可以有效解決多伺服機構(gòu)綜合分配與協(xié)調(diào)操縱問題。該控制系統(tǒng)控制器由基本控制律模塊、控制分配模塊兩個模塊組成?；究刂坡赡K是正常的控制律設(shè)計模塊，生成期望的偽控制指令?？刂品峙淠K根據(jù)虛擬控制指令分配控制量，其目標是在約束條件下，盡量使得系統(tǒng)輸出與偽控制指令保持一致。實現(xiàn)方法包括加權(quán)最小二乘廣義逆法和不動點廣義逆法。

2.2.4 多專業(yè)協(xié)同故障仿真及評估技術(shù)

為了全面充分驗證故障診斷算法、任務(wù)重構(gòu)、容錯重構(gòu)控制的實時性與硬件匹配性，為搭載驗證提供條件，本方案提出基于故障仿真注入的全箭飛行故障診斷與重構(gòu)半實物仿真驗證平臺。該平臺數(shù)字部分包含豐富的面向故障重構(gòu)的仿真模型庫，滿足運載火箭多種偏差/故障模式的注入與仿真等功能，用于模擬故障下的火箭運行。關(guān)鍵技術(shù)包含具有故障仿真注入的半實物仿真驗證平臺和故障處置能力評估技術(shù)。

故障仿真注入技術(shù)，即將故障模式注入到系統(tǒng)功能模型，并形成系統(tǒng)故障模型，反映故障動態(tài)傳遞過程，真實模擬故障下火箭飛行動態(tài)和參數(shù)變化。半實物仿真驗證系統(tǒng)構(gòu)成見圖6。

圖6 半實物仿真驗證系統(tǒng)構(gòu)成

3 方案驗證設(shè)計

方案驗證分為搭載驗證階段、工程驗證階段和工程實施階段。

3.1 搭載驗證階段

搭載驗證階段研制故障診斷單機，用于開展“故障診斷+在線任務(wù)重構(gòu)”算法驗證。該階段通過在新一代火箭上搭載故障診斷單機，利用箭上遙測數(shù)據(jù)獲取輸入?yún)?shù)，完成算法驗證，結(jié)果經(jīng)箭載遙測無線下傳，與控制、動力系統(tǒng)無交互。為適應(yīng)新一代液體運載火箭的發(fā)展需求，電氣系統(tǒng)采用高性能多核異構(gòu)處理架構(gòu)、開放式設(shè)計標準、統(tǒng)一總線設(shè)計，實現(xiàn)模塊化綜合電子架構(gòu)，達到擴展性強、輕質(zhì)高效的要求。

3.2 工程驗證階段

工程驗證階段完成故障診斷單機系統(tǒng)改進，開展“故障診斷+在線任務(wù)規(guī)劃+制導(dǎo)控制律重構(gòu)”算法驗證，實現(xiàn)硬件回路閉環(huán)。在故障診斷單機基礎(chǔ)上，增加向控制系統(tǒng)反饋診斷和任務(wù)規(guī)劃結(jié)果，控制系統(tǒng)完成制導(dǎo)控制律重構(gòu)算法計算，但不接入飛行控制回路。此階段目標是控制、動力系統(tǒng)內(nèi)部初步具備故障處置能力，控制系統(tǒng)具備制導(dǎo)、姿控重構(gòu)能力，控制系統(tǒng)、電氣系統(tǒng)交互能力，動力系統(tǒng)形成可靠判據(jù)。

3.3 工程實施階段

該階段故障診斷系統(tǒng)以單機的形式納入新一代運載火箭配套產(chǎn)品，具備在線故障診斷和任務(wù)規(guī)劃功能，向控制系統(tǒng)反饋計算結(jié)果，控制系統(tǒng)完成控制重構(gòu)并接入飛行控制回路，形成軟硬件閉環(huán)回路。

4 結(jié)束語

本文通過對發(fā)動機故障情況下的系統(tǒng)設(shè)計，完成了“發(fā)現(xiàn)故障—調(diào)整任務(wù)—控制實現(xiàn)”的一整套設(shè)計方案：通過在線故障診斷技術(shù)，實現(xiàn)發(fā)動機故障情況下的故障診斷與風險評估技術(shù)；通過在線任務(wù)重構(gòu)技術(shù)，完成故障工況下任務(wù)軌跡重構(gòu)；通過制導(dǎo)控制律的重構(gòu)，實現(xiàn)控制系統(tǒng)對故障的適應(yīng)性重構(gòu)，保證控制系統(tǒng)工作性能正常。在驗證方面，通過建立多專業(yè)協(xié)同故障仿真及驗證平臺，分階段實施地面數(shù)字/半實物仿真和飛行搭載試驗，全面充分驗證各項關(guān)鍵技術(shù)和軟硬件系統(tǒng)。最終通過反復(fù)迭代、不斷優(yōu)化形成完善的運載火箭故障診斷與容錯重構(gòu)系統(tǒng)并應(yīng)用，從而提升運載火箭對故障適應(yīng)能力和任務(wù)成功率，同時也具有很強的適應(yīng)性，可為未來大型液體運載火箭的研制提供技術(shù)支撐。

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Research on Fault Detection and Reconstruction of New Generation Medium Launch Vehicle

WEI Yuanming1,2, ZHU Haiyang2, MA Ying2, XU Lijie2, FAN Ruixiang3

(1. College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defence Technology, Changsha, 410073; 2. Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing, 100076; 3. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)

Long March launch vehicle family has entered a new era of high frequency manufacturer and launch. Meanwhile, launch failure which caused by propulsion system malfunctions takes place sometimes these years. As the demand for high-efficiency and high-reliability launch vehicles continues to increase in the future, the problems of weak fault adaptability of Chinese liquid launch vehicles have become increasingly prominent. Engine fault is taken as main body of research, general design plan of detection and reconstruction system are carried out for new generation medium launch vehicles, which in accordance with procedure of onboard fault detection, mission reconstruction and guidance and control law reconstruction. Engine fault adaptability of launch vehicle is promoted by this detection and reconstruction system plan which provides technical support and foundation for the building a smart launcher modified foundation.

launch vehicle; engine fault; control reconstruction

2097-1974(2023)02-0011-06

10.7654/j.issn.2097-1974.20230203

V448.1

A

2022-03-31；

2022-08-19

魏遠明（1980-），男，研究員，主要研究方向為運載火箭總體設(shè)計。

朱海洋（1995-），男，工程師，主要研究方向為運載火箭控制系統(tǒng)設(shè)計。

馬 英（1978-），男，研究員，主要研究方向為運載火箭總體設(shè)計。

徐利杰（1981-），男，研究員，主要研究方向為運載火箭總體設(shè)計。

范瑞祥（1965-），男，研究員，主要研究方向為運載火箭總體設(shè)計。