余光學，李 東，婁路亮

(1. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2. 中國運載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

0 引言

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[1-2]。近年來，國內(nèi)外發(fā)生了多起因動力故障引起的飛行異常事故。在出現(xiàn)故障時，火箭依靠標準任務(wù)剖面設(shè)計余量去“硬扛”，或者是采用自主故障診斷及相應(yīng)的控制重構(gòu)措施，能夠適應(yīng)一定的非致命故障情形。一般情況下，當運載火箭具有多臺發(fā)動機和多個伺服機構(gòu)工作時，在飛行出現(xiàn)故障時不會瞬時失穩(wěn)，而是有時變過程的，這為遏制故障的發(fā)展并采取一定的應(yīng)對措施提供了可能性。在非致命故障時火箭仍能夠利用剩余能力去完成飛行任務(wù)，諸如Falcon 9火箭在一級單發(fā)動機出現(xiàn)故障情況下，通過箭上控制重構(gòu)最終保證任務(wù)成功[3]。

在航天運載事故中，推進系統(tǒng)故障導(dǎo)致的重大失敗次數(shù)占總失敗次數(shù)的50%以上[4]。針對發(fā)動機故障問題，開展故障重構(gòu)控制，保證在運載器非致命故障下的姿控穩(wěn)定至關(guān)重要，是實現(xiàn)任務(wù)魯棒或者任務(wù)降級的前提。一方面擺發(fā)動機的控制能力來自于推力，當推力異常時原有的控制設(shè)計將受到直接影響；另一方面姿態(tài)控制是控制回路的內(nèi)回路，因此姿態(tài)重構(gòu)控制是容錯控制與任務(wù)魯棒設(shè)計的基本保證[5]。推力異常或伺服故障容易給飛行任務(wù)帶來致命影響，不同的擺發(fā)動機控制布局具有不同的適應(yīng)能力，迫切需要在面向智能控制的動力學建模、故障診斷和控制重構(gòu)技術(shù)等方面加大研究與實踐。要實現(xiàn)火箭的智能控制，應(yīng)從擺發(fā)動機布局優(yōu)化角度為全箭提供良好的控制基礎(chǔ)，控制律設(shè)計則應(yīng)通過算法充分發(fā)揮火箭的硬件功能配置，并加大智能算法與前沿技術(shù)在航天領(lǐng)域的應(yīng)用，軟件算法是智能控制的核心之一[6-10]。

本文開展了典型并聯(lián)雙機布局的姿態(tài)控制配平仿真研究，首先給出了典型的并聯(lián)雙機控制布局，介紹了液體運載火箭適應(yīng)推力異常或伺服故障的全量動力學控制建模設(shè)計；針對擺發(fā)動機控制典型故障模式，基于運載火箭比例微分(Proportional Differential，PD)姿控方法比對了各布局方案的姿控配平仿真結(jié)果；最后討論了一種控制重分配的優(yōu)化策略和控制效果，推薦了并聯(lián)雙機控制布局優(yōu)選方案。

1 典型并聯(lián)雙機控制布局

對于兩發(fā)動機配置，其安裝位置可在象限線上，還可在象限線的45°位置；伺服機構(gòu)可采取十字擺發(fā)動機控制方式，也可采取×字擺發(fā)動機控制方式。據(jù)此交叉組合后可分為4種推力矢量擺發(fā)動機控制布局方案，典型的并聯(lián)雙機擺發(fā)動機控制布局如圖1所示，在此給出了相應(yīng)的擺發(fā)動機控制通道合成擺角與控制分配關(guān)系，其中箭頭指示為相應(yīng)伺服機構(gòu)擺發(fā)動機的正方向，各布局圖均為火箭尾視圖。

(a)布局1(發(fā)動機形布局，伺服×字擺動)

(b)布局2(發(fā)動機I形布局，伺服十字擺動)

(c)布局3(發(fā)動機形布局，伺服十字擺動)

(d)布局4(發(fā)動機I形布局，伺服×字擺動)圖1 并聯(lián)雙機推力矢量控制布局Fig.1 PCDE thrust vector control layouts

并聯(lián)雙機擺發(fā)動機控制布局中，每臺發(fā)動機安裝有2臺伺服機構(gòu)，布局1和2分為沿箭體切向推動發(fā)動機和沿箭體徑向推動發(fā)動機，布局3和4則規(guī)避了沿箭體徑向推動發(fā)動機。4種布局的區(qū)別在于：在各伺服機構(gòu)擺動相同的角度情形下，姿控布局1和4可提供的俯仰/偏航通道控制能力是布局2和3的1.414倍，姿控布局3和4可提供的滾動通道的控制能力是布局1和2的1.414倍。正常飛行條件下，從配平和姿控穩(wěn)定的角度，姿控布局1和2一致，姿控布局3和4一致。設(shè)俯仰、偏航和滾動3個通道的擺角分別為δφ，δψ，δγ，各伺服分機的擺角分別為δ1，δ2，δ3，δ4，那么各布局的發(fā)動機通道合成擺角和伺服分機的控制分配關(guān)系如下。

布局1的發(fā)動機合成擺角與控制分配為

(1)

(2)

布局2的發(fā)動機合成擺角與控制分配為

(3)

(4)

布局3的發(fā)動機合成擺角與控制分配為

(5)

(6)

布局4的發(fā)動機合成擺角與控制分配為

(7)

(8)

以布局1為例開展分析，在發(fā)動機II分機推力下降故障模式下，運載器將在俯仰通道產(chǎn)生抬頭干擾力矩，偏航通道產(chǎn)生左偏航的干擾力矩，當故障發(fā)生后，擺發(fā)動機控制伺服擺角合成與分解最佳控制方式將不再滿足式(1)與式(2)，需要在克服干擾力矩的條件下結(jié)合控制布局進行重分配，這給傳統(tǒng)的不考慮故障動力學控制設(shè)計帶來了困難與挑戰(zhàn)。

2 運載器故障動力學建模

為了開展發(fā)動機推力下降或伺服故障下的姿控技術(shù)研究，必須建立考慮發(fā)動機推力與伺服相關(guān)聯(lián)的運載火箭六自由度全量動力學模型，該模型應(yīng)滿足如下要求：

1)能夠反映推力異常對質(zhì)心運動和繞質(zhì)心運動的影響；

2)能夠反映各臺發(fā)動機故障的特征，模型中應(yīng)當分別對各臺發(fā)動機推力影響加以描述；

3)仿真過程中需要考慮發(fā)動機故障對火箭質(zhì)量特性(質(zhì)量、轉(zhuǎn)動慣量、質(zhì)心)的影響；

4)推力下降時除了會減小軸向推力和控制力矩以外，還會產(chǎn)生推力不對稱的干擾力矩，需要在姿態(tài)動力學模型中補充相關(guān)干擾項。

以布局1為例，在此針對運載火箭兩臺發(fā)動機×字布局雙向擺動動力學故障建模如下：式(9)為質(zhì)心運動學方程，式(10)為質(zhì)心動力學方程，式(11)為姿態(tài)運動學方程，式(12)為姿態(tài)動力學方程。

(9)

(10)

(11)

(12)

相關(guān)具體參數(shù)的含義參見文獻[11-12]。

運載器發(fā)動機通常采取面對稱或軸對稱布局，由于對稱性，發(fā)動機軸向推力產(chǎn)生的干擾力矩相互抵消，其姿控能力來自擺發(fā)動機控制產(chǎn)生的推力矢量。然而當出現(xiàn)某一臺發(fā)動機推力故障時，軸向力平衡被打破，此時將對運載器產(chǎn)生不平衡的干擾力矩。傳統(tǒng)運載器動力學方程與控制設(shè)計沒有考慮故障的情形，以上動力學方程中拋棄了以往采用合成擺角的控制方式，將各發(fā)動機擺角與推力進行了物理關(guān)聯(lián)，從而反映出某一伺服機構(gòu)或發(fā)動機推力故障下對質(zhì)心與繞心運動產(chǎn)生的力與力矩影響。

新一代液體運載火箭控制器設(shè)計，以PD+校正網(wǎng)絡(luò)設(shè)計為主[13]，液體運載火箭姿控方案理論框圖見圖2，本文采用此控制律開展姿控配平研究。

3 不同故障配平仿真研究

3.1 零推力故障配平策略

在此，針對4種典型布局設(shè)定各發(fā)動機推力相等，伺服機構(gòu)最大擺角相同，在運載火箭飛出大氣層后開展典型的故障配平仿真研究，結(jié)論同樣適用于大氣飛行段?？紤]從200 s開始發(fā)動機II推力下降為零的故障模式，在布局1中，此時在發(fā)動機I推力作用下將對火箭形成抬頭干擾力矩和左偏航干擾力矩，那么在俯仰和偏航通道上均需要伺服δ1和伺服δ4進行配平，滾動通道上為欠驅(qū)動。當滾動通道上的系統(tǒng)干擾較小時，滾動姿態(tài)角將出現(xiàn)緩慢發(fā)散趨勢，圖3給出了故障情形下的姿態(tài)角偏差與各通道合成擺角控制過程，圖中Dfai、Dpsi、Dgma分別表示俯仰姿態(tài)角偏差、偏航姿態(tài)角偏差、滾動姿態(tài)角偏差，F(xiàn)Y、PH、GD分別表示俯仰通道合成擺角、偏航通道合成擺角、滾動通道合成擺角。由于沒有采取控制重分配，PD控制的效果是誘導(dǎo)姿態(tài)角偏差，在可用擺角范圍內(nèi)姿態(tài)根據(jù)初始擾動進行漂移，無法穩(wěn)定飛行。

(a)姿態(tài)角偏差

(b)通道合成擺角圖3 布局1發(fā)動機II零推力故障下的控制配平結(jié)果Fig.3 Trim results of thrust II failure for Layout-1

同樣地，在布局2中以發(fā)動機II推力下降為零的故障模式，此時在發(fā)動機I推力作用下將對火箭形成抬頭干擾力矩，那么在俯仰通道上需要伺服δ4進行配平，滾動和偏航通道上只有伺服δ1參與控制，也為欠驅(qū)動控制問題。此時，伺服機構(gòu)δ2和δ3無控制能力，處于冷擺狀態(tài)。在PD控制律和原擺角分配下，伺服機構(gòu)δ4參與俯仰通道的配平后誘導(dǎo)產(chǎn)生俯仰角偏差。偏航和滾動通道的姿態(tài)角速度無法收斂，因此偏航和滾動姿態(tài)角發(fā)散的快慢取決于結(jié)構(gòu)干擾和初始的姿態(tài)角速率大小，仿真結(jié)果如圖4所示。

(a)姿態(tài)角偏差

(b)通道合成擺角圖4 布局2發(fā)動機II零推力故障下的控制配平結(jié)果Fig.4 Trim results of thrust II failure for Layout-2

類似地，當布局3和布局4發(fā)生一臺發(fā)動機零推力故障時，姿控配平結(jié)果與以上兩種情形相似。故障發(fā)生后，從姿控穩(wěn)定的角度，布局1，2，3，4都是兩個伺服機構(gòu)參與3個通道的控制，姿態(tài)角速率不能收斂，在初始姿態(tài)角速率和干擾作用下，姿態(tài)角發(fā)生漂移；布局2和布局4的優(yōu)勢在于當發(fā)生一臺發(fā)動機推力故障后其系統(tǒng)干擾為單一俯仰通道，而布局1和布局3則表現(xiàn)為兩個通道，故障發(fā)生時刻布局2和布局4的偏航和滾動通道的干擾較小，相對來說可以適應(yīng)更長時間的推力故障情形。

3.2 殘余推力配平策略

同樣針對布局1，在一臺發(fā)動機上Ⅱ推力下降到5%，此時滾動通道上控制能力大大減弱，但是并沒有完全喪失。圖5給出了此故障情形下的姿控配平結(jié)果，包括姿態(tài)角偏差、合成擺角和伺服擺角的控制響應(yīng)動態(tài)過程，可見發(fā)動機殘余推力是非常關(guān)鍵的一個控制作用，伺服δ2和δ3仍可有效參與姿態(tài)控制，此時PD控制將在俯仰和偏航通道上產(chǎn)生靜差，滾動通道收斂，姿態(tài)穩(wěn)定，但由于滾動通道控制能力有限，引起了滾動通道抖動。

(a)姿態(tài)角偏差

(b)通道合成擺角

(c)伺服響應(yīng)圖5 布局1發(fā)動機II剩余5%推力故障的配平結(jié)果Fig.5 Trim results of thrust II remaining 5% for Layout-1

同時注意到，由于沒有采取控制重分配措施，在故障發(fā)生時出現(xiàn)了伺服機構(gòu)飽和的問題，時間持續(xù)大約4 s，這對于火箭姿控來說很危險，此段時間內(nèi)若出現(xiàn)其他干擾，姿控系統(tǒng)無法響應(yīng)控制作用，第4章將針對此故障案例開展控制重分配策略研究和仿真驗證。

同樣，在布局4中，發(fā)動機為面對稱布局，因兩臺發(fā)動機推力大小不一致所產(chǎn)生的偏航和滾動通道干擾較小，偏航和滾動通道的干擾主要由結(jié)構(gòu)干擾和質(zhì)心橫移等因素決定，較為隨機。若發(fā)動機II分機殘余5%推力，伺服δ2和δ3同樣可有效參與姿態(tài)控制，在結(jié)構(gòu)干擾較小的情形下，此時PD控制將在俯仰產(chǎn)生靜差，偏航和滾動通道可控，姿態(tài)穩(wěn)定，仿真結(jié)果如圖6所示。

(a)姿態(tài)角偏差

(b)通道合成擺角圖6 布局4發(fā)動機II剩余5%推力故障的控制配平結(jié)果Fig.6 Trim results of thrust II remaining 5% for Layout-4

與此類似，布局2，3的仿真結(jié)果與布局1，4相似，如果故障發(fā)動機殘余一定的推力，那么在結(jié)構(gòu)干擾較小時，姿態(tài)是穩(wěn)定可控的。以上在不采取控制重構(gòu)方法下，驗證了傳統(tǒng)PD控制算法條件下的各擺發(fā)動機姿控布局對故障的適應(yīng)性。結(jié)果表明，傳統(tǒng)的控制律基于負反饋控制具有一定的故障適應(yīng)能力，若發(fā)生推力故障的發(fā)動機存在一定的殘余推力，只要不存在大的干擾作用，現(xiàn)有的4種布局均可適應(yīng)此類故障，在可用擺角范圍內(nèi)姿控均是穩(wěn)定的。

3.3 伺服卡滯故障策略

在此以布局1為例，分別給出了切向伺服機構(gòu)(取伺服δ1)和徑向伺服機構(gòu)(取伺服δ2)卡滯固定角度情形下的姿態(tài)控制結(jié)果。圖7為伺服機構(gòu)δ1卡滯0.02°故障情形下姿態(tài)角偏差和通道合成擺角動態(tài)，此時伺服擺角將很快飽和，使得姿控失穩(wěn)；圖8為伺服機構(gòu)δ2卡滯2°故障情形下姿態(tài)角偏差和伺服響應(yīng)動態(tài)，此時姿控穩(wěn)定?？梢?，在布局1中，火箭芯級兩臺發(fā)動機伺服機構(gòu)按形布局作×字擺動，當兩臺分機中的切向擺動伺服出現(xiàn)故障時，箭體則無法實現(xiàn)穩(wěn)定控制，飛行姿態(tài)發(fā)散，此為這種姿控布局固有的致命故障模式，此類故障導(dǎo)致火箭滾動通道上沒有控制能力，比推力下降故障更加危險。

(a)姿態(tài)角偏差(發(fā)散)

(b)通道合成擺角(飽和)圖7 布局1伺服機構(gòu)δ1卡滯0.02°的控制配平結(jié)果Fig.7 Trim results of δ1≡0.02° for Layout-1

(a)姿態(tài)角偏差

(b)伺服響應(yīng)圖8 布局1伺服機構(gòu)δ2卡滯2°的控制配平結(jié)果Fig.8 Trim results of δ2≡2° for Layout-1

對于布局3，開展切向伺服機構(gòu)δ2卡滯固定角度情形下的姿態(tài)仿真，圖9為伺服機構(gòu)II(切向擺動)卡滯2°故障情形下的姿態(tài)角偏差和伺服響應(yīng)動態(tài)，為了配平將誘導(dǎo)出滾動控制力矩，伺服δ2和伺服δ4配平后將引起負的滾動力矩，因此誘導(dǎo)出負的滾動姿態(tài)角偏差來驅(qū)動伺服δ1產(chǎn)生負的擺角，伺服δ1的負擺角產(chǎn)生正的滾動力矩參與配平。由于沒有采取控制重構(gòu)措施，在PD控制作用下，需要配平卡滯角度造成的干擾，伺服機構(gòu)卡滯將引起俯仰通道的靜差，因此卡滯角度越大，那么對軌跡的影響越大?？梢妼τ诓季?，可較好地適應(yīng)伺服機構(gòu)卡滯的故障，此時可控的伺服機構(gòu)數(shù)量與通道控制的自由度相同，具備配平條件。

(a)姿態(tài)角偏差

(b)伺服響應(yīng)圖9 布局3伺服機構(gòu)δ2卡滯2°的控制配平結(jié)果Fig.9 Trim results of δ2≡2° for Layout-3

布局2發(fā)生伺服機構(gòu)卡滯故障情形與布局1類似，不能適應(yīng)切向伺服機構(gòu)卡滯的情形，此時滾動通道喪失控制能力，姿態(tài)將迅速失穩(wěn)；卡滯角度越大則姿態(tài)失穩(wěn)越快；對于徑向伺服機構(gòu)卡滯故障，此時可控的伺服機構(gòu)數(shù)量與通道控制的自由度相同，具備配平條件，姿控穩(wěn)定。

布局4發(fā)生伺服機構(gòu)卡滯故障情形與布局3類似，可較好地適應(yīng)伺服機構(gòu)卡滯故障，此時可控的伺服機構(gòu)數(shù)量與通道控制的自由度相同，具備配平條件。因此，從適應(yīng)伺服機構(gòu)故障的情形來說，并聯(lián)雙機控制方案推薦采用布局3和4，可提高火箭對于伺服故障的適應(yīng)能力。

3.4 并聯(lián)雙機布局分析

并聯(lián)雙機的不同布局方案故障配平仿真分析表明：正常飛行條件下，布局1和2等價，布局3和4等價，在相同的伺服最大擺動角度下，布局1和4通道最大控制能力是布局2和3的1.414倍；在推力故障條件下，布局1和2與布局3和4的差異在于配平角度的不同，其中布局2和4在推力故障下只在單一通道上形成干擾，這是比布局1和3優(yōu)越的地方。當發(fā)生伺服機構(gòu)卡滯故障時，姿控布局3和4可適應(yīng)任意方向伺服機構(gòu)卡滯，姿控布局1和2不能適應(yīng)切向擺動伺服機構(gòu)故障。綜合以上配平仿真結(jié)果，并聯(lián)雙機擺發(fā)動機控制方案推薦使用布局4。

在此討論的是不改變控制結(jié)構(gòu)，即控制律和控制分配均按照正常工況設(shè)計，分析現(xiàn)有姿控方案故障的適應(yīng)性。若采取控制重構(gòu)措施，則可進一步提高姿控抗干擾能力，并克服故障引起的姿態(tài)角偏差，從而提高火箭的故障適應(yīng)能力。而對于火箭真實飛行的控制情形，當存在結(jié)構(gòu)干擾和其他未建模動態(tài)等綜合控制效果后，故障后真實的飛行姿態(tài)動態(tài)過程是十分復(fù)雜的，需要針對具體情形考慮天地差異性，進行進一步研究。

4 控制重分配策略

為了實現(xiàn)運載器適應(yīng)故障下的控制重構(gòu)能力，將控制器的設(shè)計分解為控制律算法與控制分配模塊，控制律可集成先進的魯棒控制項或者自適應(yīng)項，完成對干擾的估計與補償，獲得故障條件下的控制性能?？刂品峙淠K則根據(jù)故障情況來實現(xiàn)最優(yōu)的控制擺角指令分配，修正故障發(fā)生后原控制分配的不合理性。

對于采用多種/多個執(zhí)行機構(gòu)進行組合控制的運載器，其期望控制向量可寫為

Mc=Bδc

(13)

根據(jù)期望控制向量Mc與控制效率矩陣B，求解實際控制指令δc的問題即為控制分配問題。

控制分配模塊與火箭擺發(fā)動機控制的布局密切相關(guān)。不同火箭的擺發(fā)動機控制布局控制分配模塊需要具體設(shè)計。以布局1為例，其正常工況下的控制分配設(shè)計模型為

(14)

當發(fā)動機故障時，控制效率矩陣B中與相應(yīng)發(fā)動機推力相關(guān)的項將發(fā)生變化，當伺服機構(gòu)發(fā)生故障時，體現(xiàn)為式(14)的某一行將發(fā)生變化。

故障下的擺角控制指令分配問題可歸結(jié)為已知期望控制力矩Mc、干擾力矩Bfδc和故障后的控制效率矩陣Br，求故障后滿足指定性能約束條件下剩余正常發(fā)動機擺角δc的問題。

因此可將控制分配問題轉(zhuǎn)換為具有如下性能指標的有約束優(yōu)化問題

(15)

一種工程可行的重分配控制策略是，當故障發(fā)生時，由式(16)可見，由于滾動通道的姿態(tài)角偏差Δγ不會進入俯仰和偏航通道，因此放寬滾動通道的控制性能可以有效提高俯仰與偏航通道的穩(wěn)定邊界，滾動通道只需要保證不是快速發(fā)散即可，從而避免滾動通道產(chǎn)生較大的擺角需求而使伺服飽和。通過調(diào)整加權(quán)系數(shù)矩陣W來獲得不同需求的性能指標，從而更好地適應(yīng)故障工況，無故障時伺服擺角優(yōu)化分配的控制效果與原控制分配控制性能一致。

(16)

以布局1為例，按照3.2節(jié)的推力下降故障模式，圖10給出了控制重分配后的姿態(tài)控制情況，結(jié)果表明，各伺服擺角均在4°以內(nèi)，滾動姿態(tài)角偏差大于1°，由于故障發(fā)生后滾動通道的姿控能力仍然有效，此時控制重分配通過對分配矩陣加權(quán)的調(diào)整放寬了對滾動通道的姿控性能指標，與原控制分配相比，控制重分配充分利用了通道的耦合控制作用，適當降低姿控性能指標，從而滿足穩(wěn)定性和可用擺角的需求。

(a)姿態(tài)角偏差動態(tài)

(b)通道合成擺角

(c)伺服響應(yīng)圖10 布局1發(fā)動機II剩余5%推力的控制重分配結(jié)果Fig.10 Re-allocation results of thrust II remaining 5% for Layout-1

以上基于優(yōu)化的控制重分配設(shè)計中，從式(14)可知，控制重分配需要實時引入發(fā)動機的推力估計與火箭的質(zhì)心估值，可采取在線與離線相結(jié)合的方式進行信息綜合，火箭的質(zhì)心可取飛行時段的平均值，發(fā)動機的推力可根據(jù)渦輪泵的轉(zhuǎn)速與燃燒室的噴前壓力進行估計?？刂浦胤峙渥鳛槿蒎e控制技術(shù)的一種解析冗余方法獲得了普遍的重視，基于動力學的方法由軟件算法實現(xiàn)傳統(tǒng)硬件的功能，充分利用箭上各種已有的導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制信息，進行在線估計與綜合，實現(xiàn)姿態(tài)控制系統(tǒng)對任務(wù)與故障的魯棒性。

5 結(jié)論

針對典型的并聯(lián)雙機擺發(fā)動機控制布局，本文基于傳統(tǒng)PD控制算法開展故障模式下的控制配平仿真比較研究。結(jié)果表明，不同的控制布局對故障的適應(yīng)能力是不同的。正常工況下布局1與2的配平效果和穩(wěn)定性一致，布局3與4的配平效果和穩(wěn)定性一致。對于伺服機構(gòu)擺動方向過箭體中心線的布局1和2，無法適應(yīng)一臺切向擺發(fā)動機卡滯的故障模式。在發(fā)生一臺發(fā)動機零推力故障后，此時出現(xiàn)兩個伺服機構(gòu)控制3個通道的情形，姿態(tài)角速度將不能穩(wěn)定，姿態(tài)發(fā)散的快慢與姿態(tài)角速度的初始擾動和干擾的大小相關(guān)；當故障發(fā)動機具有一定的殘余推力作用時，在可用擺角范圍內(nèi)的4種布局姿控均是穩(wěn)定的，布局2和4推力故障產(chǎn)生的初始擾動集中在單一通道，具有一定的優(yōu)勢。比對各擺發(fā)動機姿控布局對故障的適應(yīng)性，建議將布局4作為設(shè)計優(yōu)選的方向。在不改變控制律時，采用控制重分配策略可有效提高故障適應(yīng)能力，放寬滾動通道控制性能可作為控制重分配的有效手段。