一種飛行器動力系統多維故障重組方法

戴世聰，肖 振，孫超逸，樊奇林，肖 翔

（1. 空間物理重點實驗室，北京，100076；2. 北京航天自動控制研究所，北京，100854）

0 引 言

動力系統是飛行器實現軌道控制、助推加速、制動減速、機動轉彎、姿態控制等動作的關鍵系統，其能否可靠工作是決定飛行任務能否正常完成的關鍵。而動力系統，特別是用于軌道控制的液體發動機，其復雜的系統組成疊加自身工作時產生的高溫、振動等復雜環境，使其可靠性難以提高。同時，軌控動力系統重量占飛行器總重比例高，采用直接冗余設計將大幅增加飛行器重量，從而對執行助推任務的運載器提出過高的要求，費效比低。因此，為提升動力系統可靠性，采用多臺低復雜度小推力發動機組合工作，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。

針對故障狀態下的控制，早在1971 年已提出“完整性控制”概念，標志著容錯控制思想的產生。此后50 余年里，容錯控制理論蓬勃發展，并在神舟飛船等項目上進行應用。文獻[8]提出了一種近空間飛行器的容錯控制方法，能夠在執行機構卡死等情況下完成姿態控制。文獻[9]提出了一種適應空天飛行器動力系統故障的直接力空氣動力復合控制容錯方法。但上述文獻中的方法均是假定了飛行器的單一故障模式，而在實際工程應用中，動力系統故障模式繁雜，各類故障影響也有差異，容錯控制系統需要同時適應多種不同故障，為控制系統設計以及總體設計帶來了挑戰。

從工程應用出發，取消單一故障假設，建立了動力系統故障模式影響分析到面向重組設計的核心故障映射關系；提出了多故障辨識與穩定控制一體化的重組流程，能夠同時適應多種故障，并實現了在故障識別過程中的穩定飛行；提出了基于姿態導航信息的故障判據，在不額外配置傳感器的情況下，實現快速高可靠的故障判定。

1 面向重組設計的故障模式分析

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

圖1 動力系統布局Fig.1 Thruster Layout

利用動力系統故障模式影響分析（Fault Mode and Effect Analysis，FMEA）過程，能夠獲得完整的各單機故障模式，但單機故障模式種類繁多，為了將各故障后果與故障辨識量建立聯系，將推力室身部燒蝕、推力室冷卻環堵塞、電磁閥卡滯等單機/組件級的故障按照其對飛行的影響和處理方法進行合并，提煉出了面向故障重組的4 類核心故障：即單個軌控發動機打不開或無推力、單個軌控發動機關不上、姿控發動機失效、動力系統整體失效，詳見表1。

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

其中單個軌控發動機關不上的核心故障不會影響飛行任務，因此重組過程中不考慮。而動力系統整體失效核心故障發生后，飛行器無可用控制能力，因此不具備動力系統重組的條件，同樣不考慮。在動力系統故障重組設計中，只需要考慮單個軌控發動機打不開或無推力和姿控發動機失效兩類核心故障。

通過本節的分析，建立了動力系統面向單機可靠性設計的故障模式影響分析到面向系統重組設計的核心故障映射關系，為后續開展重組設計奠定基礎。

2 動力系統故障在線識別思路

故障判定可以通過多種信息源進行綜合比對，常見的判定信息源一般包括來自導航裝置的過載與姿態，以及來自動力系統傳感器的推力室壓力。過載一般用于判定軌控發動機故障，但對于采用多個軌控發動機的飛行器，單臺發動機無推力的情況與多臺發動機推力均偏低的情況差異較小，不利于故障的排查。而基于室壓數據的故障判定雖然準確度較高，但室壓傳感器受限于推力室設計有時無法配置，此外室壓傳感器可靠性較低，單獨用于飛行判據誤判可能性較大。為此，提出了一種只依賴于姿態信息的動力系統故障識別方法，其主要思想是：當部分軌控或姿控發動機出現故障后，推力不對稱將導致飛行器姿態失穩，從而能夠通過姿態失穩的模式判定故障模式。

由表1 可見，動力系統的故障模式不只一種，其直接效果均為姿態失穩，為了進行區分，辨識過程需要與控制過程一體化設計，通過控制動作的設計及飛行器姿態響應的實際情況，確定故障模式。

3 故障辨識與穩定控制一體化的重組流程

3.1 故障重組流程

基于上一節的思路，通過故障重組流程中動力系統工作模式的組合，能夠在飛行器姿態不出現不可逆發散的前提下，識別故障模式從而選擇能夠保持飛行姿態穩定的動力系統工作模式，具體如下：

第1 步（首次重組關機）：出現姿態失穩后，進行首次重組關機，即關閉4 個軌控發動機，嘗試控制姿態穩定。此時，根據俯仰、偏航角速度極性關系確定無故障軌控發動機組（#5#7 或#6#8）。此后如果恢復穩定則進行首次重組開機，轉入第2 步。如果在設定的時間內仍未恢復穩定，則判定為姿控發動機故障，采用“軌控輔助姿控”控制模式完成后續飛行。

第2 步（首次重組開機）：首次重組關機后姿態恢復穩定時，按照“對角半開”模式開啟無故障軌控發動機組，并再次開始監測姿態失穩情況，如未失穩，則保持動力系統“對角半開”工作模式進行后續飛行。單個軌控發動機打不開的故障能夠在該分支中進行適應。如果仍然不能保持穩定，則是單個軌控發動機推力嚴重下降但未完全消失的情況，需要進行第2 次重組關機。

第3 步（第2 次重組關機）：再次關閉全部軌控發動機，嘗試控制姿態恢復穩定。選與首次開機相反的一對軌控發動機，進行“對角半開”。由于此前軌控發動機完全關機狀態已經恢復穩定，因此本次仍能恢復穩定，穩定后進行第2 次重組開機。

第4 步（第2 次重組開機）：第2 次重組開機后姿態恢復穩定時，開啟無故障軌控發動機組。如果再次出現失穩，則轉入第3 次重組關機，恢復穩定則保持該狀態。

第5 步（第3 次重組關機）：關閉全部軌控發動機，更改無故障軌控發動機組為全部軌控發動機，保持姿態控制進行后續飛行。

3.2 動力系統故障重組工作狀態

針對軌控發動機故障，可以通過只開啟對角線上兩臺軌控發動機的方式保持推力對稱，避免出現姿態失穩，簡稱為“對角半開”工作模式，示意見圖2。

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

針對姿控發動機故障，通過短時間關閉1 臺/2 臺軌控發動機的方式，能夠消除因單個姿控發動機失效造成的大幅度姿態偏差，從而避免姿態單向發散，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 故障隔離重組判據設計3.3.1 故障失穩判據設計

故障失穩判據用來判定姿態出現異常，首次判定后決策進行故障重組流程。故障重組流程內部根據判定失穩后的步驟進行工作。

故障失穩判據是區分正常飛行與異常飛行的分水嶺，需要嚴格保證正常飛行情況下不會出現誤判導致進入異常飛行流程。為此，需要分析正常工作情況下和出現故障后姿態運動特征的差異，從而判定故障。

在出現單個軌控發動機無推力故障時，顯著特征是姿態角加速度躍升，姿態角速度、角度逐漸發散。考慮到姿態角速度、角度為累積量，不能直接區分是正常值長時間積累導致還是異常值短時間積累導致，因此首選直接判定姿態角加速度。

表2 故障與正常狀態角加速度區間Tab.2 Angluar Acceleration Range in Fault and Normal Senerio

為了不漏判，即只要出現了單個軌控發動機無推力的情況就能觸發，需要判據取值最小故障值。為了不誤判，即只要不出現故障，就一定不會觸發判據，需要判據值大于最大正常值。

在遇到單個發動機推力小幅下降或者推力偏斜過大等能夠導致姿態失穩，但角加速度卻并不大的故障時，通過角加速度無法進行判定，還需要補充使用累積量作為判據以避免漏判。

綜上，設計姿態失穩判據如下：

以下3種條件任一滿足連續0.2 s，認為姿態失穩：

3.3.2 再次開機判據

再次開機判據用于判定姿態已經恢復穩定，能夠執行下一次軌控發動機開機動作，主要結合飛行器控制能力決定，選定如下：以下條件連續0.5 s 全部滿足，則認為姿態恢復穩定，可以再次開機：

3.3.3 無故障發動機確定判據

在首次判定姿態異常后，利用角加速度信息或角速度信息可判斷出現故障的發動機在哪一個對角線上。如果是用角加速度判定故障，則用角加速度判斷故障發動機：

首次判定故障發動機后，如果進入第2 次重組開機，則選擇與前次開機相反的兩臺發動機。

4 仿真驗證

4.1 仿真模型與平臺

考慮配備4 臺75 N 姿控發動機、4 臺1000 N 軌控發動機的飛行器，動力系統布局如圖4 所示，飛行器滾轉、偏航、俯仰方向的轉動慣量分別為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學仿真，本節后續仿真均在此模型和平臺下開展。

圖4 軌控發動機故障重組仿真結果Fig.4 Recombining Simulation Results for Oribit Control Thruster Fault

4.2 軌控發動機故障仿真典型曲線

在不考慮其他偏差的情況下開展六自由度數學仿真。按照4 臺軌控發動機開機180 s 后，#8 發動機推力消失的方式注入故障，考察故障重組方案效果。軌控發動機故障重組仿真結果

續圖4

由圖4a、圖4b 可見俯仰與偏航通道恢復穩定只需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 故障發生后，通過一次重組就實現了姿態穩定。

4.3 姿控發動機故障仿真典型曲線

在不考慮其他偏差的情況下開展六自由度數學仿真。按照4 臺軌控發動機開機10 s 后，#1 姿控發動機首次工作后關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 故障發生后，軌控發動機進行了多次開關，俯仰偏航角以20 °幅度振蕩，未出現發散，三通道角速度控制在20 （°）/s 以內。

圖5 姿控發動機故障重組仿真結果Fig.5 Recombining Simulation Results for Attitude Control Thruster Fault

續圖5

4.4 大規模仿真統計結果

在發動機故障狀態下完成了10 000 種偏差組合的數學仿真，考慮的偏差類型包括：質量偏差、轉動慣量偏差、質心偏差、推力偏斜、推力橫移、推力偏差以及氣動偏差，各種發動機故障狀態的處置結果如表3所示。

表3 故障狀態仿真結果統計表Tab.3 Fault Mode Simulation Result Statistics

其中應急轉段為考慮故障模式而設置的轉段條件，代表轉段條件已達到下一飛行段可適應程度，可以直接轉段。可見，對于單臺軌控發動機推力線偏斜5°、單臺軌控發動機無推力、單臺軌控發動機推力下降、單個姿控發動機無推力、單個姿控發動機關不上這5類故障，本文所述方法均能夠保證下一飛行段可適應，保證飛行任務順利進行。

5 結束語

聚焦工程應用，取消單一故障假設，首先開展動力系統故障模式影響分析，建立了動力系統故障模式影響分析到面向重組設計的核心故障映射關系。此后提出了多故障辨識與穩定控制一體化的重組流程，能夠適應多種故障模式，并實現了故障識別過程中的穩定飛行，并針對重組流程提出了基于姿態導航信息的故障判據，在不額外配置傳感器情況下，實現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模仿真驗證了方法對故障的適應性。

提出的方法已用于某型液體動力飛行器飛行試驗，能夠提升飛行器針對動力系統故障的可靠性，有效保證了飛行任務的成功。能夠擴展用于其他配置多噴管的動力系統故障重組設計。