新一代中型運載火箭故障診斷和容錯重構總體方案研究

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，空天科學學院，長沙，410073；2. 北京宇航系統工程研究所，北京，100076；3. 中國運載火箭技術研究院，北京，100076）

長征系列火箭已經進入高密度研制和發射時代，但由于動力系統故障導致發射任務失敗的情況時有發生。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性不足的問題日益凸顯。以新一代中型液體運載火箭發動機故障為研究對象，按照在線故障診斷、任務重構以及制導姿控律重構的故障應對流程，構建了故障診斷和容錯重構的總體方案，有效提升了火箭對發動機故障的適應性，為進一步打造智慧火箭奠定基礎。

運載火箭；動力故障；容錯控制

0 引 言

液體運載火箭系統組成復雜、產品數量眾多、工作環境惡劣，具有典型復雜巨系統的特征[1]。隨著技術復雜度增加和新技術、新產品的引入，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，其中以動力系統故障最為常見且致命。

針對液體運載火箭發動機典型故障模式，通過頂層故障適應性設計，實現故障診斷與容錯重構技術，提升運載火箭可靠性，在國外已經得到了廣泛應用。中國現役運載火箭，上面級飛行段通過地面注入，具備一定的重規劃能力，火箭基礎級均是通過可靠性設計來提升全箭對故障的適應性，尚不具備對典型發動機故障的診斷與容錯重構能力。結合中國新一代中型液體運載火箭[2]的結構特點和當前火箭的發展趨勢，開展發動機故障適應性設計，實現由基于偏差設計向基于故障設計的研制模式轉變[3]，對全面提升任務可靠性具有重要意義，是中國火箭發展的迫切需求，是實現火箭智慧飛行的重要基礎。

1 研制背景

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

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

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

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

新一代中型液體運載火箭[2]發動機和伺服機構數量較原有火箭更多，非常適合以其為背景發展故障檢測與容錯重構技術。一方面是由于更多的發動機和伺服機構導致相同單機可靠性條件下，發動機系統故障概率增高，發展故障檢測與容錯重構具有更加明顯的現實意義；另一方面，更多的發動機為容錯重構[6]技術提供了更多的重構空間，便于開展重構設計。

2 技術方案和技術路徑

2.1 總體技術方案

為提高動力系統故障情況下的任務成功率，提出故障診斷與容錯重構技術方案。該方案需要解決3個方面的關鍵技術：通過基于發動機實測參數和基于飛行動力學參數的故障診斷技術，實現發動機故障診斷與風險評估；通過在線任務重構技術，實現故障工況下彈道在線規劃和降級重構；通過控制系統容錯重構技術，使控制系統適應多種典型發動機故障模式，以保證控制系統穩定工作。

圖1 總體技術方案

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

2.2 關鍵技術與技術路徑

2.2.1 發動機故障診斷技術

發動機故障的在線診斷是火箭故障診斷與容錯重構的基礎。故障診斷本質是模式識別和參數辨識，其核心技術為對輸入信息的可靠識別與辨識。然而，對于液體火箭發動機尤其是新一代低溫液體火箭發動機而言，其本質是一個機械-流動-燃燒等過程強耦合的復雜非線性系統，具有關鍵部件多、耦合緊密、工作環境復雜、工況變化大的特點。對其進行精確建模本身就是一個復雜而困難的問題，進行故障檢測更加困難。因此，在發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，圍繞發動機數學模型及試車數據、飛行試驗數據進行校驗，得到基于發動機實測參數的故障診斷方法；另一方面，從飛行動力學參數入手，對發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動機故障診斷方法，提高發動機故障檢測效率和故障定位準確性，可以為任務重構、制導姿控律重構奠定基礎。

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

圖2 基于發動機實測參數的故障診斷流程

基于飛行動力學參數故障診斷采用多模型方法[7]，即預先設計好標稱模型和多種典型故障動力學模型，利用箭上實時測量的飛行動力學信息。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故障檢測和發動機直測故障檢測進行融合，形成基于信息融合的發動機故障診斷技術，并建立聯合仿真平臺。聯合仿真平臺通過信息傳遞實現信息交互和信息融合。具體而言，發動機模塊將發動機推力、秒耗量等關鍵參數提供給飛行動力學模塊，使得飛行動力學仿真更加精確；同時，發動機模塊實時獲取飛行動力學模塊計算的飛行狀態，實現發動機故障下總體參數（質心、慣量）等的精確在線更新，打通飛行動力學仿真和發動機仿真的壁壘。聯合仿真可以有效驗證故障診斷判據，提高故障檢測概率和正確性。

2.2.2 在線任務重構

當推進系統或其他子系統出現非災難性故障時，需要開展在線任務重構方案設計。在線任務重構系統的功能是對運載火箭的任務彈道進行重新規劃或降級重構，其關鍵技術包括運載能力在線評估、大氣層外基于任務變更的多約束自適應制導、大氣層內基于改進間接法的在線快速軌跡優化。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劃，將火箭送入預定軌道；對于導致任務無法完成的故障模式，根據火箭當前狀態以及剩余燃料確定合適的入軌條件，進行降級重構，使火箭進入安全軌道。

大氣層內基于改進間接法的在線快速軌跡優化技術將運載火箭大氣層內最優上升軌跡問題轉化為兩點邊值問題。采用有限差分法將其轉化成非線性代數方程組進行求解，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。通過引入參數同倫算法或凸優化算法，把真空解逐漸轉成最終解。

大氣層外基于多約束自適應制導技術將火箭當前狀態量作為初值，目標點狀態量作為約束，姿態角作為控制量，將火箭動力學方程轉化為時間最優控制問題。根據最優控制理論，結合對部分參數在盡量不影響制導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”，采用關機物理量實現關機。針對預定目標軌道，制導算法能夠提供入軌點位置矢量、速度矢量約束，并解算出制導指令及點火時間。針對最優性能指標任務，能夠提供解算出當前飛行器所能達到的最佳任務軌道。運載火箭任務決策及彈道規劃技術系統框架見圖3。

圖3 運載火箭任務決策及彈道規劃技術系統框架

2.2.3 控制系統容錯重構

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

控制系統容錯重構[8]設計分為兩個部分：采用自適應控制技術、容錯控制技術產生控制指令；采用控制分配技術，將各通道的控制指令合理分配到各發動機，通過協同工作實現控制目標，實現預設指標最優。關鍵技術包含自適應增廣控制技術、自適應容錯控制技術、可重構控制分配技術。

a）自適應增廣控制（Adaptive Augmenting Control，AAC）是在基準PID控制器基礎上引入自適應增益調節。當火箭工作在額定狀態時，自適應調節幾乎不發揮作用，系統在基準控制作用下具有預設的控制性能。在故障條件下，實際系統與標稱模型產生大的誤差信號，通過自適應增益調節，可以提高指令跟蹤性能，使得系統性能得到最大限度的恢復。自適應增廣控制算法結構見圖4。

er—誤差；k0—自適應增益的初始值；kT—開環回路增益

b）自適應容錯控制技術基于故障診斷系統得到發動機故障信息，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控制理論設計進行自適應容錯控制。這種方法最大的優點是計算量小，可以適應較大范圍的故障，通過統一的故障模型即可開展控制器設計，其性能受故障診斷系統性能影響。基于模型參考自適應方法的自適應容錯控制系統結構見圖5。

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

d）可重構控制分配技術，采用最優動態控制分配技術進行運載火箭姿態控制系統設計，可以有效解決多伺服機構綜合分配與協調操縱問題。該控制系統控制器由基本控制律模塊、控制分配模塊兩個模塊組成。基本控制律模塊是正常的控制律設計模塊，生成期望的偽控制指令。控制分配模塊根據虛擬控制指令分配控制量，其目標是在約束條件下，盡量使得系統輸出與偽控制指令保持一致。實現方法包括加權最小二乘廣義逆法和不動點廣義逆法。

2.2.4 多專業協同故障仿真及評估技術

為了全面充分驗證故障診斷算法、任務重構、容錯重構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半實物仿真驗證平臺。該平臺數字部分包含豐富的面向故障重構的仿真模型庫，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。關鍵技術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。

故障仿真注入技術，即將故障模式注入到系統功能模型，并形成系統故障模型，反映故障動態傳遞過程，真實模擬故障下火箭飛行動態和參數變化。半實物仿真驗證系統構成見圖6。

圖6 半實物仿真驗證系統構成

3 方案驗證設計

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+在線任務重構”算法驗證。該階段通過在新一代火箭上搭載故障診斷單機，利用箭上遙測數據獲取輸入參數，完成算法驗證，結果經箭載遙測無線下傳，與控制、動力系統無交互。為適應新一代液體運載火箭的發展需求，電氣系統采用高性能多核異構處理架構、開放式設計標準、統一總線設計，實現模塊化綜合電子架構，達到擴展性強、輕質高效的要求。

3.2 工程驗證階段

工程驗證階段完成故障診斷單機系統改進，開展“故障診斷+在線任務規劃+制導控制律重構”算法驗證，實現硬件回路閉環。在故障診斷單機基礎上，增加向控制系統反饋診斷和任務規劃結果，控制系統完成制導控制律重構算法計算，但不接入飛行控制回路。此階段目標是控制、動力系統內部初步具備故障處置能力，控制系統具備制導、姿控重構能力，控制系統、電氣系統交互能力，動力系統形成可靠判據。

3.3 工程實施階段

該階段故障診斷系統以單機的形式納入新一代運載火箭配套產品，具備在線故障診斷和任務規劃功能，向控制系統反饋計算結果，控制系統完成控制重構并接入飛行控制回路，形成軟硬件閉環回路。

4 結束語

本文通過對發動機故障情況下的系統設計，完成了“發現故障—調整任務—控制實現”的一整套設計方案：通過在線故障診斷技術，實現發動機故障情況下的故障診斷與風險評估技術；通過在線任務重構技術，完成故障工況下任務軌跡重構；通過制導控制律的重構，實現控制系統對故障的適應性重構，保證控制系統工作性能正常。在驗證方面，通過建立多專業協同故障仿真及驗證平臺，分階段實施地面數字/半實物仿真和飛行搭載試驗，全面充分驗證各項關鍵技術和軟硬件系統。最終通過反復迭代、不斷優化形成完善的運載火箭故障診斷與容錯重構系統并應用，從而提升運載火箭對故障適應能力和任務成功率，同時也具有很強的適應性，可為未來大型液體運載火箭的研制提供技術支撐。

[1] 李洪. 智慧火箭發展路線思考[J]. 宇航總體技術, 2017(1): 13-19.

LI Hong. The developing roadmap of intelligent launch vehicle[J]. Astronautical Systems Engineering Technology, 2017(1): 13-19.

[2] 范瑞祥, 王小軍, 程堂明, 等. 中國新一代中型運載火箭總體方案及發展展望[J]. 導彈與航天運載技術, 2016(4): 4-8.

FAN Ruixiang, WANG Xiaojun, CHENG Tangming, et al. General scheme and development prospects for new generation of Chinese medium launch vehicle[J]. Missiles and Space Vehicles, 2016(4): 4-8.

[3] 張兵, 沈丹, 張志國, 等. 長征系列運載火箭飛行智能化發展路線研究[J]. 導彈與航天運載技術, 2021(1): 7-11.

ZHANG Bing, SHEN Dan, ZHANG Zhiguo, et al. The intelligent flight roadmap of Long March launch vehicle[J]. Missiles and Space Vehicles, 2021(1): 7-11.

[4] 常武權, 張志國. 運載火箭故障模式及制導自適應技術應用分析[J]. 宇航學報, 2019, 40(3): 302-309.

CHANG Wuquan, ZHANG Zhiguo. Analysis of fault modes and applications of self-adaptive guidance technology for launch vehicle[J]. Journal of Astronautics, 2019, 40(3): 302-309.

[5] 程堂明, 李家文, 唐國金. 伺服機構故障下基于線性規劃的運載火箭姿控系統重構控制[J]. 國防科技大學學報, 2017, 39(1): 51-57.

CHENG Tangming, LI Jiawen, TANG Guojin. Reconstruction of attitude control system of launch vehicle based on linear programming under servo mechanism fault[J]. Journal of National University of Defense Technology, 2017, 39(1): 51-57.

[6] 朱海洋, 吳燕生, 容易, 等. 適應有限故障的運載火箭神經網絡自適應容錯控制[J]. 西北工業大學學報, 2020, 38(3): 668-676.

ZHU Haiyang, WU Yansheng, RONG Yi, et al. A neural network adaptive fault-tolerant control method for launch vehicles with the limited faults[J]. Journal of Northwestern Polytechnical University, 2020, 38(3): 668-676.

[7] 程堂明, 李家文, 陳宇, 等. 運載火箭伺服機構故障檢測與診斷的擴展多模型自適應方法[J]. 國防科技大學學報, 2017, 39(5): 80-89.

CHENG Tangming, LI Jiawen, CHEN Yu, et al. Extended multiple model adaptive method for fault detection and diagnosis of launch vehicle’s servo mechanism[J]. Journal of National University of Defense Technology, 2017, 39(5): 80-89.

[9] 朱海洋, 吳燕生, 陳宇, 等. 適應運載火箭推力下降故障的神經網絡容錯控制方法[J]. 航天控制, 2019(4): 3-9..

ZHU Haiyang, WU Yansheng, CHEN Yu, et al. A neural network fault-tolerant control method for launch vehicles with thrust decline[J]. Aerospace Control, 2019(4): 3-9.

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計。

朱海洋（1995-），男，工程師，主要研究方向為運載火箭控制系統設計。

馬 英（1978-），男，研究員，主要研究方向為運載火箭總體設計。

徐利杰（1981-），男，研究員，主要研究方向為運載火箭總體設計。

范瑞祥（1965-），男，研究員，主要研究方向為運載火箭總體設計。