魏遠(yuǎn)明，朱海洋，馬 英，徐利杰，范瑞祥

新一代中型運(yùn)載火箭故障診斷和容錯(cuò)重構(gòu)總體方案研究

魏遠(yuǎn)明1,2，朱海洋2，馬 英2，徐利杰2，范瑞祥3

（1. 國(guó)防科技大學(xué)，空天科學(xué)學(xué)院，長(zhǎng)沙，410073；2. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076；3. 中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京，100076）

長(zhǎng)征系列火箭已經(jīng)進(jìn)入高密度研制和發(fā)射時(shí)代，但由于動(dòng)力系統(tǒng)故障導(dǎo)致發(fā)射任務(wù)失敗的情況時(shí)有發(fā)生。隨著新一代液體運(yùn)載火箭對(duì)高效率、高可靠要求不斷提升，中國(guó)運(yùn)載火箭故障適應(yīng)性不足的問(wèn)題日益凸顯。以新一代中型液體運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)故障為研究對(duì)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(duì)流程，構(gòu)建了故障診斷和容錯(cuò)重構(gòu)的總體方案，有效提升了火箭對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)故障的適應(yīng)性，為進(jìn)一步打造智慧火箭奠定基礎(chǔ)。

運(yùn)載火箭；動(dòng)力故障；容錯(cuò)控制

0 引 言

液體運(yùn)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(lái)隱患，其中以動(dòng)力系統(tǒng)故障最為常見(jiàn)且致命。

針對(duì)液體運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)典型故障模式，通過(guò)頂層故障適應(yīng)性設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)故障診斷與容錯(cuò)重構(gòu)技術(shù)，提升運(yùn)載火箭可靠性，在國(guó)外已經(jīng)得到了廣泛應(yīng)用。中國(guó)現(xiàn)役運(yùn)載火箭，上面級(jí)飛行段通過(guò)地面注入，具備一定的重規(guī)劃能力，火箭基礎(chǔ)級(jí)均是通過(guò)可靠性設(shè)計(jì)來(lái)提升全箭對(duì)故障的適應(yīng)性，尚不具備對(duì)典型發(fā)動(dòng)機(jī)故障的診斷與容錯(cuò)重構(gòu)能力。結(jié)合中國(guó)新一代中型液體運(yùn)載火箭[2]的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和當(dāng)前火箭的發(fā)展趨勢(shì)，開(kāi)展發(fā)動(dòng)機(jī)故障適應(yīng)性設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)由基于偏差設(shè)計(jì)向基于故障設(shè)計(jì)的研制模式轉(zhuǎn)變[3]，對(duì)全面提升任務(wù)可靠性具有重要意義，是中國(guó)火箭發(fā)展的迫切需求，是實(shí)現(xiàn)火箭智慧飛行的重要基礎(chǔ)。

1 研制背景

國(guó)外運(yùn)載火箭在20世紀(jì)60年代就開(kāi)展了發(fā)動(dòng)機(jī)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(jì)上，具備發(fā)動(dòng)機(jī)推力失效情況下的動(dòng)力冗余適應(yīng)能力。土星IB一級(jí)裝有8臺(tái)H-1發(fā)動(dòng)機(jī)，7臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作的額定推力即可滿足任務(wù)要求，增加第8臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)是為提高任務(wù)可靠性。N1火箭一級(jí)安裝了30臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)，飛行中具備4臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)（2臺(tái)故障發(fā)動(dòng)機(jī)加2臺(tái)對(duì)稱布置的發(fā)動(dòng)機(jī)）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(cè)系統(tǒng)監(jiān)測(cè)到發(fā)動(dòng)機(jī)故障后自動(dòng)關(guān)閉該發(fā)動(dòng)機(jī)及其對(duì)稱布置的發(fā)動(dòng)機(jī)，利用其余發(fā)動(dòng)機(jī)完成后續(xù)任務(wù)。航天飛機(jī)軌道飛行器采用3臺(tái)SSME液氫/液氧發(fā)動(dòng)機(jī)，在一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)故障時(shí)，可以利用其余兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)完成姿態(tài)控制。法爾肯9火箭一級(jí)安裝9臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)，地面起飛階段允許1臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)故障，飛行一段時(shí)間后允許2臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)故障。

b）任務(wù)重構(gòu)技術(shù)和控制重構(gòu)技術(shù)。在檢測(cè)到發(fā)動(dòng)機(jī)故障后，通過(guò)彈道重規(guī)劃和控制重構(gòu)充分利用火箭剩余運(yùn)載能力實(shí)現(xiàn)原定任務(wù)或更換任務(wù)目標(biāo)[4]。土星1號(hào)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(guò)程中，箭上的數(shù)字計(jì)算機(jī)系統(tǒng)會(huì)每隔約1 s根據(jù)實(shí)時(shí)飛行情況計(jì)算修正量，并優(yōu)化彈道，生成新的飛行軌跡。土星5號(hào)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(shí)具備終止任務(wù)或更換任務(wù)目標(biāo)的能力。這一系統(tǒng)可以在火箭一級(jí)或二級(jí)單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)失效時(shí)，導(dǎo)引火箭進(jìn)入停泊軌道，發(fā)動(dòng)機(jī)故障發(fā)生時(shí)間較晚時(shí)，仍可以完成原定入軌任務(wù)。德?tīng)査?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(guó)現(xiàn)役液體運(yùn)載火箭均實(shí)現(xiàn)了控制回路系統(tǒng)級(jí)冗余[5]，分離、動(dòng)力等系統(tǒng)也通過(guò)可靠性設(shè)計(jì)形成了一定故障適應(yīng)能力。中國(guó)常規(guī)液體火箭可靠性設(shè)計(jì)體現(xiàn)在采用伺服閥冗余、箭機(jī)主從冗余等手段實(shí)現(xiàn)有限故障的適應(yīng)能力。通過(guò)“箭上+地面”故障聯(lián)合檢測(cè)方法和“過(guò)載+姿態(tài)”箭上極簡(jiǎn)檢測(cè)參數(shù)選擇方法，可以進(jìn)行故障預(yù)示，但火箭基礎(chǔ)級(jí)（不含上面級(jí)）尚未形成發(fā)動(dòng)機(jī)故障診斷、彈道重規(guī)劃與控制容錯(cuò)重構(gòu)的能力。

新一代中型液體運(yùn)載火箭[2]發(fā)動(dòng)機(jī)和伺服機(jī)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(cè)與容錯(cuò)重構(gòu)技術(shù)。一方面是由于更多的發(fā)動(dòng)機(jī)和伺服機(jī)構(gòu)導(dǎo)致相同單機(jī)可靠性條件下，發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)故障概率增高，發(fā)展故障檢測(cè)與容錯(cuò)重構(gòu)具有更加明顯的現(xiàn)實(shí)意義；另一方面，更多的發(fā)動(dòng)機(jī)為容錯(cuò)重構(gòu)[6]技術(shù)提供了更多的重構(gòu)空間，便于開(kāi)展重構(gòu)設(shè)計(jì)。

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(dòng)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(cuò)重構(gòu)技術(shù)方案。該方案需要解決3個(gè)方面的關(guān)鍵技術(shù)：通過(guò)基于發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)測(cè)參數(shù)和基于飛行動(dòng)力學(xué)參數(shù)的故障診斷技術(shù)，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)故障診斷與風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估；通過(guò)在線任務(wù)重構(gòu)技術(shù)，實(shí)現(xiàn)故障工況下彈道在線規(guī)劃和降級(jí)重構(gòu)；通過(guò)控制系統(tǒng)容錯(cuò)重構(gòu)技術(shù)，使控制系統(tǒng)適應(yīng)多種典型發(fā)動(dòng)機(jī)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(shí)現(xiàn)，然后建立完整的故障診斷與容錯(cuò)重構(gòu)的軟硬件解決方案，最后通過(guò)地面驗(yàn)證、飛行演示驗(yàn)證，最終形成火箭配套產(chǎn)品，在新一代運(yùn)載火箭發(fā)射過(guò)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(dòng)機(jī)故障診斷技術(shù)

發(fā)動(dòng)機(jī)故障的在線診斷是火箭故障診斷與容錯(cuò)重構(gòu)的基礎(chǔ)。故障診斷本質(zhì)是模式識(shí)別和參數(shù)辨識(shí)，其核心技術(shù)為對(duì)輸入信息的可靠識(shí)別與辨識(shí)。然而，對(duì)于液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尤其是新一代低溫液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)而言，其本質(zhì)是一個(gè)機(jī)械-流動(dòng)-燃燒等過(guò)程強(qiáng)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(diǎn)。對(duì)其進(jìn)行精確建模本身就是一個(gè)復(fù)雜而困難的問(wèn)題，進(jìn)行故障檢測(cè)更加困難。因此，在發(fā)動(dòng)機(jī)故障檢測(cè)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(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型及試車數(shù)據(jù)、飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行校驗(yàn)，得到基于發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)測(cè)參數(shù)的故障診斷方法；另一方面，從飛行動(dòng)力學(xué)參數(shù)入手，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)故障信息進(jìn)行估計(jì)。將這兩種方法同時(shí)使用，相互融合，取長(zhǎng)補(bǔ)短，得到一套準(zhǔn)確可靠的發(fā)動(dòng)機(jī)故障診斷方法，提高發(fā)動(dòng)機(jī)故障檢測(cè)效率和故障定位準(zhǔn)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(dòng)機(jī)實(shí)測(cè)參數(shù)的故障診斷技術(shù)見(jiàn)圖2，本方案通過(guò)梳理現(xiàn)役發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵故障診斷參數(shù)和典型故障模式，建立發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)地面試車健康監(jiān)控系統(tǒng)搭載試驗(yàn)。通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)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(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)庫(kù)。引入先進(jìn)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(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)實(shí)測(cè)參數(shù)的故障診斷流程

基于飛行動(dòng)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(jì)好標(biāo)稱模型和多種典型故障動(dòng)力學(xué)模型，利用箭上實(shí)時(shí)測(cè)量的飛行動(dòng)力學(xué)信息。通過(guò)殘差信號(hào)進(jìn)行多模型比對(duì)，來(lái)判斷故障模式和故障程度。

本方案將飛行動(dòng)力學(xué)故障檢測(cè)和發(fā)動(dòng)機(jī)直測(cè)故障檢測(cè)進(jìn)行融合，形成基于信息融合的發(fā)動(dòng)機(jī)故障診斷技術(shù)，并建立聯(lián)合仿真平臺(tái)。聯(lián)合仿真平臺(tái)通過(guò)信息傳遞實(shí)現(xiàn)信息交互和信息融合。具體而言，發(fā)動(dòng)機(jī)模塊將發(fā)動(dòng)機(jī)推力、秒耗量等關(guān)鍵參數(shù)提供給飛行動(dòng)力學(xué)模塊，使得飛行動(dòng)力學(xué)仿真更加精確；同時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)模塊實(shí)時(shí)獲取飛行動(dòng)力學(xué)模塊計(jì)算的飛行狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)力學(xué)仿真和發(fā)動(dòng)機(jī)仿真的壁壘。聯(lián)合仿真可以有效驗(yàn)證故障診斷判據(jù)，提高故障檢測(cè)概率和正確性。

2.2.2 在線任務(wù)重構(gòu)

當(dāng)推進(jìn)系統(tǒng)或其他子系統(tǒng)出現(xiàn)非災(zāi)難性故障時(shí)，需要開(kāi)展在線任務(wù)重構(gòu)方案設(shè)計(jì)。在線任務(wù)重構(gòu)系統(tǒng)的功能是對(duì)運(yùn)載火箭的任務(wù)彈道進(jìn)行重新規(guī)劃或降級(jí)重構(gòu)，其關(guān)鍵技術(shù)包括運(yùn)載能力在線評(píng)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(jìn)間接法的在線快速軌跡優(yōu)化。其工作過(guò)程首先對(duì)故障進(jìn)行評(píng)估，在故障程度較輕時(shí)，充分利用剩余運(yùn)載能力進(jìn)行彈道重新規(guī)劃，將火箭送入預(yù)定軌道；對(duì)于導(dǎo)致任務(wù)無(wú)法完成的故障模式，根據(jù)火箭當(dāng)前狀態(tài)以及剩余燃料確定合適的入軌條件，進(jìn)行降級(jí)重構(gòu)，使火箭進(jìn)入安全軌道。

大氣層內(nèi)基于改進(jìn)間接法的在線快速軌跡優(yōu)化技術(shù)將運(yùn)載火箭大氣層內(nèi)最優(yōu)上升軌跡問(wèn)題轉(zhuǎn)化為兩點(diǎn)邊值問(wèn)題。采用有限差分法將其轉(zhuǎn)化成非線性代數(shù)方程組進(jìn)行求解，并采用真空解初值快速估計(jì)方法解決初值猜測(cè)困難的問(wèn)題。通過(guò)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(dāng)前狀態(tài)量作為初值，目標(biāo)點(diǎn)狀態(tài)量作為約束，姿態(tài)角作為控制量，將火箭動(dòng)力學(xué)方程轉(zhuǎn)化為時(shí)間最優(yōu)控制問(wèn)題。根據(jù)最優(yōu)控制理論，結(jié)合對(duì)部分參數(shù)在盡量不影響制導(dǎo)精度的前提下適當(dāng)簡(jiǎn)化（如地球模型局部平面化、火箭推力和飛行時(shí)間預(yù)測(cè)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(dá)式，利用末端入軌速度（剩余速度）的大小確定“剩余飛行時(shí)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(jī)物理量實(shí)現(xiàn)關(guān)機(jī)。針對(duì)預(yù)定目標(biāo)軌道，制導(dǎo)算法能夠提供入軌點(diǎn)位置矢量、速度矢量約束，并解算出制導(dǎo)指令及點(diǎn)火時(shí)間。針對(duì)最優(yōu)性能指標(biāo)任務(wù)，能夠提供解算出當(dāng)前飛行器所能達(dá)到的最佳任務(wù)軌道。運(yùn)載火箭任務(wù)決策及彈道規(guī)劃技術(shù)系統(tǒng)框架見(jiàn)圖3。

圖3 運(yùn)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(cuò)重構(gòu)

在被控對(duì)象發(fā)生故障時(shí)，保證控制系統(tǒng)安全性的控制和分配策略稱作容錯(cuò)重構(gòu)。新一代中型運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量較常規(guī)火箭顯著增加，能夠進(jìn)行擺動(dòng)控制的發(fā)動(dòng)機(jī)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(cuò)能力的重要性更加凸顯，同時(shí)姿態(tài)控制所需的力矩在多發(fā)動(dòng)機(jī)之間的分配有了更多選擇，具備實(shí)施發(fā)動(dòng)機(jī)故障下的容錯(cuò)重構(gòu)控制的有利條件。

控制系統(tǒng)容錯(cuò)重構(gòu)[8]設(shè)計(jì)分為兩個(gè)部分：采用自適應(yīng)控制技術(shù)、容錯(cuò)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(dòng)機(jī)，通過(guò)協(xié)同工作實(shí)現(xiàn)控制目標(biāo)，實(shí)現(xiàn)預(yù)設(shè)指標(biāo)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(cuò)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(zhǔn)PID控制器基礎(chǔ)上引入自適應(yīng)增益調(diào)節(jié)。當(dāng)火箭工作在額定狀態(tài)時(shí)，自適應(yīng)調(diào)節(jié)幾乎不發(fā)揮作用，系統(tǒng)在基準(zhǔn)控制作用下具有預(yù)設(shè)的控制性能。在故障條件下，實(shí)際系統(tǒng)與標(biāo)稱模型產(chǎn)生大的誤差信號(hào)，通過(guò)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(jiàn)圖4。

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

b）自適應(yīng)容錯(cuò)控制技術(shù)基于故障診斷系統(tǒng)得到發(fā)動(dòng)機(jī)故障信息，通過(guò)與參考模型比對(duì)，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(jì)進(jìn)行自適應(yīng)容錯(cuò)控制。這種方法最大的優(yōu)點(diǎn)是計(jì)算量小，可以適應(yīng)較大范圍的故障，通過(guò)統(tǒng)一的故障模型即可開(kāi)展控制器設(shè)計(jì)，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(cuò)控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖5。

c）自適應(yīng)增廣控制屬于被動(dòng)容錯(cuò)控制，自適應(yīng)容錯(cuò)控制技術(shù)是一種主動(dòng)容錯(cuò)控制，兩者具有不同的應(yīng)用場(chǎng)景。具體而言，當(dāng)故障程度輕、檢測(cè)水平低時(shí)，選用自適應(yīng)增廣控制；當(dāng)故障嚴(yán)重、檢測(cè)水平高時(shí)，應(yīng)當(dāng)選用自適應(yīng)容錯(cuò)控制。根據(jù)不同任務(wù)，合理選擇容錯(cuò)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(dòng)態(tài)控制分配技術(shù)進(jìn)行運(yùn)載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)，可以有效解決多伺服機(jī)構(gòu)綜合分配與協(xié)調(diào)操縱問(wèn)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(gè)模塊組成?；究刂坡赡K是正常的控制律設(shè)計(jì)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(biāo)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(shí)現(xiàn)方法包括加權(quán)最小二乘廣義逆法和不動(dòng)點(diǎn)廣義逆法。

2.2.4 多專業(yè)協(xié)同故障仿真及評(píng)估技術(shù)

為了全面充分驗(yàn)證故障診斷算法、任務(wù)重構(gòu)、容錯(cuò)重構(gòu)控制的實(shí)時(shí)性與硬件匹配性，為搭載驗(yàn)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(shí)物仿真驗(yàn)證平臺(tái)。該平臺(tái)數(shù)字部分包含豐富的面向故障重構(gòu)的仿真模型庫(kù)，滿足運(yùn)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(yùn)行。關(guān)鍵技術(shù)包含具有故障仿真注入的半實(shí)物仿真驗(yàn)證平臺(tái)和故障處置能力評(píng)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(dòng)態(tài)傳遞過(guò)程，真實(shí)模擬故障下火箭飛行動(dòng)態(tài)和參數(shù)變化。半實(shí)物仿真驗(yàn)證系統(tǒng)構(gòu)成見(jiàn)圖6。

圖6 半實(shí)物仿真驗(yàn)證系統(tǒng)構(gòu)成

3 方案驗(yàn)證設(shè)計(jì)

方案驗(yàn)證分為搭載驗(yàn)證階段、工程驗(yàn)證階段和工程實(shí)施階段。

3.1 搭載驗(yàn)證階段

搭載驗(yàn)證階段研制故障診斷單機(jī)，用于開(kāi)展“故障診斷+在線任務(wù)重構(gòu)”算法驗(yàn)證。該階段通過(guò)在新一代火箭上搭載故障診斷單機(jī)，利用箭上遙測(cè)數(shù)據(jù)獲取輸入?yún)?shù)，完成算法驗(yàn)證，結(jié)果經(jīng)箭載遙測(cè)無(wú)線下傳，與控制、動(dòng)力系統(tǒng)無(wú)交互。為適應(yīng)新一代液體運(yùn)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(kāi)放式設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)、統(tǒng)一總線設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)模塊化綜合電子架構(gòu)，達(dá)到擴(kuò)展性強(qiáng)、輕質(zhì)高效的要求。

3.2 工程驗(yàn)證階段

工程驗(yàn)證階段完成故障診斷單機(jī)系統(tǒng)改進(jìn)，開(kāi)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(yàn)證，實(shí)現(xiàn)硬件回路閉環(huán)。在故障診斷單機(jī)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(jì)算，但不接入飛行控制回路。此階段目標(biāo)是控制、動(dòng)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(dòng)力系統(tǒng)形成可靠判據(jù)。

3.3 工程實(shí)施階段

該階段故障診斷系統(tǒng)以單機(jī)的形式納入新一代運(yùn)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(jì)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(yǔ)

本文通過(guò)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)故障情況下的系統(tǒng)設(shè)計(jì)，完成了“發(fā)現(xiàn)故障—調(diào)整任務(wù)—控制實(shí)現(xiàn)”的一整套設(shè)計(jì)方案：通過(guò)在線故障診斷技術(shù)，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)故障情況下的故障診斷與風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估技術(shù)；通過(guò)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(guò)制導(dǎo)控制律的重構(gòu)，實(shí)現(xiàn)控制系統(tǒng)對(duì)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(yàn)證方面，通過(guò)建立多專業(yè)協(xié)同故障仿真及驗(yàn)證平臺(tái)，分階段實(shí)施地面數(shù)字/半實(shí)物仿真和飛行搭載試驗(yàn)，全面充分驗(yàn)證各項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)和軟硬件系統(tǒng)。最終通過(guò)反復(fù)迭代、不斷優(yōu)化形成完善的運(yùn)載火箭故障診斷與容錯(cuò)重構(gòu)系統(tǒng)并應(yīng)用，從而提升運(yùn)載火箭對(duì)故障適應(yīng)能力和任務(wù)成功率，同時(shí)也具有很強(qiáng)的適應(yīng)性，可為未來(lái)大型液體運(yùn)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(yuǎn)明（1980-），男，研究員，主要研究方向?yàn)檫\(yùn)載火箭總體設(shè)計(jì)。

朱海洋（1995-），男，工程師，主要研究方向?yàn)檫\(yùn)載火箭控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

馬 英（1978-），男，研究員，主要研究方向?yàn)檫\(yùn)載火箭總體設(shè)計(jì)。

徐利杰（1981-），男，研究員，主要研究方向?yàn)檫\(yùn)載火箭總體設(shè)計(jì)。

范瑞祥（1965-），男，研究員，主要研究方向?yàn)檫\(yùn)載火箭總體設(shè)計(jì)。