新一代运载火箭适应发动机停摆故障控制策略研究

冯 昊 李新明 潘 豪

北京航天自动控制研究所， 北京100854

新一代运载火箭适应发动机停摆故障控制策略研究

冯 昊 李新明 潘 豪

北京航天自动控制研究所， 北京100854

我国新一代运载火箭采用了助推发动机与芯级发动机联合摇摆控制模式，但随着参与控制发动机数量的增加也带来了控制系统可靠性降低的风险。本文针对火箭飞行过程中发生的单台发动机停摆故障，从控制力补偿原理进行分析，提出了控制力补偿策略，并进一步对发动机停摆可适应的能力范围进行了研究，最后通过数学仿真得到验证。应用该控制策略可以实现新一代运载火箭发动机的故障吸收，提高系统的可靠性。

控制力补偿；故障吸收；发动机故障；可靠性

运载火箭是实施太空发展战略的基础，为了保证新一代运载火箭的运载能力和控制能力，新一代运载火箭的助推发动机不同于我国现有捆绑助推器的发动机喷管固定不摆动的形式，而是采用和芯级发动机相类似的单向甚至多向摆动以控制火箭的飞行方向，新型火箭的控制系统也随之从单纯的芯级摆动发动机稳定控制转化成更为复杂的芯级与助推级多台发动机同时摆动的协调控制。

随着参与控制发动机数量的增加，火箭飞行控制的复杂程度增大。本文研究了发动机存在伺服机构故障时控制力重新分配的算法，即当火箭飞行过程中发生单台发动机停摆故障时，设计控制力补偿策略，即保证发动机故障前后的系统控制力和控制力矩保持恒定[1-2]。通过该策略可以实现火箭发动机的故障吸收，提高系统的可靠性。

1 控制力补偿原理

发动机发生故障后，力矩平衡遭到破坏，运载火箭姿态发生变化，要使运载火箭能够稳定飞行，必须保证滚转角为0，即通过控制力补偿策略来实现发动机故障吸收。主要通过正常发动机摆角的摆动抵消因为停摆产生的附加力矩来改变控制律，重新分布各发动机的力和力矩，使最终产生的控制力矩保持不变，即等于发动机均正常工作时产生的控制力矩。以某新型运载火箭为例，一级发动机尾视图如图1所示。

图1 一级发动机尾视图

假设助推发动机舵摆角分别为：δztⅠ，δztⅡ，δztⅢ，δztⅣ，各台助推发动机推力为Nzt。芯级发动机舵摆角分别为：δxjⅠ，δxjⅡ，δxjⅢ，δxjⅣ，各台芯级发动机推力为Nxj。火箭摆动轴到火箭质心的距离为L，火箭摆动轴到火箭纵轴距离分别为R和r。这里设Nzt=Nxj，R=mr，可以得到俯仰、偏航和滚转三通道[2]的控制力矩。一般情况下，各摆角摆动的度数不大，近似认为sinδzt≈δzt, sinδxj≈δxj。

滚转控制力矩：

Mxc=Nzt(δztⅠ+δztⅡ+δztⅢ+δztⅣ)R+Nxj(δxjⅠ+δxjⅡ+δxjⅢ+δxjⅣ)r

(1)

偏航控制力矩：

Myc=[Nzt(δztⅠ-δztⅢ)+Nxj(δxjⅠ-δxjⅢ)]L

(2)

俯仰控制力矩：

Mzc=[Nzt(δztⅣ-δztⅡ)+Nxj(δxjⅣ-δxjⅡ)]L

(3)

当发动机停摆之后，若使发动机产生控制力矩保持不变，需要对其它发动机舵摆角进行重新分配，来保证俯仰、偏航和滚转3通道的控制力矩重新达到平衡。

2 控制力补偿策略

根据力矩平衡[3]原理，要使故障发生前后的控制力矩保持不变，必须满足下式：

(4)

由于助推发动机Ⅱ停摆，此摆角只影响俯仰角和滚转角，不影响偏航通道。因此控制偏航通道的发动机摆角不受影响。

(5)

设助推发动机相对火箭中心轴的距离R与芯级发动机相对火箭中心轴的距离r满足一定的关系式，即R=mr。化简上述方程得到：

(6)

并令：

得到助推发动机II停摆时，其它正常工作相关发动机摆角为：

(7)

式(7)即适应发动机停摆故障所采用的控制力补偿算法，其中，m为助推发动机相对火箭中心轴的距离R与芯级发动机相对火箭中心轴的距离r之比，为火箭的固有结构系数。k和k′为故障前后助推发动机和芯级发动机摆角关联系数，属于可调整系数。

发生故障后，助推级各发动机摆角与芯级各发动机摆角会发生变化。经过分析，此倍数关系取太小，则造成发生故障后的其它发动机摆角会过大，有可能超过所给限幅值；取太大，则停摆的角度范围会过小，具体可根据实际情况调整。

3 故障可适应能力分析

同样，考虑助推发动机Ⅱ(δztⅡ)发生停摆故障，讨论发动机停摆范围问题。

根据式(7)的重构策略，且δztⅠ(Ⅰ,Ⅱ,Ⅲ,Ⅳ)=kδxjⅠ(Ⅰ,Ⅱ,Ⅲ,Ⅳ)，可得摆角差值关系式组：

(8)

分析上述参数，由于k，k′为故障前后助推发动机和芯级发动机作用摆角之比，而当助推发动机停摆时，应该适当加大芯级发动机的作用力，应满足0lt;k′≤k。另外，参数m为助推发动机和芯级发动机控制力臂长度之比，且mgt;1恒成立，有如下关系：

(9)

且：

易得：

因此当助推发动机Ⅱ停摆，m不太大时，其对应的芯级发动机Ⅱ(δxjⅡ)受其影响较大，与本文第4节中的数学仿真结论相符(如图2～3)。因此，可以根据芯级发动机Ⅱ的限制角度反推得到助推发动机Ⅱ的停摆范围，即停摆故障可适应能力。

可以得出芯级发动机Ⅱ的摆角分配策略：

(10)

(11)

4 数学仿真及结果分析

为验证本文给出的发动机故障情况下控制力补偿策略的有效性，进行了数学仿真研究。仿真中以助推级发动机Ⅱ分机发生停摆故障为例，仿真条件取发生故障后，助推级各发动机摆角与芯级各发动机摆角的倍数关系为0.8，即k′=0.8，取m=5.5。

助推级发动机Ⅱ分机在20s时发生故障，俯仰通道、偏航通道和滚动通道的姿态角偏差仿真曲线分别如图2～4。图中，“……”曲线为发动机无故障仿真曲线，“——”曲线为发动机故障但是未采取控制力补偿策略仿真曲线，“-·-·-”曲线为发动机故障且采用了本文的控制力补偿策略仿真曲线。

采用控制力补偿策略后的助推发动机摆角曲线和芯级发动机摆角曲线分别如图5和6。

图2 助推级发动机II分机故障时俯仰姿态角偏差ΔΦ仿真曲线

图3 助推级发动机II分机故障时偏航姿态角偏差ΔΨ仿真曲线

图4 助推级发动机II分机故障时滚动姿态角偏差Δγ仿真曲线

图5 助推级发动机II分机故障时助推发动机摆角仿真曲线

图6 助推级发动机II分机故障时芯一级发动机摆角仿真曲线

以上仿真证明，当火箭飞行过程中出现一台发动机停摆后，经过控制力补偿，且当各个发动机的摆角小于给定的限幅值时，姿态角能够实现很好的跟踪效果，消除发动机停摆故障对控制系统的影响。

5 结论

控制力补偿策略是控制系统提高可靠性的有效手段。本文针对运载火箭发动机停摆故障，通过理论推导提出了实现火箭控制力补偿的策略方法，并进一步研究得到了发动机故障可适应的能力范围，采用控制力补偿有效的提高了发动机故障情况下的控制品质。分析和仿真结果表明，应用该策略在控制系统出现发动机停摆故障后，姿态角和姿态角速度变化平缓，控制精度较好。可以实现新一代运载火箭发动机的故障吸收，从而提高了系统的可靠性。

[1] 徐延万，等.液体弹道导弹与运载火箭系列[M].控制系统(上).北京：宇航出版社，1989.(Xu Yanwan, et al. Liquid Ballistic Missile and Launch Vehicle Series[M].Control System(part I).Beijing：Aerospace Press, 1989.)

[2] 徐延万，等.液体弹道导弹与运载火箭系列[M].控制系统(下).北京：宇航出版社，1989. (Xu Yanwan, et al. Liquid Ballistic Missile and Launch Vehicle Series[M]. Control System (part II). Beijing：Aerospace Press, 1989.)

[3] 胡寿松. 自动控制原理[M].北京：国防工业出版社，1994. (Hu Shousong.Automatic Control Principle[M]. Beijing：National Defense Industry Press, 1994.)

ResearchonControlStrategyofNewGenerationLaunchVehiclesAdaptiontoEngineFault

Feng Hao, Li Xinming, Pan Hao

Beijing Aerospace Automatic Control Institute, Beijing 100854,China

Thejointswingcontroltechnologyoftheboosterengineandthecoreengineisemployedinthenewgenerationlaunchvehicles.Butwiththeincreasingnumberofcontrolengine,theriskofreducingthereliabilityofthecontrolsystemisalsobrought.Accordingtotheprincipleofcontrolforcecompensation,inthispaper,asingleenginefailureoccurredduringflightisstudiedandthecontrolstrategyisproposed.Andfurthertheabilityrageofenginefaultcanbestudied.Finally,thecontrolstrategyisverifiedbymathematicalsimulation.Applicaitonofthiscontrolstrategycanrealizethefaultabsorptionoftheengineandimprovethereliabilityofthecontrolsystem.

Controlforcecompensation;Faultabsorption;Enginefault;Reliability

V448.22

A

1006-3242(2017)04-0057-05

2016-11-29

冯昊(1976-)，女，辽宁人，硕士，高级工程师，主要研究方向为导航、制导与控制；李新明(1976-)，男，河北人，硕士，高级工程师，主要研究方向为导航、制导与控制；潘豪(1981-)，男，山东人，博士，高级工程师，主要研究方向为导航、制导与控制。