基于查表法的姿控喷管故障诊断

张 凯，杨小龙，钟 震

基于查表法的姿控喷管故障诊断

张 凯，杨小龙，钟 震

（北京宇航系统工程研究所，北京，100076）

针对航天飞行器姿控喷管故障的诊断问题，考虑姿控喷管开关组合与飞行器姿控力矩的关系，提出了姿控喷管故障诊断的查表法及其改进查表方法两种查表法诊断喷管故障，经仿真验证，所提方法能够快速诊断故障和确定故障位置及形式，且准确率高，并具有较好的工程应用价值。

查表法；故障诊断；姿控喷管

0 引 言

故障检测指当系统发生故障时，能够准确辨别出有故障发生，故障诊断是指在确认发生故障的前提下判定故障的大小、确定故障的类型。航天飞行器具有重要的经济价值和战略价值，其设计要求具有极高的可靠性，具有容错控制能力的姿控系统是高可靠性的重要保障。实际飞行结果表明，具有复杂管路结构的姿控喷管的故障率较高，其中喷管极性直接决定了火箭姿态能否稳定，且喷管的极性错误无法通过冗余容错策略来包容[1]，往往成为影响飞行试验精度甚至成败的重要环节，因此对航天飞行器姿控喷管进行故障检测和故障诊断对于制定相应的容错方案具有积极意义。

故障诊断方法一般包括基于模型的故障诊断、基于信号的故障诊断和基于知识的故障诊断[2]，并已被广泛用于工程技术的各个领域。然而，现有成果多集中于姿控系统的执行伺服机构的故障检测、诊 断[3,4]，关于航天飞行器姿控喷管故障诊断则相对较少。张亚婷等提出了姿控喷管的故障诊断方法，即通过设计观测器，对比观测器输出信号和真实信号的残差，从而判定故障是否发生，属于基于模型的故障诊断。本文设计了观测器观测残差，通过判断残差信号是否超过阈值来检测故障，将观测器估计误差与控制效果估计值结合，进行故障模式的定位与识别。该方法假设故障种类为常开、常关、极性正负接反，未考虑不同通道喷管极性接错的情形。

查表法通常指从存储于计算机的函数表中，查找对应于一个自变量的函数值的过程[5]。查表法需要一定的先验信息，原理不复杂，运行速度快，已经在计算机科学、电路检测和航空航天等多个领域成功应用。王乐提出了利用查表法和三次样条插值相结合的方法对ToF深度相机的原始数据进行补偿，修正成像畸变，提高成像质量[6]；宣耀伟[7]提出了基于查表法的架空线电缆混合线路行波故障测距方法，适用于现场设备运行，提高了运算速度，具有较高的测距精度；欧空局在研发自动转移飞行器（Automatic Transfer of Vehicle，ATV）时提出了航天器的推力器指令分配最优查表 法[8～10]，具有推力器使用效率高，计算速度快，控制能力强等诸多优点，能更好地适用于推力器配置复杂的情况；王莹优化了余数查表法，提高了导弹末制导性能[11]；黄世璋采用三维物性库查表算法计算裂解反应混合物的热物性，提出准确预测超燃冲压发动机冷却通道中燃料的裂解特性的快速算法，在保证精度的前提下，计算效率提高了20倍[12]。查表法在多个领域中成功应用，但尚未见到其在航天器故障诊断方面的公开文献。

根据航天飞行器易发生的故障模式，本文将姿控喷管故障划分为极性接错（包含极性接反及不同通道喷管极性接错）、喷管常开、喷管常关3种故障模式，未考虑推力下降的情形。采用跟踪微分器技术，在正确检测故障发生的前提下，分析了不同类型故障发生时的跟踪微分信号特点，提出了2种查表法进行故障诊断，通过仿真证明了所提出方法的有效性。

1 研究对象模型

本文的研究目的为识别航天飞行器模型（模型参数为非真实参数，但不影响其对本文所提出方法验证的可参考性）空间飞行段的姿控喷管故障。不失一般性，设姿控喷管布局尾部视图见图1，该模型为刚体，P1～P6为姿控喷管，安装在飞行器尾部，单个喷管推力为100 N，P1、P6，P3、P4控制俯仰通道和滚转通道；P2、P5控制偏航通道。相关姿控动力系统性能参数如表1所示。

图1 模型喷管布局

表1 姿控性能参数

Tab.1 Performance Parameter of Attitude Control Dynamics

项目性能参数 喷管最大推力偏差10% 最短工作时间/s0.04 最短间隔时间/s0.04 热启动加速性0.1s（80%） 热关闭减速性0.1s（20%） 推力线横移/mm2 推力线偏斜/(＇)10 转动惯量矩阵/(kg·m2)diag([60,1600,1600]) 转动惯量误差7% 俯仰、偏航通道力臂长度/mm2000 滚转通道力臂长度/mm500 质心安装位置的误差限/mm30(x)，5(y，z) 姿控喷管延时/ms5～15

喷管推力用一阶环节加延时环节模拟，表示如下，其中延时环节的延时时间和一阶环节的时间常数满足热启动加速性和热关闭减速性的要求。

2 跟踪微分器设计

实际使用的跟踪微分器为其离散形式，离散系统中从非零初值到达原点的最速控制综合函数记为

其中，

低通滤波器的设计可以采用一阶环节或二阶环节等。小时间常数的一阶环节可近似为延时环节，有：

由模型参数可知，姿控喷管最短工作时间为0.04 s，因此角加速度增大、减小的最短周期为0.08 s，因此如果带宽达到1/0.08·2π≈78.5便可以达到要求，实际的带宽选择可参考此值并根据噪声的特性来考虑，如果低通滤波器为二阶环节，可将其等效为2个串联的一阶环节，并根据式（7）计算低通滤波器造成的延时。

3 查表法

a）与标称值相符，说明未发生故障；

b）未检测到力矩，说明该喷管发生常关故障；

c）产生力矩与标称值不相符，与另一喷管标称力矩相符，说明该喷管与另一喷管极性接错。

与标称力矩是否相符可通过表2判断，其中“0”表示未检测到明显力矩，“+1”表示检测到该轴的正向力矩，“-1”表示检测到该轴的负向力矩。这是定性表示，实际中可取当力矩超过正向标称值的%为+1，超过负向标称值%时为-1，其余取0。选取值要考虑避免漏检和误检，由于喷管推力在正常范围内可能会略低于标称值，因此值不可过高，否则会将正常推力输出判断为无推力输出；因为喷管推力会有后效推力，因此值也不能太低，否则会将后效推力误判成正常推力。需要在标称推力的最低值和后效推力的最高值之间选取一个中间值作为值，可以通过仿真确定，本文取为40%。将喷管开启时检测到的各轴力矩数值与上表对比则可以确定真实作用的喷管编号。该方法可以诊断除多个喷管发生常开故障情形以外的多个故障。

表2 各喷管及对应力矩

Tab.2 Nozzles and Moment

喷管编号X轴Y轴Z轴 1+10-1 20+10 3-10+1 4+10+1 50-10 6-10-1

4 改进的查表法

每一个力矩指令都对应一种喷管的开关组合，每种喷管的开关组合都对应一种飞行器所受的力矩组合，正常情形下真实输出的力矩组合与控制器发出的力矩指令相符。喷管的故障使喷管不能按照力矩指令进行开关，从而使真实输出的力矩组合与力矩指令不相符，但喷管组合和力矩组合之间固有的对应关系没有改变，如图2所示。因此如果能通过测量飞行器所受力矩来反推此时真实的喷管开关组合，并将此喷管组合与无故障时该力矩指令所对应的喷管组合进行对比，则可以确定故障喷管或者缩小故障范围。

图2 力矩指令到力矩组合示意

不同的喷管组合对应的不同力矩组合见表3。

表3 不同喷管组合对应的力矩输出

Tab.3 Moment Output for Different Combination of Nozzles

序号打开的喷管X轴力矩Y轴力矩Z轴力矩 11+10-1 220+10 33-10+1 44+10+1 550-10 66-10-1 71，2+1+1-1 81，4+100 91，5+1-1-1 101，600-1 112，3-1+1+1 122，4+1+1+1 132，6-1+1-1 143，400+1 153，5-1-1+1 163，6-100 174，5+1-1+1 185，6-1-1-1 191，2，4+1+10 201，2，60+1-1 211，4，5+1-10 221，5，60-1-1 232，3，40+1+1 242，3，6-1+10 253，4，50-1+1 263，5，6-1-10 27无指令000

由表3可知，喷管组合有27种，对应的力矩组合也有27种，且二者一一对应，因此如果能确定此时飞行器真实的力矩组合，便可以唯一确定此时正在开启的喷管组合。将此喷管组合与力矩指令对应的无故障时的喷管组合比对，可定位故障喷管和故障原因。但该方法有2个难点：a）故障发生到故障被检测到需要时间，而这段时间力矩指令可能会变化，因此检测到故障时的力矩指令并不一定是故障发生时对应的力矩指令；b）上述列表喷管组合对应的力矩组合是无故障情况下的，而故障情形下有可能出现2个相反的喷管同时打开的情形，比如1和3、2和5、4和6，此时2个喷管的推力相互抵消，其输出不能体现在其真实的力矩组合中。因此需要考虑确定喷管故障发生时的力矩指令和喷管故障诊断的诊断逻辑。

4.1 故障发生时的喷管指令确定

4.2 故障诊断逻辑

本文假设不会有多个故障同时发生，即发生的故障情形仅为以下3种故障情形中的1种：某喷管发生常开故障，某喷管发生常关故障，某2个喷管发生极性接错的故障。对3种故障依次分析。

a）某喷管常开：此故障凸显时喷管的指令并未让故障喷管开启，亦即真实开启的喷管比指令开启的喷管多1个，如果此时指令中与故障喷管相反的喷管开启，则故障喷管推力与其对面喷管的推力相抵消，通过力矩检测出的开启喷管就会比指令喷管少1个；

b）某喷管常关：此故障凸显时指令让故障喷管开启，但由于故障，此喷管无法开启，因此通过力矩检测出的开启喷管比指令喷管少1个；

c）某2个喷管接错：此故障凸显时指令让其中一个喷管开启、另一个喷管关闭，一般情况下通过力矩检测出的开启喷管与指令开启喷管数量相同，但是会有1个喷管与指令喷管编号不一样，也就是错了一对；如果与指令开启喷管接错的喷管正好与另一个指令喷管相反，则这2个喷管力矩抵消，此时通过指令检测的开启喷管比指令喷管少2个。

根据以上分析可整理喷管表现对应的可能故障如表4所示。

表4 喷管表现对应的可能故障

Tab.4 Possible Faults Associated with Nozzles Performance

检测开启喷管与指令喷管比较故障形式 多1个喷管某喷管常开 少1个喷管某喷管常开，某喷管常关 1对喷管不同某2个喷管接错 少2个喷管某2个喷管接错 喷管组合一致无故障

分析表4中检测开启喷管与指令喷管比较的各种情况，故障形式和诊断方法如表5所示。

表5 故障诊断方法

Tab.5 Fault Diagnosis Method

真实开启喷管与指令开启喷管比较故障形式诊断方法 多1个喷管某喷管常开记多出的喷管编号为n，则n喷管常开 少1个喷管某喷管常开某喷管常关记录缺少的喷管编号为n，关闭所有喷管，如果此时无力矩输出则n喷管常关；若有力矩输出，记录该力矩输出对应的喷管编号m，则m喷管常开 1对喷管不同某2个喷管极性接错记录不同的一对喷管编号n、m，则n喷管和m喷管接错 少2个喷管某2个喷管极性接错记录缺少的2个喷管n、m，仅开启n喷管，若此时输出力矩对应的喷管不为n，记为n＇，则n喷管与n＇喷管接错；若此时输出力矩对应喷管为n，则m喷管与n喷管对面的喷管接错。 喷管组合一致无故障无

需要注意的是诊断逻辑的推导前提是喷管故障只发生1种，因此该诊断方式只适用于只发生1种故障的情形，不能适用于多种故障同时发生。

5 仿真验证

5.1 仿真条件设置

5.2 查表法仿真结果

共进行了869次仿真，故障全部正确诊断，故障诊断成功率为100%，其中故障检测平均耗时0.2007 s，故障诊断平均用时为0.5673 s，故障检测和诊断全过程的平均用时为0.7680 s。其中故障诊断环节用时最少为0.225 s，用时最长为1.325 s。

5.3 改进的查表法仿真结果

共进行了2200次仿真，其中有13次未能诊断出故障，2187次成功诊断测出故障，诊断成功率为99.41%，诊断成功的情况下，故障检测平均用时为0.1894 s，故障诊断平均用时为0.3214 s，故障检测和诊断全过程的平均用时为0.5108 s。其中故障诊断环节用时最少为0.225 s，用时最长为0.425 s。与前面未改进的查表法对比可知该方法在故障诊断环节将最长用时缩短了0.9 s，将故障诊断的平均用时缩短了0.2459 s，效果显著，但有不大于1%的失败率。

仿真结果显示失败的情况有13个，失败率为0.59%，分析这13个诊断失败的情况，发现其表现都是将某故障错误判断为无故障，经分析，导致诊断失败的原因是不能正确得到故障发生时对应的力矩指令。因为故障发生时的力矩指令不能直接获得，只能人为提取故障检测出来时刻之前的某一时刻的力矩指令作为故障发生时的力矩指令，而一些情况下这并非故障发生时的力矩指令，因此该指令并不能使故障凸显，导致诊断算法判断为无故障。

对于这种由于不能正确提取故障发生时的力矩指令而导致的故障诊断错误的情况，其改进的思路有两种：a）设计性能良好的跟踪微分器，使所提取的微分信号与真实的微分信号时延尽可能的短，提高故障发生时提取力矩指令的正确率；b）考虑到出现这种错误的概率比较低，可以在故障诊断错误时将诊断方法切换为改进前的查表法进行第2次诊断，以较长的时间代价保证第2次检测的正确性。

6 结束语

本文将飞行器飞行过程中常见的姿控喷管故障模式由喷管常开或常关扩展为极性接错、喷管常开、喷管常关3种故障模式，提出了进行姿控喷管故障诊断的查表法及其改进查表方法，通过仿真验证了所提方法能快速诊断故障和确定故障位置及形式，且准确率高，并具有较好的工程应用价值。

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Fault Diagnosis of Attitude Control Nozzles based on Table Look-up Method

Zhang Kai, Yang Xiao-long, Zhong Zhen

(Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing, 100076)

Aiming at the fault diagnosis of attitude control nozzle of spacecraft, considering the relationship between the combination of attitude control nozzle switches and attitude control moment of spacecraft, two table look-up methods are proposed to diagnose the nozzle fault. The simulation results show that the proposed method has high accuracy and fast detection speed.

table look-up method; fault diagnosis; attitude control nozzles

2097-1974(2023)01-0069-06

10.7654/j.issn.2097-1974.20230114

V448

A

2019-10-28；

2020-02-20

张 凯（1992-），男，博士研究生，主要研究方向为飞行器姿控设计。

杨小龙（1967-），男，博士，研究员，主要研究方向为飞行器总体设计。

钟 震（1981-），男，博士，高级工程师，主要研究方向为飞行器姿控设计。