魏远明，朱海洋，马 英，徐利杰，范瑞祥

新一代中型运载火箭故障诊断和容错重构总体方案研究

魏远明1,2，朱海洋2，马 英2，徐利杰2，范瑞祥3

（1. 国防科技大学，空天科学学院，长沙，410073；2. 北京宇航系统工程研究所，北京，100076；3. 中国运载火箭技术研究院，北京，100076）

长征系列火箭已经进入高密度研制和发射时代，但由于动力系统故障导致发射任务失败的情况时有发生。随着新一代液体运载火箭对高效率、高可靠要求不断提升，中国运载火箭故障适应性不足的问题日益凸显。以新一代中型液体运载火箭发动机故障为研究对象，按照在线故障诊断、任务重构以及制导姿控律重构的故障应对流程，构建了故障诊断和容错重构的总体方案，有效提升了火箭对发动机故障的适应性，为进一步打造智慧火箭奠定基础。

运载火箭；动力故障；容错控制

0 引 言

液体运载火箭系统组成复杂、产品数量众多、工作环境恶劣，具有典型复杂巨系统的特征[1]。随着技术复杂度增加和新技术、新产品的引入，研制和飞行中逐渐暴露出多种故障模式，给飞行安全带来隐患，其中以动力系统故障最为常见且致命。

针对液体运载火箭发动机典型故障模式，通过顶层故障适应性设计，实现故障诊断与容错重构技术，提升运载火箭可靠性，在国外已经得到了广泛应用。中国现役运载火箭，上面级飞行段通过地面注入，具备一定的重规划能力，火箭基础级均是通过可靠性设计来提升全箭对故障的适应性，尚不具备对典型发动机故障的诊断与容错重构能力。结合中国新一代中型液体运载火箭[2]的结构特点和当前火箭的发展趋势，开展发动机故障适应性设计，实现由基于偏差设计向基于故障设计的研制模式转变[3]，对全面提升任务可靠性具有重要意义，是中国火箭发展的迫切需求，是实现火箭智慧飞行的重要基础。

1 研制背景

国外运载火箭在20世纪60年代就开展了发动机故障适应性研究和应用，并取得了一系列成功，主要的技术手段和典型应用如下。

a）在设计上，具备发动机推力失效情况下的动力冗余适应能力。土星IB一级装有8台H-1发动机，7台发动机正常工作的额定推力即可满足任务要求，增加第8台发动机是为提高任务可靠性。N1火箭一级安装了30台发动机，飞行中具备4台发动机（2台故障发动机加2台对称布置的发动机）出现故障情况下的正常飞行能力。N1火箭飞行中，故障检测系统监测到发动机故障后自动关闭该发动机及其对称布置的发动机，利用其余发动机完成后续任务。航天飞机轨道飞行器采用3台SSME液氢/液氧发动机，在一台发动机故障时，可以利用其余两台发动机完成姿态控制。法尔肯9火箭一级安装9台发动机，地面起飞阶段允许1台发动机故障，飞行一段时间后允许2台发动机故障。

b）任务重构技术和控制重构技术。在检测到发动机故障后，通过弹道重规划和控制重构充分利用火箭剩余运载能力实现原定任务或更换任务目标[4]。土星1号及土星系列火箭采用了包含飞行路径优化的“路径适应制导”技术，在飞行过程中，箭上的数字计算机系统会每隔约1 s根据实时飞行情况计算修正量，并优化弹道，生成新的飞行轨迹。土星5号箭上也装载了迭代制导软件包，在判断火箭发生故障时具备终止任务或更换任务目标的能力。这一系统可以在火箭一级或二级单台发动机失效时，导引火箭进入停泊轨道，发动机故障发生时间较晚时，仍可以完成原定入轨任务。德尔塔4火箭和宇宙神5火箭也都采用了相似的技术并成功应用。

中国现役液体运载火箭均实现了控制回路系统级冗余[5]，分离、动力等系统也通过可靠性设计形成了一定故障适应能力。中国常规液体火箭可靠性设计体现在采用伺服阀冗余、箭机主从冗余等手段实现有限故障的适应能力。通过“箭上+地面”故障联合检测方法和“过载+姿态”箭上极简检测参数选择方法，可以进行故障预示，但火箭基础级（不含上面级）尚未形成发动机故障诊断、弹道重规划与控制容错重构的能力。

新一代中型液体运载火箭[2]发动机和伺服机构数量较原有火箭更多，非常适合以其为背景发展故障检测与容错重构技术。一方面是由于更多的发动机和伺服机构导致相同单机可靠性条件下，发动机系统故障概率增高，发展故障检测与容错重构具有更加明显的现实意义；另一方面，更多的发动机为容错重构[6]技术提供了更多的重构空间，便于开展重构设计。

2 技术方案和技术路径

2.1 总体技术方案

为提高动力系统故障情况下的任务成功率，提出故障诊断与容错重构技术方案。该方案需要解决3个方面的关键技术：通过基于发动机实测参数和基于飞行动力学参数的故障诊断技术，实现发动机故障诊断与风险评估；通过在线任务重构技术，实现故障工况下弹道在线规划和降级重构；通过控制系统容错重构技术，使控制系统适应多种典型发动机故障模式，以保证控制系统稳定工作。

图1 总体技术方案

方案首先完成关键技术的算法实现，然后建立完整的故障诊断与容错重构的软硬件解决方案，最后通过地面验证、飞行演示验证，最终形成火箭配套产品，在新一代运载火箭发射过程中发挥作用。

2.2 关键技术与技术路径

2.2.1 发动机故障诊断技术

发动机故障的在线诊断是火箭故障诊断与容错重构的基础。故障诊断本质是模式识别和参数辨识，其核心技术为对输入信息的可靠识别与辨识。然而，对于液体火箭发动机尤其是新一代低温液体火箭发动机而言，其本质是一个机械-流动-燃烧等过程强耦合的复杂非线性系统，具有关键部件多、耦合紧密、工作环境复杂、工况变化大的特点。对其进行精确建模本身就是一个复杂而困难的问题，进行故障检测更加困难。因此，在发动机故障检测与诊断研究中，需要采用多元信息融合的方法。一方面，围绕发动机数学模型及试车数据、飞行试验数据进行校验，得到基于发动机实测参数的故障诊断方法；另一方面，从飞行动力学参数入手，对发动机故障信息进行估计。将这两种方法同时使用，相互融合，取长补短，得到一套准确可靠的发动机故障诊断方法，提高发动机故障检测效率和故障定位准确性，可以为任务重构、制导姿控律重构奠定基础。

基于发动机实测参数的故障诊断技术见图2，本方案通过梳理现役发动机的关键故障诊断参数和典型故障模式，建立发动机及增压输送系统仿真模型，形成基于关键故障诊断参数的阈值法判据，并进行发动机地面试车健康监控系统搭载试验。通过发动机试车与飞行数据及故障模式的积累与分析，建立完善的标准数据库。引入先进传感器技术，提高故障诊断数据信息的提取能力。引入基于发动机热力参数数据融合或人工智能算法的专家诊断系统，提高诊断正确率。

图2 基于发动机实测参数的故障诊断流程

基于飞行动力学参数故障诊断采用多模型方法[7]，即预先设计好标称模型和多种典型故障动力学模型，利用箭上实时测量的飞行动力学信息。通过残差信号进行多模型比对，来判断故障模式和故障程度。

本方案将飞行动力学故障检测和发动机直测故障检测进行融合，形成基于信息融合的发动机故障诊断技术，并建立联合仿真平台。联合仿真平台通过信息传递实现信息交互和信息融合。具体而言，发动机模块将发动机推力、秒耗量等关键参数提供给飞行动力学模块，使得飞行动力学仿真更加精确；同时，发动机模块实时获取飞行动力学模块计算的飞行状态，实现发动机故障下总体参数（质心、惯量）等的精确在线更新，打通飞行动力学仿真和发动机仿真的壁垒。联合仿真可以有效验证故障诊断判据，提高故障检测概率和正确性。

2.2.2 在线任务重构

当推进系统或其他子系统出现非灾难性故障时，需要开展在线任务重构方案设计。在线任务重构系统的功能是对运载火箭的任务弹道进行重新规划或降级重构，其关键技术包括运载能力在线评估、大气层外基于任务变更的多约束自适应制导、大气层内基于改进间接法的在线快速轨迹优化。其工作过程首先对故障进行评估，在故障程度较轻时，充分利用剩余运载能力进行弹道重新规划，将火箭送入预定轨道；对于导致任务无法完成的故障模式，根据火箭当前状态以及剩余燃料确定合适的入轨条件，进行降级重构，使火箭进入安全轨道。

大气层内基于改进间接法的在线快速轨迹优化技术将运载火箭大气层内最优上升轨迹问题转化为两点边值问题。采用有限差分法将其转化成非线性代数方程组进行求解，并采用真空解初值快速估计方法解决初值猜测困难的问题。通过引入参数同伦算法或凸优化算法，把真空解逐渐转成最终解。

大气层外基于多约束自适应制导技术将火箭当前状态量作为初值，目标点状态量作为约束，姿态角作为控制量，将火箭动力学方程转化为时间最优控制问题。根据最优控制理论，结合对部分参数在尽量不影响制导精度的前提下适当简化（如地球模型局部平面化、火箭推力和飞行时间预测估算等），得到控制变量俯仰角和偏航角满足必要条件的显式表达式，利用末端入轨速度（剩余速度）的大小确定“剩余飞行时间”，利用末端速度的方向确定“推力的方向”，利用末端入轨位置的大小方向确定“飞行程序角修正部分”，采用关机物理量实现关机。针对预定目标轨道，制导算法能够提供入轨点位置矢量、速度矢量约束，并解算出制导指令及点火时间。针对最优性能指标任务，能够提供解算出当前飞行器所能达到的最佳任务轨道。运载火箭任务决策及弹道规划技术系统框架见图3。

图3 运载火箭任务决策及弹道规划技术系统框架

2.2.3 控制系统容错重构

在被控对象发生故障时，保证控制系统安全性的控制和分配策略称作容错重构。新一代中型运载火箭发动机数量较常规火箭显著增加，能够进行摆动控制的发动机数量也随之增加，飞行控制系统更加复杂。这导致飞行控制系统可靠性和容错能力的重要性更加凸显，同时姿态控制所需的力矩在多发动机之间的分配有了更多选择，具备实施发动机故障下的容错重构控制的有利条件。

控制系统容错重构[8]设计分为两个部分：采用自适应控制技术、容错控制技术产生控制指令；采用控制分配技术，将各通道的控制指令合理分配到各发动机，通过协同工作实现控制目标，实现预设指标最优。关键技术包含自适应增广控制技术、自适应容错控制技术、可重构控制分配技术。

a）自适应增广控制（Adaptive Augmenting Control，AAC）是在基准PID控制器基础上引入自适应增益调节。当火箭工作在额定状态时，自适应调节几乎不发挥作用，系统在基准控制作用下具有预设的控制性能。在故障条件下，实际系统与标称模型产生大的误差信号，通过自适应增益调节，可以提高指令跟踪性能，使得系统性能得到最大限度的恢复。自适应增广控制算法结构见图4。

er—误差；k0—自适应增益的初始值；kT—开环回路增益

b）自适应容错控制技术基于故障诊断系统得到发动机故障信息，通过与参考模型比对，形成跟踪误差模型，采用模型参考自适应控制理论设计进行自适应容错控制。这种方法最大的优点是计算量小，可以适应较大范围的故障，通过统一的故障模型即可开展控制器设计，其性能受故障诊断系统性能影响。基于模型参考自适应方法的自适应容错控制系统结构见图5。

c）自适应增广控制属于被动容错控制，自适应容错控制技术是一种主动容错控制，两者具有不同的应用场景。具体而言，当故障程度轻、检测水平低时，选用自适应增广控制；当故障严重、检测水平高时，应当选用自适应容错控制。根据不同任务，合理选择容错控制方法可以收获良好的控制性能。

d）可重构控制分配技术，采用最优动态控制分配技术进行运载火箭姿态控制系统设计，可以有效解决多伺服机构综合分配与协调操纵问题。该控制系统控制器由基本控制律模块、控制分配模块两个模块组成。基本控制律模块是正常的控制律设计模块，生成期望的伪控制指令。控制分配模块根据虚拟控制指令分配控制量，其目标是在约束条件下，尽量使得系统输出与伪控制指令保持一致。实现方法包括加权最小二乘广义逆法和不动点广义逆法。

2.2.4 多专业协同故障仿真及评估技术

为了全面充分验证故障诊断算法、任务重构、容错重构控制的实时性与硬件匹配性，为搭载验证提供条件，本方案提出基于故障仿真注入的全箭飞行故障诊断与重构半实物仿真验证平台。该平台数字部分包含丰富的面向故障重构的仿真模型库，满足运载火箭多种偏差/故障模式的注入与仿真等功能，用于模拟故障下的火箭运行。关键技术包含具有故障仿真注入的半实物仿真验证平台和故障处置能力评估技术。

故障仿真注入技术，即将故障模式注入到系统功能模型，并形成系统故障模型，反映故障动态传递过程，真实模拟故障下火箭飞行动态和参数变化。半实物仿真验证系统构成见图6。

图6 半实物仿真验证系统构成

3 方案验证设计

方案验证分为搭载验证阶段、工程验证阶段和工程实施阶段。

3.1 搭载验证阶段

搭载验证阶段研制故障诊断单机，用于开展“故障诊断+在线任务重构”算法验证。该阶段通过在新一代火箭上搭载故障诊断单机，利用箭上遥测数据获取输入参数，完成算法验证，结果经箭载遥测无线下传，与控制、动力系统无交互。为适应新一代液体运载火箭的发展需求，电气系统采用高性能多核异构处理架构、开放式设计标准、统一总线设计，实现模块化综合电子架构，达到扩展性强、轻质高效的要求。

3.2 工程验证阶段

工程验证阶段完成故障诊断单机系统改进，开展“故障诊断+在线任务规划+制导控制律重构”算法验证，实现硬件回路闭环。在故障诊断单机基础上，增加向控制系统反馈诊断和任务规划结果，控制系统完成制导控制律重构算法计算，但不接入飞行控制回路。此阶段目标是控制、动力系统内部初步具备故障处置能力，控制系统具备制导、姿控重构能力，控制系统、电气系统交互能力，动力系统形成可靠判据。

3.3 工程实施阶段

该阶段故障诊断系统以单机的形式纳入新一代运载火箭配套产品，具备在线故障诊断和任务规划功能，向控制系统反馈计算结果，控制系统完成控制重构并接入飞行控制回路，形成软硬件闭环回路。

4 结束语

本文通过对发动机故障情况下的系统设计，完成了“发现故障—调整任务—控制实现”的一整套设计方案：通过在线故障诊断技术，实现发动机故障情况下的故障诊断与风险评估技术；通过在线任务重构技术，完成故障工况下任务轨迹重构；通过制导控制律的重构，实现控制系统对故障的适应性重构，保证控制系统工作性能正常。在验证方面，通过建立多专业协同故障仿真及验证平台，分阶段实施地面数字/半实物仿真和飞行搭载试验，全面充分验证各项关键技术和软硬件系统。最终通过反复迭代、不断优化形成完善的运载火箭故障诊断与容错重构系统并应用，从而提升运载火箭对故障适应能力和任务成功率，同时也具有很强的适应性，可为未来大型液体运载火箭的研制提供技术支撑。

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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

魏远明（1980-），男，研究员，主要研究方向为运载火箭总体设计。

朱海洋（1995-），男，工程师，主要研究方向为运载火箭控制系统设计。

马 英（1978-），男，研究员，主要研究方向为运载火箭总体设计。

徐利杰（1981-），男，研究员，主要研究方向为运载火箭总体设计。

范瑞祥（1965-），男，研究员，主要研究方向为运载火箭总体设计。