一种大推力液体火箭故障重构控制方法
一种大推力液体火箭故障重构控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种大推力液体火箭故障重构控制方法，适用于大推力液体火箭在助 推上升段飞行时，俯仰通道发动机发生故障时系统重构及姿态控制。
【背景技术】
[0002] 大推力液体运载火箭需要采用多个发动机，这就使得动力系统和控制系统更加复 杂，必须对火箭的冗余能力及故障重构策略开展深入研宄，建立故障适应性控制系统。
[0003] 为提高火箭整体的控制性能，需要优化大推力运载火箭发动机布局方案，研宄控 制力分配方案，研宄控制系统故障冗余能力；大推力运载火箭控制系统面临多状态任务剖 面、复杂环境、长时间工况工作的可靠性要求，为提高对系统故障状态的适应性，需要分析 动力系统、控制系统、伺服系统的故障模式，需对控制系统自适应重构技术进行研宄，确保 控制器在火箭飞行过程中，能根据故障模式识别和控制算法进行系统实时冗余重构控制， 实现一度故障及典型两度故障可靠工作。
[0004] 通过文献检索，《大推力运载火箭控制系统控制力重构技术研宄》是将俯仰通道/ 偏航通道与滚转通道进行两通道耦合冗余设计，俯仰和偏航通道之间没有耦合在一块进行 考虑，因此没能充分挖掘火箭控制系统的冗余能力。
[0005]《重型运载火箭可重构控制系统设计研宄》该文章使用非线性动态逆控制律，对动 力学模型的精度要求很高，且实际使用过程中计算量很大，一般不适合工程应用。
[0006]《火箭姿态控制与故障重构的研宄》文献是根据火箭在俯仰、偏航、滚转通道内的 运动学模型，采用增益规划自适应和校正网络相结合的方法设计姿态控制器，并引入干扰 补偿控制器，工程可实现性和可靠性不高。
[0007]《ReconfigurableControlDesignfortheFullX_33FlightEnvelope》文献是 针对空气舵进行冗余设计。
[0008]《ADirectMethodforApproachandLandingTrajectoryReshapingwith FailureEffectEstimation》文献主要是研宄在控制系统故障情况下，如何通过轨迹重构 来确保飞行任务的成功，主要从轨迹优化方面进行故障冗余。
【发明内容】
[0009] 本发明解决的技术问题是：克服采用摆发动机进行控制的大推力液体火箭在助推 上升段飞行时，出现发动机故障下的系统重构及姿态控制问题，即如何使用故障下的控制 能力进行姿态控制，使得剩余发动机不会出现超限又保证大推力火箭满足助推段稳定飞行 的要求的问题，提供了 一种大推力液体火箭故障重构控制方法。
[0010] 本发明的技术解决方案是：一种大推力液体火箭故障重构控制方法：
[0011] 将火箭可能发生的发动机故障由发动机组到单台发动机的逻辑进行分类；所述火 箭发动机组包括发动机组1、发动机组2、发动机组3、发动机组4、发动机组5、发动机组6、 发动机组7、发动机组8,其中发动机组2、发动机组4为俯仰通道芯级发动机组，发动机组 1、发动机组3为偏航通道芯级发动机组，发动机组6、发动机组8为俯仰通道助推发动机组， 发动机组5、发动机组7为偏航通道助推发动机组，发动机组1、发动机组2、发动机组3、发 动机组4都包括一台芯级发动机，分别记为1#、2#、3#、4# ;发动机组5、发动机组6、发动机 组7、发动机组8都包括两台发动机，发动机组5的发动机分别记为5#、9#，发动机组6的发 动机分别记为6#、10#，发动机组7的发动机分别记为7#、11#，发动机组8的两台发动机分 别记为8#、12#，获取1#~12#正常工作时的摆角偏量，并分别记为Sxji(i= 1，2, 3, 4)和 Szti(i= 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11，12)，1#~12#发生故障时的摆角偏量分别记为S'xji，i= 1，2, 3, 4和S'zti，i= 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11，12,发动机组1、发动机组2、发动机组3、发动机 组4、发动机组5、发动机组6、发动机组7、发动机组8的摆角偏量分别记为S#、S#、Sxj3、 ^xj4、^zt5(9)、^z1;6(l0)、^zt7(ll)、^zt8(12)，发动机组1、发动机组2、发动机组3、发动机组4、 发动机组5、发动机组6、发动机组7、发动机组8的发生故障时摆角偏量分别记为S' xjl、 U xj2、U xj3、U xj4、U zt5(9)、U zt6(10)、U zt7(ll)、U zt8(l2) ?
[0012] a.当俯仰通道发动机中单组发动机故障时，
[0013] 如果发动机组2故障时，故障重构控制律为
[0015] 如果发动机组4发生故障时，故障重构控制律为
[0017] 如果发动机组6故障时，故障重构控制律为
[0019] 如果发动机组8故障时，故障重构控制律为
[0021] b.当俯仰通道发动机组中两组发动机故障时，
[0022] 如果发动机组2、发动机组4发生故障，故障重构控制律为
[0024] 如果发动机组2、发动机组6发生故障，故障重构控制律为
[0026] 如果发动机组2、发动机组8发生故障，故障重构控制律为
[0028] 如果发动机组4、发动机组6发生故障，故障重构控制律为
[0030] 如果发动机组4、发动机组8发生故障，故障重构控制律为
[0032] 如果发动机组6、发动机组8发生故障，故障重构控制律为
[0034]c.当俯仰通道发动机中一台发动机故障时，
[0035] 如果4#发生故障，故障重构控制律为
[0037] 如果6#发生故障，故障重构控制律为
[0039] 如果8#发生故障，故障重构控制律为
[0041] 如果10#发生故障，故障重构控制律为
[0043] 如果12#发生故障，故障重构控制律为
[0045]d.当俯仰通道发动机中两台发动机故障时，
[0046] 如果2#、4#发生故障，故障重构控制律为
[0048] 如果2#、6#发生故障，故障重构控制律为
[0049]
[0050] 如果2#、8#发生故障，故障重构控制律为
[0051]
[0052] 如果2#、10#发生故障，故障重构控制律为
[0053]
[0054] 如果2#、12#发生故障，故障重构控制律为
[0055]
[0056] 如果4#、6#发生故障，故障重构控制律为
[0057]
[0058] 如果4#、8#发生故障，故障重构控制律为
[0059]
[0060] 如果4#、10#发生故障，故障重构控制律为
[0061] 如果4#、12#发生故障，故障重构控制律为
[0062] 如果6#、10#发生故障，故障重构控制律为
[0063] 如果8#、12#发生故障，故障重构控制律为
[0064] 如果6#、8#发生故障，故障重构控制律为
[0065] 如果6#、12#发生故障，故障重构控制律为
[0066] 如果8#、10#发生故障，故障重构控制律为
[0068] 如果10#、12#发生故障，故障重构控制律为
[0070] 其中，S'w为发动机组或发动机发生故障时的摆角偏量，[email protected]为发动机组或发 动机正常工作时的摆角偏量，为未发生故障的发动机组或发动机故障重构时的故障重 构控制率，对于发生故障的发动机组或者发动机ASw=S' w-Sw，对于未发生故障的 发动机组或发动机
表示俯仰通道芯级控制力系数，
表示俯仰通道助推器控制力系数，
表示俯仰通道助推器与 芯级控制力系数比值，d3zt= 4przt/Jx表示滚转通道助推器控制力系数，d3xj= 2口1'!￡」/上表 示滚转通道芯级控制力系数，n=d3zt/d3jy_表示滚转通道助推器与芯级控制力系数比值，Jx 为箭体绕箭体坐标系x轴的转动惯量，JZ为箭体绕箭体坐标系z轴的转动惯量，p为单台发 动机推力，!"_为芯级发动机轴线到箭体轴线的距离，rzt为助推发动机组轴线到箭体轴线的 距离，xK为发动机推力作用点到箭体的顶点的距离，xz为箭体质心到箭体的顶点的距离，ri 为i#推力轴线到箭体轴线的距离，6为与i#在同一组的发动机推力轴线到箭体轴线的距 离，I，i= 5、6、7、8、9、10、11、12为1#发生故障时，给滚转通道带来的干扰力矩，具体是
;所述箭体坐标系的坐标原点为箭体质心，箭体坐标 系x轴沿箭体纵轴，指向头部为正，箭体坐标系y轴在箭体纵向对称面内，垂直于纵轴向上 为正，箭体坐标系z轴按右手规则确定；
[0071] 得到故障重构率之后，使用故障重构率中的&，/ = 1，2,3,4对应分别控制发 动 机组1、发动机组2、发动机组3、发动机组4中发动机的摆角偏量，使用故障重构率中的
对应分别控制发动机组5、发动机组6、发动机组7、发动机 组8中发动机的摆角偏量，使用故障重构率中的=6,7,8,9,10,11,12分别控制5#、6#、 7#、8#、9#、10#、11#、12# 的摆角偏量。
[0072] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0073] (1)本发明方法充分利用大推力液体火箭的芯级与助推发动机联合控制能力，以 及俯仰/滚转通道、俯仰/滚转/偏航通道的耦合控制能力，提高火箭抗故障能力；
[0074] (2)本发明方法计算得到的是线性控制律，算法简单可靠，利于工程实现；
[0075] (3)本发明方法采用工程常用的ro控制器，与自适应控制相比具有较好的工程可 实现性和较高的可靠性，另外本发明采用调用离线装订的知识库系统进行控制器冗余，计 算量小，实时性好，更易于实现；
[0076] (4)本发明方法在单台或者两台发动机发生故障计算重构控制律时，通过滚转通 道将俯仰和偏航两个通道耦合在一块进行综合设计，提高了控制系统的冗余能力。
【附图说明】
[0077] 图1为本发明方法知识库框架构建图；
【具体实施方式】
[0078] 1、构建知识库
[0079] 在进行故障重构律设计之前，首先应考虑的是如何将火箭可能发生的故障进行分 类，即构建专家系统的知识库。将可摆动的发动机按照各通道的控制关系分为N组，在此基 础上，以组为单位考虑故障重构策略；然后将故障的单位由组细化到台，分析一台或多台发 动机伺服系统故障情况下的重构策略；最后，每台发动机的故障类型分四种情况讨论（卡 死故障、满偏故障、浮动故障、效力丢失故障）。按照一定的逻辑将所有可能发生的故障情况 进行总结，每种情况取一个编号，就构成了专家系统的知识库。知识库框架的构建思路知识 库框架构建图如图1所示。
[0080] 2、构建基本条件方程组
[0081] 将火箭可能发生的发动机故障由发动机组到单台发动机的逻辑进行分类，构建专 家系统的知识库；假设所有火箭发动机组共分为8组发动机组，包括发动机组1、发动机组 2、发动机组3、发动机组4、发动机组5、发动机组6、发动机组7、发动机组8,其中发动机组 2、发动机组4为俯仰通道芯级发动机组，发动机组1、发动机组3为偏航通道芯级发动机组， 发动机组6、发动机组8为俯仰通道助推发动机组，发动机组5、发动机组7为偏航通道助推 发动机组，发动机组1、发动机组2、发动机组3、发动机组4都包括一台芯级发动机，分别记 为1#、2#、3#、4# ;发动机组5、发动机组6、发动机组7、发动机组8都包括两台发动机，发动 机组5的发动机分别记为5#、9#，发动机组6的发动机分别记为6#、10#，发动机组7的发动 机分别记为7#、11#，发动机组8的两台发动机分别记为8#、12#。获取1#~12#正常工作时 的摆角偏量，并分别记为Sxji，i= 1，2, 3, 4 和Szti，i= 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11，12,1# ~12# 发 生故障时的摆角偏量分别记为S，xji，i= 1，2, 3, 4和S，zti，i= 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11，12， 发动机组1、发动机组2、发动机组3、发动机组4、发动机组5、发动机组6、发动机组7、发动 机组8的正常工作时摆角偏量分别记为Sxjl、Sxj2、Sxj3、Sxj4、Szt5(9)、Szt6(1Q)、Szt7(11)、 5 ，发动机组1、发动机组2、发动机组3、发动机组4、发动机组5、发动机组6、发动机组 7、发动机组8的发生故障时摆角偏量分别记为xjl、S，xj2、S，xj3、S，xj4、S，zt5⑶、 ^ zt6(10)、^zt7(ll)' ^ zt8(12)。 其中发动机（组）正常工作时，其摆角偏量为已知，发动 机（组）发生故障时，其发生故障时的摆角偏量为已知。
[0082] 假设俯仰通道伺服系统发动机组发生故障，推导得出故障状态与正常状态控制力 矩保持不变需满足的基本条件方程组：
[0084] 基本条件方程组中式1、式2任何情况均成立，当发动机组2和发动机组6都正常 工作时，基本方程组式3成立，当发动机组4和发动机组8都正常工作时，基本方程组式4 成立，当单台助推发动机或不同组两台助推发动机发生故障时，基本方程组式5成立，当两 种发动机故障时式3、式4、式5都不成立。
[0085] 其中，S'w为发动机组或发动机发生故障时的摆角偏量，[email protected]为发动机组或发 动机正常工作时的摆角偏量，为未发生故障的发动机组或发动机故障重构时的故障重 构控制率，对于发生故障的发动机组或者发动机ASw=Sw，对于未发生故障 的发动机组或发动机
表示俯仰通道助推器控制力系 数
表示俯仰通道芯级控制力系数，
.表示俯仰通道助推器与 芯级控制力系数比值，n=d3zt/d3"_表示滚转通道助推器与
[0086] 芯级控制力系数比值，d3zt= 4prZt/Jx表示滚转通道助推器控制力系数，d3xj = 2prx/Jx表示滚转通道芯级控制力系数，Jx为箭体绕箭体坐标系x轴的转动惯量，Jz为箭体 绕箭体坐标系z轴的转动惯量，p为单台发动机推力，为芯级发动机轴线到箭体轴线的 距离，rzt为助推发动机组轴线到箭体轴线的距离，发动机推力作用点到箭体的顶点的 距离，\为箭体质心到箭体的顶点的距离，r为i#推力轴线到箭体轴线的距离，〃r为与i# 在同一组的发动机推力轴线到箭体轴线的距离，ni，i = 5、6、7、8、9、10、11、12为1#发生故 障时，给滚转通道带来的干扰力矩，具体是
。所述箭 体坐标系的坐标原点为箭体质心，箭体坐标系x轴沿箭体纵轴，指向头部为正，箭体坐标系 y轴在箭体纵向对称面内，垂直于纵轴向上为正，箭体坐标系z轴按右手规则确定。
[0087] 上式中，控制系统正常工作时（S xj2,$xj4,$zt6(10),$zt8(12))为已知，当故障发动机 和故障状态均为已知时，则（S' xj2,$xj4,$zt6(l〇)j^zt8(l2))中也有部分已知，将已知量代 入以上方程组解得未知量，为重构控制器的控制信号，即为故障重构控制律的具体形式。
[0088] 3、以组为单位进行分析
[0089] 以组为单位对发动机故障情况进行分类。针对每种不同的故障情况，代入相应的 已知条件，即可得到该故障情况下故障重构控制律的具体形式。
[0090] 1)单组发动机故障情况下故障重构
[0091] 以俯仰通道伺服系统故障为例，以发动机组2发生故障为例进行实际设计。检测 发动机组2发生故障时的摆角偏量#，并根据6'#计算AS#，假定要求偏航方向四 个伺服机构摆角不变，且保持发动机组4和发动机组8之间的控制分配比例k不变。
[0092] 本项目中参考模型的k = 1，因此，以下在k = 1的条件下给出故障重构控制律
的表达式
[0094] 参考发动机组2发生故障的分析过程，类似地可得发动机组4、发动机组6、发动机 组8发生故障时的故障重构控制律，以下给出k= 1条件下发动机组4、发动机组6、发动机 组8发生故障时的故障重构控制律：
[0095] ①发动机组4故障
[0096] 检测发动机组4发生故障时的摆角偏量S'xj4，并根据S'xj4计算A S xj4，将 A S xj4代入得
[0098] ②发动机组6故障
[0099] 检测发动机组6发生故障时的摆角偏量S 'xj6aQ)，并根据S 'xjfmQ)计算A S xjfKl(l)， 将A5zt6(10) 代入得
[0101] ③发动机组8故障
[0102]检测发动机组8发生故障时的摆角偏量s'Xj8a2)，并根据S'xMl2)计算ASxj8Q2)， 将A5 zt8(12) 代入得
[0104] 考虑到俯仰通道与偏航通道之间的对称性，偏航通道单组发动机故障的情况不再 分析，可参考俯仰通道对应伺服系统故障情况设计故障重构控制律，下同。
[0105] 2)两组发动机故障情况下故障重构
[0106] 根据故障发动机所属通道的位置，两组发动机故障可分为同一通道和不同通道发 动机故障两种情况。其中，由于俯仰通道和偏航通道之间的独立性，不同通道两组发动机故 障的情况可分别设计各自通道的故障重构控制律；因此，本小节只讨论同一通道两组发动 机故障情况下故障重构控制律的设计问题。
[0107] 以发动机组2、发动机组4发生故障为例进行实际设计，检测发动机组2、发动机组 4发生故障时的摆角偏量S'xj2,S'xj4，并根据S'xj2,S'xj4计算ASxj2,ASxj4可看作已知 量，将A5Xj2,A5 ".4代入得
[0109] 参考发动机组2、发动机组4发生故障的分析过程，类似地可得其它 两组发动机故 障时的故障重构控制律，以下给出其它故障情况下的故障重构控制律：
[0110] ①发动机组2、发动机组6发生故障
[0111] 检测发动机组2、发动机组6发生故障时的摆角偏量6'xj2，3zt6(10)， 并根据 s'Xj2,S'ztfm。)计算A5Xj2,ASztfm。)，将AsXj2,ASztfm。)代入得
[0113] ②发动机组2、发动机组8发生故障
[0114]检测发动机组2、发动机组8发生故障时的摆角偏量S' xj2，3 zt8(12)，并根据 S'Xj2, S'zt_计算A 5 xj2, ASZt_，将A Sxj2, A SZt_代入得
[0116] ③发动机组4、发动机组6发生故障
[0117] 检测发动机组4、发动机组6发生故障时的摆角偏量6' xj4，3 zt6 (10) ?并根据 s'Xj4, S'ztfm。)计算A 5Xj4, A Sztfm。)，将A sxj4, A Sztfm。)代入得
[0119] ④发动机组4、发动机组8发生故障
[0120] 检测发动机组4、发动机组8发生故障时的摆角偏量6' xj4，3 zt8(12)，并根据 5 ' Xj4, 5 ' zt_计算A 5 xj4, A 5zt_，将A 5 xj4, A 5zt_代入得
[0122] ⑤发动机组6、发动机组8发生故障
[0123] 检测发动机组6、发动机组6发生故障时的摆角偏量6' zt6(l〇)j ^ zt8(12)，并根据 5zt6(l〇)j ^ zt8(l2)计算A 5 zt6(l〇)，八5zt8(12)，将八5zt6(l〇)，八$zt8(12)代入得
[0125] 3)三组及三组以上发动机故障情况下故障重构
[0126] 三组及三组以上发动机故障情况更为复杂，考虑到火箭自身的冗余能力以及控制 器实现的复杂程度，在此不进行三组及三组以上发动机故障的控制律重构设计。
[0127] 4、以台为单位进行分析
[0128] 以台为单位对发动机故障情况进行分类。针对每种不同的故障情况，考虑将其转 化为以组为单位的发动机故障情况，然后根据3中的相关分析得到该故障情况下故障重构 控制律的具体形式。
[0129]1)单台发动机故障情况下故障重构
[0130] 以俯仰通道伺服系统故障为例，俯仰通道摆动发动机个数共有6台，编号为2#、 4#、6#、8#、10#、12#，正常工作时摆角偏量分别为（6 !￡」2,6!〇.4,6_6训，6_，6如2)，由3 中内容可知，当俯仰通道芯级发动机2#、4#发生故障时可按照3中方法按单组故障的方法 进行重构。
[0131] 如果2#发生故障，由于发动机组2只有一台发动机，则按照发动机组2发生故障 计算故障重构控制律，故障重构控制律为
[0133] 如果4#发生故障，由于发动机组4只有一台发动机，则按照发动机组4发生故障 时计算故障重构控制律，故障重构控制律为
[0135] 当俯仰通道助推器6#伺服机构出现故障时，可通过重构与助推器6#发同组的 10#，来补偿6#发动机故障给俯仰通道带来的影响，可通过求解下式得到10#发动机的故障 重构控制律。
[0137] 其中A66为发生故障后故障检测系统检测到的6#发动机的摆角量，为已知量； &为故障后10#发动机的重构摆角量，为待求解量；86和S1(|为无故障时维持俯仰通道稳 定所需的6#发动机和10#发动机的摆角量，由于无故障时6#和10#发动机量相同，为已知 量，因此可得到6#发动机伺服机构出现故障时的10#发动机故障重构控制律为：
[0139] 由于6#发动机和10#发动机到箭体轴线的距离不同，因此由于10#发动机重构后 的摆角量与6#发动机故障后的摆角量不同，造成滚转通道不满足力矩平衡的条件。此时需 通过对偏航通道的发动机（1#、3#、5#、7#、9#、11#发动机）进行重构，来满足滚转通道的力 矩平衡条件，由于此时偏航通道的发动机没有故障，在重构时可通过求解基本方程组中式5 得到偏航通道发动机具体的故障重构控制律。
[0141]其中I，i= 5、6、7、8、9、10、11、12代表i#发生故障时，采用上面所述的控制策 略后（即依靠同组发动机进行补偿），给滚转通道带来的干扰力矩，具体计算公式如下：
[0143] 其中，ri为助推器第i台发动机推力轴线到箭体轴线的距离；今为助推器与第i# 发动机在同一组的发动机（具体见2中分组说明）推力轴线到箭体轴线的距离，是，为其故 障重构后的发动机摆角量，为未知量，d3".= 2prx/Jx表示滚转通道芯级控制力系数，JXS 箭体绕x轴的转动惯量，p为单台发动机推力，为芯级发动机轴线到箭体轴线的距离；
[0144] 假设1#和3#芯级发动机分别与与同侧的助推器发动机组5(9)、7(11)摆角按1 : 1进行分配，进而可得到补充方程组为
[0146] 检测6#发生故障时的摆角偏量S'zt6，利用基本条件方程组中式5和补充方程 组，可求得当俯仰通道助推器6#发动机伺服机构出现故障时的故障重构控制律为
[0148] 参考6#发动机发生故障的分析过程，类似地可得8#发动机、10#发动机、12#发动 机发生故障时的故障重构控制律：
[0149] ①8#发动机故障时，则需要重构与8#同发动机组的12#和偏航通道的1#、3#、5#、 7#、9#、11#，检测8#发生故障时的摆角偏量6'_，利用基本方程组和补充方程组，可求得 故障重构控制律为
[0151] ②10#发动机故障时，则需要重构与10#同发动机组的6#和偏航通道的1#、3#、 5#、7#、9#、11#，检测10#发生故障时的摆角偏量6'^1(|，利用基本方程组和补充方程组，可 求得故障重构控制律为
[0153] ③12#发动机故障时，则需要重构与发12#同发动机组的8#和偏航通道的1#、3#、 5#、7#、9#、11#，检测12#发生故障时的摆角偏量6'^12，利用基本方程组和补充方程组，可 求得故障重构控制律为
[0155] 2)两台发动机故障
[0156] 若两台故障发动机不在同一通道，则可按两个单台发动机故障情况参考上一小节 分别设计故障发动机。因此本小节只分析两台故障发动机在同一通道的情况，仍以俯仰通 道发动机2#发动机、4#发动机、6#发动机、8#发动机、10#发动机、12#发动机为例，分以下 四类情况讨论。
[0157] (1)两台芯级发动机故障
[0158] 即2#发动机、4#发动机同时故障，已在3中进行了讨论，具体可参见3中内容。
[0159] 如果2#、4#发生故障，则按照发动机组2和发动机组4都发生故障重构，故障重构 控制律为
[0161] (2) -台芯级一台助推发动机故障
[0162] 以2#、6#发生故障为例说明。首先针对6#发生故障设计跟6#同组的10#的故障 重构控制律为llu =2心-厶元6，通过偏航通道的发动机组解决6#的故障问题。然后可按 2#单台故障情形计算故障重构控制律。2#、6#发生故障时的故障控制律为：
[0163]
[0164] 参考2#、6#发生故障的分析过程，类似地可得2#和8#、2#和10#、2#和12#、4#和 6#、4#和8#、4#和10#、4#和12#发生故障时的故障重构控制律：
[0165] ①2#、8#发生故障，首先按照8#发生故障重构，然后按照2#发生故障重构，故障 重构控制律为
[0166]
[0167] ②2#、10#发生故障，首先按照10#发生故障重构，然后按照2#发生故障重构，故 障重构控制律为
[0168]
[0169] ③2#、12#发生故障，首先按照12#发生故障重构，然后按照2#发生故障重构，故 障重构控制律为
[0170]
[0171] ④4#、6#发生故障，首先按照6#发生故障重构，然后按照4#发生故障重构，故障 重构控制律为
[0172]
[0173] ⑤4#、8#发生故障，首先按照8#发生故障重构，然后按照4#发生故障重构，故障 重构控制律为
[0174]
[0175] ⑥4#、10#发生故障，首先按照10#发生故障重构，然后按照4#发生故障重构，故 障重构控制律为
[0176]
[0177] ⑦4#、12#发生（Sxj4,Sztl2)故障，首先按照12#发生故障重构，然后按照4#发生 故障重构，故障重构控制律为
[0178]
[0179] (3)同组两台助推发动机故障
[0180] 以6#和10#发生故障为例说明。此时相当于发动机组6发动机故障，可按单组发 动机故障情况设计故障重构控制律。具体参考3中内容。
[0181] 如果6#和10 #发生故障，则按照发动机组6发生故障计算故障重构控制律，故障 重构控制律为
[0183] 如果8#和12#发生故障，则按照发动机组8发生故障计算故障重构控制律，故障 重构控制律为
[0185] (4)不同组两台助推发动机故障
[0186] 以6#和8#发生故障为例说明。分别设计
，其 余伺服系统重构律由基本条件方程组的解决定，故障重构控制律为：
[0188] 参考6#和8#发生故障的分析过程，类似地可得6#和12#、8#和10#、10#和12# 发生故障时的故障重构控制律：
[0189] ①6#和12#故障，故障重构控制律为：
[0191] ②8#和10#故障，故障重构控制律为：
[0193] ③10#和12#故障，故障重构控制律为：
[0195] 3)三台及三台以上发动机故障
[0196] 三台及三台以上发动机故障情况更为复杂，考虑到火箭自身的冗余能力以及控制 器实现的复杂程度，在此不进行两台以上发动机故障的控制律重构设计。
[0197] 5、故障重构控制率对应控制发动机（组）的摆角偏量
[0198] 根据基本方程组或补充方程组计算得到故障重构率之后，使用故障重构率中 的式 /|5/ = 1，253,4对应分别控制发动机组1、发动机组2、发动机组3、发动机组4中发动 机的摆角偏量，即让发动机组1、发动机组2、发动机组3、发动机组4的摆角偏量分别为 &,,/ = 1,2,3,4，使用故障重构率中的瓦5((|1、元 6(|()|、毛7(m、孑_2|对应分别控制发动机组 5、发动机组6、发动机组7、发动机组8中发动机的摆角偏量，即让发动机组5、发动机组6、 发动机组7、发动机组8的摆角偏量分别为毛^、毛 7(11)、，使用故障重构率中 的元,.,/' = 5,6,7,8,9,10,11，12分别控制5#、6#、7#、8#、9#、10#、11#、12#的摆角偏量，即让5#、 6#、7#、8#、9#、10#、11#、12#的摆角偏量分别为久,,.」=5,6,7,8,9,丨0,11,12，完成故障重构控 制。
[0199] 本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
【主权项】
1. 一种大推力液体火箭故障重构控制方法，其特征在于： 将火箭可能发生的发动机故障由发动机组到单台发动机的逻辑进行分类；所述火箭发 动机组包括发动机组1、发动机组2、发动机组3、发动机组4、发动机组5、发动机组6、发动 机组7、发动机组8,其中发动机组2、发动机组4为俯仰通道芯级发动机组，发动机组1、发 动机组3为偏航通道芯级发动机组，发动机组6、发动机组8为俯仰通道助推发动机组，发动 机组5、发动机组7为偏航通道助推发动机组，发动机组1、发动机组2、发动机组3、发动机 组4都包括一台芯级发动机，分别记为1#、2#、3#、4# ;发动机组5、发动机组6、发动机组7、 发动机组8都包括两台发动机，发动机组5的发动机分别记为5#、9#，发动机组6的发动机 分别记为6#、10#，发动机组7的发动机分别记为7#、11#，发动机组8的两台发动机分别记 为8#、12#，获取1#~12#正常工作时的摆角偏量，并分别记为δ xji (i = 1，2, 3, 4)和δ zti (i =5, 6, 7, 8, 9, 10, 11，12)，1#~12#发生故障时的摆角偏量分别记为δ ' xji，i = 1，2, 3, 4 和δ ' zti，i = 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11，12,发动机组I、发动机组2、发动机组3、发动机组4、发 动机组5、发动机组6、发动机组7、发动机组8的摆角偏量分别记为δ #、δ #、δ δ xj4、 ^zt5(9)、 ^zt6(10)、^zt7(ll)、 ^zt8(12)， 发动机组1、发动机组2、发动机组3、发动机组4、发动机 组5、发动机组6、发动机组7、发动机组8的发生故障时摆角偏量分别记为δ' #、δ' xj2、 U xj3、U xj4、U zt5(9)、U zt6(10)、U zt7(ll)、U zt8(12); a.当俯仰通道发动机中单组发动机故障时， 如果发动机组2故障时，故障重构控制律为如果发动机组4发生故障时，故障重构控制律为如果发动机组6故障时，故障重构控制律为如果发动机组8故障时，故障重构控制律为b. 当俯仰通道发动机组中两组发动机故障时， 如果发动机组2、发动机组4发生故障，故障重构控制律为如果发动机组2、发动机组6发生故障，故障重构控制律为如果发动机组2、发动机组8发生故障，故障重构控制律为如果发动机组4、发动机组6发生故障，故障重构控制律为如果发动机组4、发动机组8发生故障，故障重构控制律为如果发动机组6、发动机组8发生故障，故障重构控制律为c. 当俯仰通道发动机中一台发动机故障时， 如果4#发生故障，故障重构控制律为如果6#发生故障，故障重构控制律为如果8#发生故障，故障重构控制律为如果10#发生故障，故障重构控制律为如果12#发生故障，故障重构控制律为d.当俯仰通道发动机中两台发动机故障时， 如果2#、4#发生故障，故障重构控制律为如果2#、6#发生故障，故障重构控制律为如果2#、8#发生故障，故障重构控制律为如果2#、10#发生故障，故障重构控制律为如果2#、12#发生故障，故障重构控制律为如果4#、6#发生故障，故障重构控制律为如果4#、8#发生故障，故障重构控制律为如果4#、10#发生故障，故障重构控制律为如果4#、12#发生故障，故障重构控制律为如果6#、10#发生故障，故障重构控制律为如果8#、12#发生故障，故障重构控制律为如果6#、8#发生故障，故障重构控制律为如果6#、12#发生故障，故障重构控制律为如果8#、10#发生故障，故障重构控制律为如果10#、12#发生故障，故障重构控制律为其中，S ' w为发动机组或发动机发生故障时的摆角偏量，δ w为发动机组或发动 机正常工作时的摆角偏量，为未发生故障的发动机组或发动机故障重构时的故障重构 控制率，对于发生故障的发动机组或者发动机Λ δ w= δ ' w-δ w，对于未发生故障的 发动机组或发动机Δ4,=孓,-冬,，^ 表示俯仰通道芯级控制力系数， 紀,=4%?-x2)/J2表示俯仰通道助推器控制力系数，《 = /(/?.,,表示俯仰通道助推器与 芯级控制力系数比值，d3zt= 4przt/Jx表示滚转通道助推器控制力系数，d3xj= 2口1'!￡」/上表 示滚转通道芯级控制力系数，n = d3ztd3".表示滚转通道助推器与芯级控制力系数比值，Jx为箭体绕箭体坐标系X轴的转动惯量，Jz为箭体绕箭体坐标系z轴的转动惯量，p为单台发 动机推力，为芯级发动机轴线到箭体轴线的距离，r zt为助推发动机组轴线到箭体轴线的 距离，xK为发动机推力作用点到箭体的顶点的距离，X z为箭体质心到箭体的顶点的距离，r , 为i#推力轴线到箭体轴线的距离，5为与i#在同一组的发动机推力轴线到箭体轴线的距 离，Ili, i = 5、6、7、8、9、10、11、12为1#发生故障时，给滚转通道带来的干扰力矩，具体是 /人=(/;X/:. X + /;X/:. X?Τ,,.)/(./.?,.);所述箭体坐标系的坐标原点为箭体质心，箭体坐标 系X轴沿箭体纵轴，指向头部为正，箭体坐标系y轴在箭体纵向对称面内，垂直于纵轴向上 为正，箭体坐标系z轴按右手规则确定； 得到故障重构率之后，使用故障重构率中的^,/ = 1，2,3,4对应分别控制发动机 组1、发动机组2、发动机组3、发动机组4中发动机的摆角偏量，使用故障重构率中的 毛5(9)、瓦_丨、丨1>、^8(12!对应分别控制发动机组5、发动机组6、发动机组 7、发动机 组8中发动机的摆角偏量，使用故障重构率中的式i = 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11，12分别控制5#、 6#、7#、8#、9#、10#、11#、12# 的摆角偏量。
【专利摘要】一种大推力液体火箭故障重构控制方法，研究了大推力液体火箭在助推上升段飞行时的故障重构策略和重构控制技术，首先通过将火箭可能发生的故障由组到台再到故障类型的逻辑进行分类，构建了专家系统的知识库，推导得到实现故障重构需要满足的基本条件方程组；然后获取发动机正常工作时的摆角偏量，并针对每种不同的故障情况，检测发动机发生故障时的摆角偏量，最后使用故障重构需要满足的基本条件方程组计算每种不同的故障情况下故障重构控制律的具体形式。本发明方法提高了火箭抗故障能力，在促进大推力液体火箭的研制方面具有重要意义。
【IPC分类】G05B23/02
【公开号】CN104898635
【申请号】CN201410584786
【发明人】李扬, 张普卓, 王俊峰, 焉宁, 张烽, 李烁, 高朝辉, 吴胜宝
【申请人】中国运载火箭技术研究院
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2014年10月27日
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种大推力液体火箭故障重构控制方法，适用于大推力液体火箭在助 推上升段飞行时，俯仰通道发动机发生故障时系统重构及姿态控制。
【背景技术】
[0002] 大推力液体运载火箭需要采用多个发动机，这就使得动力系统和控制系统更加复 杂，必须对火箭的冗余能力及故障重构策略开展深入研宄，建立故障适应性控制系统。
[0003] 为提高火箭整体的控制性能，需要优化大推力运载火箭发动机布局方案，研宄控 制力分配方案，研宄控制系统故障冗余能力；大推力运载火箭控制系统面临多状态任务剖 面、复杂环境、长时间工况工作的可靠性要求，为提高对系统故障状态的适应性，需要分析 动力系统、控制系统、伺服系统的故障模式，需对控制系统自适应重构技术进行研宄，确保 控制器在火箭飞行过程中，能根据故障模式识别和控制算法进行系统实时冗余重构控制， 实现一度故障及典型两度故障可靠工作。
[0004] 通过文献检索，《大推力运载火箭控制系统控制力重构技术研宄》是将俯仰通道/ 偏航通道与滚转通道进行两通道耦合冗余设计，俯仰和偏航通道之间没有耦合在一块进行 考虑，因此没能充分挖掘火箭控制系统的冗余能力。
[0005]《重型运载火箭可重构控制系统设计研宄》该文章使用非线性动态逆控制律，对动 力学模型的精度要求很高，且实际使用过程中计算量很大，一般不适合工程应用。
[0006]《火箭姿态控制与故障重构的研宄》文献是根据火箭在俯仰、偏航、滚转通道内的 运动学模型，采用增益规划自适应和校正网络相结合的方法设计姿态控制器，并引入干扰 补偿控制器，工程可实现性和可靠性不高。
[0007]《ReconfigurableControlDesignfortheFullX_33FlightEnvelope》文献是 针对空气舵进行冗余设计。
[0008]《ADirectMethodforApproachandLandingTrajectoryReshapingwith FailureEffectEstimation》文献主要是研宄在控制系统故障情况下，如何通过轨迹重构 来确保飞行任务的成功，主要从轨迹优化方面进行故障冗余。
【发明内容】
[0009] 本发明解决的技术问题是：克服采用摆发动机进行控制的大推力液体火箭在助推 上升段飞行时，出现发动机故障下的系统重构及姿态控制问题，即如何使用故障下的控制 能力进行姿态控制，使得剩余发动机不会出现超限又保证大推力火箭满足助推段稳定飞行 的要求的问题，提供了 一种大推力液体火箭故障重构控制方法。
[0010] 本发明的技术解决方案是：一种大推力液体火箭故障重构控制方法：
[0011] 将火箭可能发生的发动机故障由发动机组到单台发动机的逻辑进行分类；所述火 箭发动机组包括发动机组1、发动机组2、发动机组3、发动机组4、发动机组5、发动机组6、 发动机组7、发动机组8,其中发动机组2、发动机组4为俯仰通道芯级发动机组，发动机组 1、发动机组3为偏航通道芯级发动机组，发动机组6、发动机组8为俯仰通道助推发动机组， 发动机组5、发动机组7为偏航通道助推发动机组，发动机组1、发动机组2、发动机组3、发 动机组4都包括一台芯级发动机，分别记为1#、2#、3#、4# ;发动机组5、发动机组6、发动机 组7、发动机组8都包括两台发动机，发动机组5的发动机分别记为5#、9#，发动机组6的发 动机分别记为6#、10#，发动机组7的发动机分别记为7#、11#，发动机组8的两台发动机分 别记为8#、12#，获取1#~12#正常工作时的摆角偏量，并分别记为Sxji(i= 1，2, 3, 4)和 Szti(i= 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11，12)，1#~12#发生故障时的摆角偏量分别记为S'xji，i= 1，2, 3, 4和S'zti，i= 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11，12,发动机组1、发动机组2、发动机组3、发动机 组4、发动机组5、发动机组6、发动机组7、发动机组8的摆角偏量分别记为S#、S#、Sxj3、 ^xj4、^zt5(9)、^z1;6(l0)、^zt7(ll)、^zt8(12)，发动机组1、发动机组2、发动机组3、发动机组4、 发动机组5、发动机组6、发动机组7、发动机组8的发生故障时摆角偏量分别记为S' xjl、 U xj2、U xj3、U xj4、U zt5(9)、U zt6(10)、U zt7(ll)、U zt8(l2) ?
[0012] a.当俯仰通道发动机中单组发动机故障时，
[0013] 如果发动机组2故障时，故障重构控制律为
[0015] 如果发动机组4发生故障时，故障重构控制律为
[0017] 如果发动机组6故障时，故障重构控制律为
[0019] 如果发动机组8故障时，故障重构控制律为
[0021] b.当俯仰通道发动机组中两组发动机故障时，
[0022] 如果发动机组2、发动机组4发生故障，故障重构控制律为
[0024] 如果发动机组2、发动机组6发生故障，故障重构控制律为
[0026] 如果发动机组2、发动机组8发生故障，故障重构控制律为
[0028] 如果发动机组4、发动机组6发生故障，故障重构控制律为
[0030] 如果发动机组4、发动机组8发生故障，故障重构控制律为
[0032] 如果发动机组6、发动机组8发生故障，故障重构控制律为
[0034]c.当俯仰通道发动机中一台发动机故障时，
[0035] 如果4#发生故障，故障重构控制律为
[0037] 如果6#发生故障，故障重构控制律为
[0039] 如果8#发生故障，故障重构控制律为
[0041] 如果10#发生故障，故障重构控制律为
[0043] 如果12#发生故障，故障重构控制律为
[0045]d.当俯仰通道发动机中两台发动机故障时，
[0046] 如果2#、4#发生故障，故障重构控制律为
[0048] 如果2#、6#发生故障，故障重构控制律为
[0049]
[0050] 如果2#、8#发生故障，故障重构控制律为
[0051]
[0052] 如果2#、10#发生故障，故障重构控制律为
[0053]
[0054] 如果2#、12#发生故障，故障重构控制律为
[0055]
[0056] 如果4#、6#发生故障，故障重构控制律为
[0057]
[0058] 如果4#、8#发生故障，故障重构控制律为
[0059]
[0060] 如果4#、10#发生故障，故障重构控制律为
[0061] 如果4#、12#发生故障，故障重构控制律为
[0062] 如果6#、10#发生故障，故障重构控制律为
[0063] 如果8#、12#发生故障，故障重构控制律为
[0064] 如果6#、8#发生故障，故障重构控制律为
[0065] 如果6#、12#发生故障，故障重构控制律为
[0066] 如果8#、10#发生故障，故障重构控制律为
[0068] 如果10#、12#发生故障，故障重构控制律为
[0070] 其中，S'w为发动机组或发动机发生故障时的摆角偏量，[email protected]为发动机组或发 动机正常工作时的摆角偏量，为未发生故障的发动机组或发动机故障重构时的故障重 构控制率，对于发生故障的发动机组或者发动机ASw=S' w-Sw，对于未发生故障的 发动机组或发动机
表示俯仰通道芯级控制力系数，
表示俯仰通道助推器控制力系数，
表示俯仰通道助推器与 芯级控制力系数比值，d3zt= 4przt/Jx表示滚转通道助推器控制力系数，d3xj= 2口1'!￡」/上表 示滚转通道芯级控制力系数，n=d3zt/d3jy_表示滚转通道助推器与芯级控制力系数比值，Jx 为箭体绕箭体坐标系x轴的转动惯量，JZ为箭体绕箭体坐标系z轴的转动惯量，p为单台发 动机推力，!"_为芯级发动机轴线到箭体轴线的距离，rzt为助推发动机组轴线到箭体轴线的 距离，xK为发动机推力作用点到箭体的顶点的距离，xz为箭体质心到箭体的顶点的距离，ri 为i#推力轴线到箭体轴线的距离，6为与i#在同一组的发动机推力轴线到箭体轴线的距 离，I，i= 5、6、7、8、9、10、11、12为1#发生故障时，给滚转通道带来的干扰力矩，具体是
;所述箭体坐标系的坐标原点为箭体质心，箭体坐标 系x轴沿箭体纵轴，指向头部为正，箭体坐标系y轴在箭体纵向对称面内，垂直于纵轴向上 为正，箭体坐标系z轴按右手规则确定；
[0071] 得到故障重构率之后，使用故障重构率中的&，/ = 1，2,3,4对应分别控制发 动 机组1、发动机组2、发动机组3、发动机组4中发动机的摆角偏量，使用故障重构率中的
对应分别控制发动机组5、发动机组6、发动机组7、发动机 组8中发动机的摆角偏量，使用故障重构率中的=6,7,8,9,10,11,12分别控制5#、6#、 7#、8#、9#、10#、11#、12# 的摆角偏量。
[0072] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0073] (1)本发明方法充分利用大推力液体火箭的芯级与助推发动机联合控制能力，以 及俯仰/滚转通道、俯仰/滚转/偏航通道的耦合控制能力，提高火箭抗故障能力；
[0074] (2)本发明方法计算得到的是线性控制律，算法简单可靠，利于工程实现；
[0075] (3)本发明方法采用工程常用的ro控制器，与自适应控制相比具有较好的工程可 实现性和较高的可靠性，另外本发明采用调用离线装订的知识库系统进行控制器冗余，计 算量小，实时性好，更易于实现；
[0076] (4)本发明方法在单台或者两台发动机发生故障计算重构控制律时，通过滚转通 道将俯仰和偏航两个通道耦合在一块进行综合设计，提高了控制系统的冗余能力。
【附图说明】
[0077] 图1为本发明方法知识库框架构建图；
【具体实施方式】
[0078] 1、构建知识库
[0079] 在进行故障重构律设计之前，首先应考虑的是如何将火箭可能发生的故障进行分 类，即构建专家系统的知识库。将可摆动的发动机按照各通道的控制关系分为N组，在此基 础上，以组为单位考虑故障重构策略；然后将故障的单位由组细化到台，分析一台或多台发 动机伺服系统故障情况下的重构策略；最后，每台发动机的故障类型分四种情况讨论（卡 死故障、满偏故障、浮动故障、效力丢失故障）。按照一定的逻辑将所有可能发生的故障情况 进行总结，每种情况取一个编号，就构成了专家系统的知识库。知识库框架的构建思路知识 库框架构建图如图1所示。
[0080] 2、构建基本条件方程组
[0081] 将火箭可能发生的发动机故障由发动机组到单台发动机的逻辑进行分类，构建专 家系统的知识库；假设所有火箭发动机组共分为8组发动机组，包括发动机组1、发动机组 2、发动机组3、发动机组4、发动机组5、发动机组6、发动机组7、发动机组8,其中发动机组 2、发动机组4为俯仰通道芯级发动机组，发动机组1、发动机组3为偏航通道芯级发动机组， 发动机组6、发动机组8为俯仰通道助推发动机组，发动机组5、发动机组7为偏航通道助推 发动机组，发动机组1、发动机组2、发动机组3、发动机组4都包括一台芯级发动机，分别记 为1#、2#、3#、4# ;发动机组5、发动机组6、发动机组7、发动机组8都包括两台发动机，发动 机组5的发动机分别记为5#、9#，发动机组6的发动机分别记为6#、10#，发动机组7的发动 机分别记为7#、11#，发动机组8的两台发动机分别记为8#、12#。获取1#~12#正常工作时 的摆角偏量，并分别记为Sxji，i= 1，2, 3, 4 和Szti，i= 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11，12,1# ~12# 发 生故障时的摆角偏量分别记为S，xji，i= 1，2, 3, 4和S，zti，i= 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11，12， 发动机组1、发动机组2、发动机组3、发动机组4、发动机组5、发动机组6、发动机组7、发动 机组8的正常工作时摆角偏量分别记为Sxjl、Sxj2、Sxj3、Sxj4、Szt5(9)、Szt6(1Q)、Szt7(11)、 5 ，发动机组1、发动机组2、发动机组3、发动机组4、发动机组5、发动机组6、发动机组 7、发动机组8的发生故障时摆角偏量分别记为xjl、S，xj2、S，xj3、S，xj4、S，zt5⑶、 ^ zt6(10)、^zt7(ll)' ^ zt8(12)。 其中发动机（组）正常工作时，其摆角偏量为已知，发动 机（组）发生故障时，其发生故障时的摆角偏量为已知。
[0082] 假设俯仰通道伺服系统发动机组发生故障，推导得出故障状态与正常状态控制力 矩保持不变需满足的基本条件方程组：
[0084] 基本条件方程组中式1、式2任何情况均成立，当发动机组2和发动机组6都正常 工作时，基本方程组式3成立，当发动机组4和发动机组8都正常工作时，基本方程组式4 成立，当单台助推发动机或不同组两台助推发动机发生故障时，基本方程组式5成立，当两 种发动机故障时式3、式4、式5都不成立。
[0085] 其中，S'w为发动机组或发动机发生故障时的摆角偏量，[email protected]为发动机组或发 动机正常工作时的摆角偏量，为未发生故障的发动机组或发动机故障重构时的故障重 构控制率，对于发生故障的发动机组或者发动机ASw=Sw，对于未发生故障 的发动机组或发动机
表示俯仰通道助推器控制力系 数
表示俯仰通道芯级控制力系数，
.表示俯仰通道助推器与 芯级控制力系数比值，n=d3zt/d3"_表示滚转通道助推器与
[0086] 芯级控制力系数比值，d3zt= 4prZt/Jx表示滚转通道助推器控制力系数，d3xj = 2prx/Jx表示滚转通道芯级控制力系数，Jx为箭体绕箭体坐标系x轴的转动惯量，Jz为箭体 绕箭体坐标系z轴的转动惯量，p为单台发动机推力，为芯级发动机轴线到箭体轴线的 距离，rzt为助推发动机组轴线到箭体轴线的距离，发动机推力作用点到箭体的顶点的 距离，\为箭体质心到箭体的顶点的距离，r为i#推力轴线到箭体轴线的距离，〃r为与i# 在同一组的发动机推力轴线到箭体轴线的距离，ni，i = 5、6、7、8、9、10、11、12为1#发生故 障时，给滚转通道带来的干扰力矩，具体是
。所述箭 体坐标系的坐标原点为箭体质心，箭体坐标系x轴沿箭体纵轴，指向头部为正，箭体坐标系 y轴在箭体纵向对称面内，垂直于纵轴向上为正，箭体坐标系z轴按右手规则确定。
[0087] 上式中，控制系统正常工作时（S xj2,$xj4,$zt6(10),$zt8(12))为已知，当故障发动机 和故障状态均为已知时，则（S' xj2,$xj4,$zt6(l〇)j^zt8(l2))中也有部分已知，将已知量代 入以上方程组解得未知量，为重构控制器的控制信号，即为故障重构控制律的具体形式。
[0088] 3、以组为单位进行分析
[0089] 以组为单位对发动机故障情况进行分类。针对每种不同的故障情况，代入相应的 已知条件，即可得到该故障情况下故障重构控制律的具体形式。
[0090] 1)单组发动机故障情况下故障重构
[0091] 以俯仰通道伺服系统故障为例，以发动机组2发生故障为例进行实际设计。检测 发动机组2发生故障时的摆角偏量#，并根据6'#计算AS#，假定要求偏航方向四 个伺服机构摆角不变，且保持发动机组4和发动机组8之间的控制分配比例k不变。
[0092] 本项目中参考模型的k = 1，因此，以下在k = 1的条件下给出故障重构控制律
的表达式
[0094] 参考发动机组2发生故障的分析过程，类似地可得发动机组4、发动机组6、发动机 组8发生故障时的故障重构控制律，以下给出k= 1条件下发动机组4、发动机组6、发动机 组8发生故障时的故障重构控制律：
[0095] ①发动机组4故障
[0096] 检测发动机组4发生故障时的摆角偏量S'xj4，并根据S'xj4计算A S xj4，将 A S xj4代入得
[0098] ②发动机组6故障
[0099] 检测发动机组6发生故障时的摆角偏量S 'xj6aQ)，并根据S 'xjfmQ)计算A S xjfKl(l)， 将A5zt6(10) 代入得
[0101] ③发动机组8故障
[0102]检测发动机组8发生故障时的摆角偏量s'Xj8a2)，并根据S'xMl2)计算ASxj8Q2)， 将A5 zt8(12) 代入得
[0104] 考虑到俯仰通道与偏航通道之间的对称性，偏航通道单组发动机故障的情况不再 分析，可参考俯仰通道对应伺服系统故障情况设计故障重构控制律，下同。
[0105] 2)两组发动机故障情况下故障重构
[0106] 根据故障发动机所属通道的位置，两组发动机故障可分为同一通道和不同通道发 动机故障两种情况。其中，由于俯仰通道和偏航通道之间的独立性，不同通道两组发动机故 障的情况可分别设计各自通道的故障重构控制律；因此，本小节只讨论同一通道两组发动 机故障情况下故障重构控制律的设计问题。
[0107] 以发动机组2、发动机组4发生故障为例进行实际设计，检测发动机组2、发动机组 4发生故障时的摆角偏量S'xj2,S'xj4，并根据S'xj2,S'xj4计算ASxj2,ASxj4可看作已知 量，将A5Xj2,A5 ".4代入得
[0109] 参考发动机组2、发动机组4发生故障的分析过程，类似地可得其它 两组发动机故 障时的故障重构控制律，以下给出其它故障情况下的故障重构控制律：
[0110] ①发动机组2、发动机组6发生故障
[0111] 检测发动机组2、发动机组6发生故障时的摆角偏量6'xj2，3zt6(10)， 并根据 s'Xj2,S'ztfm。)计算A5Xj2,ASztfm。)，将AsXj2,ASztfm。)代入得
[0113] ②发动机组2、发动机组8发生故障
[0114]检测发动机组2、发动机组8发生故障时的摆角偏量S' xj2，3 zt8(12)，并根据 S'Xj2, S'zt_计算A 5 xj2, ASZt_，将A Sxj2, A SZt_代入得
[0116] ③发动机组4、发动机组6发生故障
[0117] 检测发动机组4、发动机组6发生故障时的摆角偏量6' xj4，3 zt6 (10) ?并根据 s'Xj4, S'ztfm。)计算A 5Xj4, A Sztfm。)，将A sxj4, A Sztfm。)代入得
[0119] ④发动机组4、发动机组8发生故障
[0120] 检测发动机组4、发动机组8发生故障时的摆角偏量6' xj4，3 zt8(12)，并根据 5 ' Xj4, 5 ' zt_计算A 5 xj4, A 5zt_，将A 5 xj4, A 5zt_代入得
[0122] ⑤发动机组6、发动机组8发生故障
[0123] 检测发动机组6、发动机组6发生故障时的摆角偏量6' zt6(l〇)j ^ zt8(12)，并根据 5zt6(l〇)j ^ zt8(l2)计算A 5 zt6(l〇)，八5zt8(12)，将八5zt6(l〇)，八$zt8(12)代入得
[0125] 3)三组及三组以上发动机故障情况下故障重构
[0126] 三组及三组以上发动机故障情况更为复杂，考虑到火箭自身的冗余能力以及控制 器实现的复杂程度，在此不进行三组及三组以上发动机故障的控制律重构设计。
[0127] 4、以台为单位进行分析
[0128] 以台为单位对发动机故障情况进行分类。针对每种不同的故障情况，考虑将其转 化为以组为单位的发动机故障情况，然后根据3中的相关分析得到该故障情况下故障重构 控制律的具体形式。
[0129]1)单台发动机故障情况下故障重构
[0130] 以俯仰通道伺服系统故障为例，俯仰通道摆动发动机个数共有6台，编号为2#、 4#、6#、8#、10#、12#，正常工作时摆角偏量分别为（6 !￡」2,6!〇.4,6_6训，6_，6如2)，由3 中内容可知，当俯仰通道芯级发动机2#、4#发生故障时可按照3中方法按单组故障的方法 进行重构。
[0131] 如果2#发生故障，由于发动机组2只有一台发动机，则按照发动机组2发生故障 计算故障重构控制律，故障重构控制律为
[0133] 如果4#发生故障，由于发动机组4只有一台发动机，则按照发动机组4发生故障 时计算故障重构控制律，故障重构控制律为
[0135] 当俯仰通道助推器6#伺服机构出现故障时，可通过重构与助推器6#发同组的 10#，来补偿6#发动机故障给俯仰通道带来的影响，可通过求解下式得到10#发动机的故障 重构控制律。
[0137] 其中A66为发生故障后故障检测系统检测到的6#发动机的摆角量，为已知量； &为故障后10#发动机的重构摆角量，为待求解量；86和S1(|为无故障时维持俯仰通道稳 定所需的6#发动机和10#发动机的摆角量，由于无故障时6#和10#发动机量相同，为已知 量，因此可得到6#发动机伺服机构出现故障时的10#发动机故障重构控制律为：
[0139] 由于6#发动机和10#发动机到箭体轴线的距离不同，因此由于10#发动机重构后 的摆角量与6#发动机故障后的摆角量不同，造成滚转通道不满足力矩平衡的条件。此时需 通过对偏航通道的发动机（1#、3#、5#、7#、9#、11#发动机）进行重构，来满足滚转通道的力 矩平衡条件，由于此时偏航通道的发动机没有故障，在重构时可通过求解基本方程组中式5 得到偏航通道发动机具体的故障重构控制律。
[0141]其中I，i= 5、6、7、8、9、10、11、12代表i#发生故障时，采用上面所述的控制策 略后（即依靠同组发动机进行补偿），给滚转通道带来的干扰力矩，具体计算公式如下：
[0143] 其中，ri为助推器第i台发动机推力轴线到箭体轴线的距离；今为助推器与第i# 发动机在同一组的发动机（具体见2中分组说明）推力轴线到箭体轴线的距离，是，为其故 障重构后的发动机摆角量，为未知量，d3".= 2prx/Jx表示滚转通道芯级控制力系数，JXS 箭体绕x轴的转动惯量，p为单台发动机推力，为芯级发动机轴线到箭体轴线的距离；
[0144] 假设1#和3#芯级发动机分别与与同侧的助推器发动机组5(9)、7(11)摆角按1 : 1进行分配，进而可得到补充方程组为
[0146] 检测6#发生故障时的摆角偏量S'zt6，利用基本条件方程组中式5和补充方程 组，可求得当俯仰通道助推器6#发动机伺服机构出现故障时的故障重构控制律为
[0148] 参考6#发动机发生故障的分析过程，类似地可得8#发动机、10#发动机、12#发动 机发生故障时的故障重构控制律：
[0149] ①8#发动机故障时，则需要重构与8#同发动机组的12#和偏航通道的1#、3#、5#、 7#、9#、11#，检测8#发生故障时的摆角偏量6'_，利用基本方程组和补充方程组，可求得 故障重构控制律为
[0151] ②10#发动机故障时，则需要重构与10#同发动机组的6#和偏航通道的1#、3#、 5#、7#、9#、11#，检测10#发生故障时的摆角偏量6'^1(|，利用基本方程组和补充方程组，可 求得故障重构控制律为
[0153] ③12#发动机故障时，则需要重构与发12#同发动机组的8#和偏航通道的1#、3#、 5#、7#、9#、11#，检测12#发生故障时的摆角偏量6'^12，利用基本方程组和补充方程组，可 求得故障重构控制律为
[0155] 2)两台发动机故障
[0156] 若两台故障发动机不在同一通道，则可按两个单台发动机故障情况参考上一小节 分别设计故障发动机。因此本小节只分析两台故障发动机在同一通道的情况，仍以俯仰通 道发动机2#发动机、4#发动机、6#发动机、8#发动机、10#发动机、12#发动机为例，分以下 四类情况讨论。
[0157] (1)两台芯级发动机故障
[0158] 即2#发动机、4#发动机同时故障，已在3中进行了讨论，具体可参见3中内容。
[0159] 如果2#、4#发生故障，则按照发动机组2和发动机组4都发生故障重构，故障重构 控制律为
[0161] (2) -台芯级一台助推发动机故障
[0162] 以2#、6#发生故障为例说明。首先针对6#发生故障设计跟6#同组的10#的故障 重构控制律为llu =2心-厶元6，通过偏航通道的发动机组解决6#的故障问题。然后可按 2#单台故障情形计算故障重构控制律。2#、6#发生故障时的故障控制律为：
[0163]
[0164] 参考2#、6#发生故障的分析过程，类似地可得2#和8#、2#和10#、2#和12#、4#和 6#、4#和8#、4#和10#、4#和12#发生故障时的故障重构控制律：
[0165] ①2#、8#发生故障，首先按照8#发生故障重构，然后按照2#发生故障重构，故障 重构控制律为
[0166]
[0167] ②2#、10#发生故障，首先按照10#发生故障重构，然后按照2#发生故障重构，故 障重构控制律为
[0168]
[0169] ③2#、12#发生故障，首先按照12#发生故障重构，然后按照2#发生故障重构，故 障重构控制律为
[0170]
[0171] ④4#、6#发生故障，首先按照6#发生故障重构，然后按照4#发生故障重构，故障 重构控制律为
[0172]
[0173] ⑤4#、8#发生故障，首先按照8#发生故障重构，然后按照4#发生故障重构，故障 重构控制律为
[0174]
[0175] ⑥4#、10#发生故障，首先按照10#发生故障重构，然后按照4#发生故障重构，故 障重构控制律为
[0176]
[0177] ⑦4#、12#发生（Sxj4,Sztl2)故障，首先按照12#发生故障重构，然后按照4#发生 故障重构，故障重构控制律为
[0178]
[0179] (3)同组两台助推发动机故障
[0180] 以6#和10#发生故障为例说明。此时相当于发动机组6发动机故障，可按单组发 动机故障情况设计故障重构控制律。具体参考3中内容。
[0181] 如果6#和10 #发生故障，则按照发动机组6发生故障计算故障重构控制律，故障 重构控制律为
[0183] 如果8#和12#发生故障，则按照发动机组8发生故障计算故障重构控制律，故障 重构控制律为
[0185] (4)不同组两台助推发动机故障
[0186] 以6#和8#发生故障为例说明。分别设计
，其 余伺服系统重构律由基本条件方程组的解决定，故障重构控制律为：
[0188] 参考6#和8#发生故障的分析过程，类似地可得6#和12#、8#和10#、10#和12# 发生故障时的故障重构控制律：
[0189] ①6#和12#故障，故障重构控制律为：
[0191] ②8#和10#故障，故障重构控制律为：
[0193] ③10#和12#故障，故障重构控制律为：
[0195] 3)三台及三台以上发动机故障
[0196] 三台及三台以上发动机故障情况更为复杂，考虑到火箭自身的冗余能力以及控制 器实现的复杂程度，在此不进行两台以上发动机故障的控制律重构设计。
[0197] 5、故障重构控制率对应控制发动机（组）的摆角偏量
[0198] 根据基本方程组或补充方程组计算得到故障重构率之后，使用故障重构率中 的式 /|5/ = 1，253,4对应分别控制发动机组1、发动机组2、发动机组3、发动机组4中发动 机的摆角偏量，即让发动机组1、发动机组2、发动机组3、发动机组4的摆角偏量分别为 &,,/ = 1,2,3,4，使用故障重构率中的瓦5((|1、元 6(|()|、毛7(m、孑_2|对应分别控制发动机组 5、发动机组6、发动机组7、发动机组8中发动机的摆角偏量，即让发动机组5、发动机组6、 发动机组7、发动机组8的摆角偏量分别为毛^、毛 7(11)、，使用故障重构率中 的元,.,/' = 5,6,7,8,9,10,11，12分别控制5#、6#、7#、8#、9#、10#、11#、12#的摆角偏量，即让5#、 6#、7#、8#、9#、10#、11#、12#的摆角偏量分别为久,,.」=5,6,7,8,9,丨0,11,12，完成故障重构控 制。
[0199] 本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
【主权项】
1. 一种大推力液体火箭故障重构控制方法，其特征在于： 将火箭可能发生的发动机故障由发动机组到单台发动机的逻辑进行分类；所述火箭发 动机组包括发动机组1、发动机组2、发动机组3、发动机组4、发动机组5、发动机组6、发动 机组7、发动机组8,其中发动机组2、发动机组4为俯仰通道芯级发动机组，发动机组1、发 动机组3为偏航通道芯级发动机组，发动机组6、发动机组8为俯仰通道助推发动机组，发动 机组5、发动机组7为偏航通道助推发动机组，发动机组1、发动机组2、发动机组3、发动机 组4都包括一台芯级发动机，分别记为1#、2#、3#、4# ;发动机组5、发动机组6、发动机组7、 发动机组8都包括两台发动机，发动机组5的发动机分别记为5#、9#，发动机组6的发动机 分别记为6#、10#，发动机组7的发动机分别记为7#、11#，发动机组8的两台发动机分别记 为8#、12#，获取1#~12#正常工作时的摆角偏量，并分别记为δ xji (i = 1，2, 3, 4)和δ zti (i =5, 6, 7, 8, 9, 10, 11，12)，1#~12#发生故障时的摆角偏量分别记为δ ' xji，i = 1，2, 3, 4 和δ ' zti，i = 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11，12,发动机组I、发动机组2、发动机组3、发动机组4、发 动机组5、发动机组6、发动机组7、发动机组8的摆角偏量分别记为δ #、δ #、δ δ xj4、 ^zt5(9)、 ^zt6(10)、^zt7(ll)、 ^zt8(12)， 发动机组1、发动机组2、发动机组3、发动机组4、发动机 组5、发动机组6、发动机组7、发动机组8的发生故障时摆角偏量分别记为δ' #、δ' xj2、 U xj3、U xj4、U zt5(9)、U zt6(10)、U zt7(ll)、U zt8(12); a.当俯仰通道发动机中单组发动机故障时， 如果发动机组2故障时，故障重构控制律为如果发动机组4发生故障时，故障重构控制律为如果发动机组6故障时，故障重构控制律为如果发动机组8故障时，故障重构控制律为b. 当俯仰通道发动机组中两组发动机故障时， 如果发动机组2、发动机组4发生故障，故障重构控制律为如果发动机组2、发动机组6发生故障，故障重构控制律为如果发动机组2、发动机组8发生故障，故障重构控制律为如果发动机组4、发动机组6发生故障，故障重构控制律为如果发动机组4、发动机组8发生故障，故障重构控制律为如果发动机组6、发动机组8发生故障，故障重构控制律为c. 当俯仰通道发动机中一台发动机故障时， 如果4#发生故障，故障重构控制律为如果6#发生故障，故障重构控制律为如果8#发生故障，故障重构控制律为如果10#发生故障，故障重构控制律为如果12#发生故障，故障重构控制律为d.当俯仰通道发动机中两台发动机故障时， 如果2#、4#发生故障，故障重构控制律为如果2#、6#发生故障，故障重构控制律为如果2#、8#发生故障，故障重构控制律为如果2#、10#发生故障，故障重构控制律为如果2#、12#发生故障，故障重构控制律为如果4#、6#发生故障，故障重构控制律为如果4#、8#发生故障，故障重构控制律为如果4#、10#发生故障，故障重构控制律为如果4#、12#发生故障，故障重构控制律为如果6#、10#发生故障，故障重构控制律为如果8#、12#发生故障，故障重构控制律为如果6#、8#发生故障，故障重构控制律为如果6#、12#发生故障，故障重构控制律为如果8#、10#发生故障，故障重构控制律为如果10#、12#发生故障，故障重构控制律为其中，S ' w为发动机组或发动机发生故障时的摆角偏量，δ w为发动机组或发动 机正常工作时的摆角偏量，为未发生故障的发动机组或发动机故障重构时的故障重构 控制率，对于发生故障的发动机组或者发动机Λ δ w= δ ' w-δ w，对于未发生故障的 发动机组或发动机Δ4,=孓,-冬,，^ 表示俯仰通道芯级控制力系数， 紀,=4%?-x2)/J2表示俯仰通道助推器控制力系数，《 = /(/?.,,表示俯仰通道助推器与 芯级控制力系数比值，d3zt= 4przt/Jx表示滚转通道助推器控制力系数，d3xj= 2口1'!￡」/上表 示滚转通道芯级控制力系数，n = d3ztd3".表示滚转通道助推器与芯级控制力系数比值，Jx为箭体绕箭体坐标系X轴的转动惯量，Jz为箭体绕箭体坐标系z轴的转动惯量，p为单台发 动机推力，为芯级发动机轴线到箭体轴线的距离，r zt为助推发动机组轴线到箭体轴线的 距离，xK为发动机推力作用点到箭体的顶点的距离，X z为箭体质心到箭体的顶点的距离，r , 为i#推力轴线到箭体轴线的距离，5为与i#在同一组的发动机推力轴线到箭体轴线的距 离，Ili, i = 5、6、7、8、9、10、11、12为1#发生故障时，给滚转通道带来的干扰力矩，具体是 /人=(/;X/:. X + /;X/:. X?Τ,,.)/(./.?,.);所述箭体坐标系的坐标原点为箭体质心，箭体坐标 系X轴沿箭体纵轴，指向头部为正，箭体坐标系y轴在箭体纵向对称面内，垂直于纵轴向上 为正，箭体坐标系z轴按右手规则确定； 得到故障重构率之后，使用故障重构率中的^,/ = 1，2,3,4对应分别控制发动机 组1、发动机组2、发动机组3、发动机组4中发动机的摆角偏量，使用故障重构率中的 毛5(9)、瓦_丨、丨1>、^8(12!对应分别控制发动机组5、发动机组6、发动机组 7、发动机 组8中发动机的摆角偏量，使用故障重构率中的式i = 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11，12分别控制5#、 6#、7#、8#、9#、10#、11#、12# 的摆角偏量。
【专利摘要】一种大推力液体火箭故障重构控制方法，研究了大推力液体火箭在助推上升段飞行时的故障重构策略和重构控制技术，首先通过将火箭可能发生的故障由组到台再到故障类型的逻辑进行分类，构建了专家系统的知识库，推导得到实现故障重构需要满足的基本条件方程组；然后获取发动机正常工作时的摆角偏量，并针对每种不同的故障情况，检测发动机发生故障时的摆角偏量，最后使用故障重构需要满足的基本条件方程组计算每种不同的故障情况下故障重构控制律的具体形式。本发明方法提高了火箭抗故障能力，在促进大推力液体火箭的研制方面具有重要意义。
【IPC分类】G05B23/02
【公开号】CN104898635
【申请号】CN201410584786
【发明人】李扬, 张普卓, 王俊峰, 焉宁, 张烽, 李烁, 高朝辉, 吴胜宝
【申请人】中国运载火箭技术研究院
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2014年10月27日
最新回复(0)