王亞輝，李新國，王謙

(西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，陜西西安710072)

0 引言

由于亞軌道飛行器(SRLV)試驗(yàn)費(fèi)用極為昂貴，進(jìn)行專門的故障試驗(yàn)也相當(dāng)危險(xiǎn)，致使用于故障模式及故障響應(yīng)分析的試驗(yàn)數(shù)據(jù)極其有限。通過對飛行過程中可能出現(xiàn)的故障進(jìn)行仿真，分析亞軌道飛行器性能參數(shù)的變化，可以確定生產(chǎn)過程中出現(xiàn)的誤差和外部干擾因素對飛行器的影響。目前亞軌道飛行器尚處于初步研究階段［1］，國內(nèi)外關(guān)于亞軌道飛行器故障仿真的文獻(xiàn)非常有限。

亞軌道飛行器的再入過程要經(jīng)歷從大氣層外到大氣層內(nèi)的跨越式飛行，涉及大氣層外和大氣層內(nèi)的控制技術(shù)，需要利用RCS和氣動舵兩種執(zhí)行機(jī)構(gòu)協(xié)同工作來完成亞軌道飛行器的再入姿態(tài)控制。為了提高飛行任務(wù)的安全性與可靠性，必須考慮飛行器在執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障情況下的飛行能力。

本文通過總結(jié)亞軌道飛行器再入過程中執(zhí)行機(jī)構(gòu)的故障模式及成因，建立故障仿真模型并針對典型故障進(jìn)行了仿真，分析了故障情況對飛行能力的影響。

1 再入過程執(zhí)行機(jī)構(gòu)配置

亞軌道飛行器再入過程具有氣動舵和RCS兩套執(zhí)行機(jī)構(gòu)。再入初期處于低動壓區(qū)，氣動執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制失效，此階段RCS獨(dú)立控制。隨著高度下降，動壓逐漸增大，氣動效率增強(qiáng)，為減少RCS流量，此階段利用RCS和氣動舵進(jìn)行復(fù)合控制。進(jìn)入高動壓區(qū)后，氣動舵效率足夠高，RCS完全退出控制，可利用氣動舵獨(dú)立控制［2］。

1.1 RCS控制模型

RCS利用推力器噴管產(chǎn)生的反作用推力提供飛行器的姿態(tài)控制力矩。反作用控制系統(tǒng)中推力器在理論上可以采用變推力發(fā)動機(jī)或者開關(guān)型發(fā)動機(jī)。但是變推力發(fā)動機(jī)在研制應(yīng)用中還存在一定困難，故當(dāng)前工程中使用的推力器屬于開關(guān)型的。本文采用的亞軌道飛行器RCS總共配置了30個噴管。

由于RCS開啟后噴管產(chǎn)生的推力大小無法調(diào)整，噴管產(chǎn)生的反作用力可描述為:

式中:Fi為噴管i產(chǎn)生的推力;FRCS為噴管的反作用推力;U為噴管的開關(guān)指令(1表示開，0表示關(guān))。

RCS產(chǎn)生的三通道控制力矩可以根據(jù)噴管產(chǎn)生的推力和力臂確定:

式中:L，M，N分別為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航通道RCS產(chǎn)生的力矩;dk，di，dj分別為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航通道RCS噴管作用的力臂長度。

1.2 氣動舵控制模型

該亞軌道飛行器采用的控制舵面與美國航天飛機(jī)類似，具有升降舵、副翼、方向舵、體襟翼和減速板。升降舵通過面對稱偏轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)亞軌道飛行器的俯仰運(yùn)動;副翼對稱安裝在機(jī)翼后緣外側(cè)，它們通過非對稱的偏轉(zhuǎn)來實(shí)現(xiàn)飛行器的偏航與滾轉(zhuǎn)運(yùn)動;方向舵用來操縱亞軌道飛行器的航向運(yùn)動。由于減速板只在能量管理段工作，且工作時方向舵無效，體襟翼用于迎角配平，本文在研究時暫不考慮減速板和體襟翼的工作。

記副翼、升降舵和方向舵的偏轉(zhuǎn)角分別為δa，δe和δr。氣動舵面的偏轉(zhuǎn)角與其產(chǎn)生的控制力矩之間的關(guān)系可用數(shù)學(xué)函數(shù)表示為［3］:

飛行器控制系統(tǒng)在任務(wù)剖面中的工作分配如表1所示。

表1 執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工作分配Table1 Distribution of actuator

進(jìn)入復(fù)合控制階段，偏航通道存在由RCS操縱向氣動舵面操縱過渡的問題，可利用橋接函數(shù)來表示其操縱方式［4］:

2 故障模式

2.1 RCS故障

為了滿足亞軌道飛行器控制任務(wù)的需要，RCS系統(tǒng)中配置的推力器噴管數(shù)量較多。常見情況如噴管無法打開、噴管堵塞或者噴管無法關(guān)閉等多種原因，都會導(dǎo)致反作用控制系統(tǒng)出現(xiàn)問題，因此RCS故障發(fā)生幾率非常高。RCS故障模式主要分為噴管失效(RCS零推力)和噴管常開。當(dāng)噴管常開時會產(chǎn)生恒定推力，直至推進(jìn)劑耗盡［5］。

為了便于仿真分析，本文暫時只考慮噴管失效情況。當(dāng)多個噴管發(fā)生故障時，需根據(jù)故障噴管的不同組合分別計(jì)算每個通道的控制力矩。由于噴管數(shù)量較多，故障組合復(fù)雜，因此仿真過程中故障情況下俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)通道的RCS控制力矩可分別用下面的數(shù)學(xué)函數(shù)近似計(jì)算:

式中:L'，M'，N'分別為故障狀態(tài)下滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航通道的控制力矩;nk，ni和nj分別為三個通道的噴管個數(shù);mk，mi和 mj分別為各通道的故障噴管個數(shù)。

2.2 氣動舵故障

亞軌道飛行器的操縱舵面故障主要分為舵面失效(氣動舵無輸出)、舵面卡死在某個角度以及舵面積損失三種情況。為了限定研究范圍，假設(shè)舵面故障只對飛行器的氣動特性造成影響。要計(jì)算舵面故障下的氣動特性，必須根據(jù)故障類型改變舵面偏轉(zhuǎn)位置約束或折算為舵面損傷率，以反映故障對氣動性能造成的影響。

對于需要改變舵面偏轉(zhuǎn)位置約束的舵面故障仿真，考慮在正常飛行狀態(tài)的基礎(chǔ)上加入故障情況，可以用以下函數(shù)式表示:

式中:δt為正常情況下的舵偏角;kc為氣動舵故障系數(shù);δc為氣動舵故障參數(shù)。故障系數(shù)kc在正常狀況下取1，發(fā)生故障時取0。

舵面失效主要表現(xiàn)為氣動舵面隨氣流浮動喪失了產(chǎn)生氣動力矩的能力，其對各軸的操縱力矩貢獻(xiàn)為零。因此當(dāng)氣動舵失效時，式(6)中的故障參數(shù)δc=0。

氣動舵卡死時，舵面被固定在某一偏角，對操縱指令無響應(yīng)。在特定馬赫數(shù)和迎角下，卡死舵面對各軸產(chǎn)生的操縱力矩固定不變，對各軸的操縱力矩只隨馬赫數(shù)和迎角改變。當(dāng)氣動舵卡死時，式(6)中氣動舵故障參數(shù)δc為卡死時的當(dāng)前舵偏角。

舵面積損失主要是由于熱燒蝕或者其他原因造成的。在這種情況下，舵面仍具備產(chǎn)生操縱力矩的能力，但能力降低。具體到不同的故障舵面，損傷部位和程度都會不同。為了方便研究，將舵面的各種損傷形式都折算為對應(yīng)于舵面氣動系數(shù)的損傷率k%。飛行器在舵面損傷時的數(shù)學(xué)模型與正常狀態(tài)存在很大不同，可以利用已有的飛行器正常氣動數(shù)據(jù)C0和舵面完全損傷100%的氣動數(shù)據(jù)Ct，推導(dǎo)出舵面損傷k%時氣動系數(shù)Ck的插值計(jì)算公式:

結(jié)合氣動力和力矩計(jì)算公式，可得到帶有舵面損傷故障的亞軌道飛行器氣動模型。

3 仿真結(jié)果及分析

本文以某型與上面級火箭采用并聯(lián)式布局的亞軌道飛行器為例建立六自由度仿真模型，基于西北工業(yè)大學(xué)空天飛行器實(shí)驗(yàn)室開發(fā)的OpenFlight數(shù)字仿真平臺進(jìn)行故障仿真。飛行器從地面垂直發(fā)射，利用火箭發(fā)動機(jī)爬高進(jìn)入亞軌道釋放上面級飛行器，完成任務(wù)后無動力再入并水平著陸。

3.1 RCS零推力

仿真條件:在300 s前亞軌道飛行器處于RCS獨(dú)立控制階段;在300 s時，飛行器RCS中滾轉(zhuǎn)控制噴管均出現(xiàn)噴管失效。圖1～圖3為仿真得到的RCS零推力故障與正常狀態(tài)的飛行姿態(tài)角變化曲線。

圖1 滾轉(zhuǎn)角變化曲線Fig.1 Variation of roll angle

圖2 偏航角變化曲線Fig.2 Variation of yaw angle

圖3 俯仰角變化曲線Fig.3 Variation of pitch angle

從圖1可以看出，故障發(fā)生后飛行器滾轉(zhuǎn)控制能力減弱，滾轉(zhuǎn)角增大到一定程度后，因滾轉(zhuǎn)力矩不足無法按指令減小，偏離其正常范圍，飛行姿態(tài)變化劇烈。

由圖2和圖3可以看出，滾轉(zhuǎn)姿態(tài)變化導(dǎo)致了偏航角和俯仰角的嚴(yán)重偏離，說明飛行器姿態(tài)失去控制。

3.2 舵面失效

仿真條件:亞軌道飛行器的氣動舵在700 s時發(fā)生副翼失效故障。仿真得到的舵面正常模式和副翼失效的姿態(tài)角變化曲線如圖4～圖6所示。

飛行器飛行到605 s時馬赫數(shù)減小到2，復(fù)合控制階段結(jié)束，氣動舵獨(dú)立控制。副翼通過非對稱的偏轉(zhuǎn)來實(shí)現(xiàn)飛行器的偏航與滾轉(zhuǎn)運(yùn)動，因此副翼無輸出后滾轉(zhuǎn)通道失去控制能力。從圖4可以看出，滾轉(zhuǎn)角在極短時間內(nèi)出現(xiàn)異常并超出正常范圍。由于副翼與方向舵協(xié)同控制偏航運(yùn)動，從圖5可以看出，航向力矩不足導(dǎo)致故障發(fā)生后一段時間內(nèi)偏航角在－25°附近漂移。從圖6可以看出，受到滾轉(zhuǎn)與偏航運(yùn)動的影響，俯仰角變化非常劇烈。

圖4 滾轉(zhuǎn)角變化曲線Fig.4 Variation of roll angle

圖5 偏航角變化曲線Fig.5 Variation of yaw angle

圖6 俯仰角變化曲線Fig.6 Variation of pitch angle

由仿真結(jié)果可知，飛行器姿態(tài)失去控制，說明氣動舵獨(dú)立控制階段副翼失效對亞軌道飛行器返回過程影響極為嚴(yán)重。

4 結(jié)束語

本文以亞軌道飛行器再入過程中的執(zhí)行機(jī)構(gòu)為研究對象，在分析故障模式的基礎(chǔ)上建立了六自由度仿真模型，并對典型故障進(jìn)行了仿真。仿真結(jié)果表明，RCS及氣動舵故障會在很大程度上影響飛行器的控制能力，情況嚴(yán)重時還可能導(dǎo)致飛行任務(wù)失敗。本文僅針對RCS零推力故障及副翼失效進(jìn)行了仿真分析，由于亞軌道飛行器故障出現(xiàn)有很大的隨機(jī)性，在后續(xù)研究中還需詳細(xì)討論舵面卡死、受損等各種情況以及多種故障同時發(fā)生時對飛行器飛行能力的影響。

［1］ Martin JC，Law G W.Suborbital reusable launch vehicles and applicable market［R］.The Aerospace Corporation Report，2002.

［2］ Bennett D E.Space shuttle entry flight control overview［J］.Journal of Astronautics Science，1983，31(2):569-578.

［3］ 張寶恒.重復(fù)使用運(yùn)載器 GNC系統(tǒng)虛擬樣機(jī)設(shè)計(jì)［D］.西安:西北工業(yè)大學(xué)，2005.

［4］ Costa da R R，Chu Q P，Mulder J A.Reentry flight controller design using nonlinear dynamic inversion ［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2003，40(1):64-71.

［5］ 張宗美.航天故障手冊［M］.北京:宇航出版社，1994:226-530.