張 凱，楊小龍，鐘 震

基于查表法的姿控噴管故障診斷

張 凱，楊小龍，鐘 震

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

針對航天飛行器姿控噴管故障的診斷問題，考慮姿控噴管開關(guān)組合與飛行器姿控力矩的關(guān)系，提出了姿控噴管故障診斷的查表法及其改進(jìn)查表方法兩種查表法診斷噴管故障，經(jīng)仿真驗證，所提方法能夠快速診斷故障和確定故障位置及形式，且準(zhǔn)確率高，并具有較好的工程應(yīng)用價值。

查表法；故障診斷；姿控噴管

0 引 言

故障檢測指當(dāng)系統(tǒng)發(fā)生故障時，能夠準(zhǔn)確辨別出有故障發(fā)生，故障診斷是指在確認(rèn)發(fā)生故障的前提下判定故障的大小、確定故障的類型。航天飛行器具有重要的經(jīng)濟(jì)價值和戰(zhàn)略價值，其設(shè)計要求具有極高的可靠性，具有容錯控制能力的姿控系統(tǒng)是高可靠性的重要保障。實際飛行結(jié)果表明，具有復(fù)雜管路結(jié)構(gòu)的姿控噴管的故障率較高，其中噴管極性直接決定了火箭姿態(tài)能否穩(wěn)定，且噴管的極性錯誤無法通過冗余容錯策略來包容[1]，往往成為影響飛行試驗精度甚至成敗的重要環(huán)節(jié)，因此對航天飛行器姿控噴管進(jìn)行故障檢測和故障診斷對于制定相應(yīng)的容錯方案具有積極意義。

故障診斷方法一般包括基于模型的故障診斷、基于信號的故障診斷和基于知識的故障診斷[2]，并已被廣泛用于工程技術(shù)的各個領(lǐng)域。然而，現(xiàn)有成果多集中于姿控系統(tǒng)的執(zhí)行伺服機(jī)構(gòu)的故障檢測、診 斷[3,4]，關(guān)于航天飛行器姿控噴管故障診斷則相對較少。張亞婷等提出了姿控噴管的故障診斷方法，即通過設(shè)計觀測器，對比觀測器輸出信號和真實信號的殘差，從而判定故障是否發(fā)生，屬于基于模型的故障診斷。本文設(shè)計了觀測器觀測殘差，通過判斷殘差信號是否超過閾值來檢測故障，將觀測器估計誤差與控制效果估計值結(jié)合，進(jìn)行故障模式的定位與識別。該方法假設(shè)故障種類為常開、常關(guān)、極性正負(fù)接反，未考慮不同通道噴管極性接錯的情形。

查表法通常指從存儲于計算機(jī)的函數(shù)表中，查找對應(yīng)于一個自變量的函數(shù)值的過程[5]。查表法需要一定的先驗信息，原理不復(fù)雜，運行速度快，已經(jīng)在計算機(jī)科學(xué)、電路檢測和航空航天等多個領(lǐng)域成功應(yīng)用。王樂提出了利用查表法和三次樣條插值相結(jié)合的方法對ToF深度相機(jī)的原始數(shù)據(jù)進(jìn)行補(bǔ)償，修正成像畸變，提高成像質(zhì)量[6]；宣耀偉[7]提出了基于查表法的架空線電纜混合線路行波故障測距方法，適用于現(xiàn)場設(shè)備運行，提高了運算速度，具有較高的測距精度；歐空局在研發(fā)自動轉(zhuǎn)移飛行器（Automatic Transfer of Vehicle，ATV）時提出了航天器的推力器指令分配最優(yōu)查表 法[8～10]，具有推力器使用效率高，計算速度快，控制能力強(qiáng)等諸多優(yōu)點，能更好地適用于推力器配置復(fù)雜的情況；王瑩優(yōu)化了余數(shù)查表法，提高了導(dǎo)彈末制導(dǎo)性能[11]；黃世璋采用三維物性庫查表算法計算裂解反應(yīng)混合物的熱物性，提出準(zhǔn)確預(yù)測超燃沖壓發(fā)動機(jī)冷卻通道中燃料的裂解特性的快速算法，在保證精度的前提下，計算效率提高了20倍[12]。查表法在多個領(lǐng)域中成功應(yīng)用，但尚未見到其在航天器故障診斷方面的公開文獻(xiàn)。

根據(jù)航天飛行器易發(fā)生的故障模式，本文將姿控噴管故障劃分為極性接錯（包含極性接反及不同通道噴管極性接錯）、噴管常開、噴管常關(guān)3種故障模式，未考慮推力下降的情形。采用跟蹤微分器技術(shù)，在正確檢測故障發(fā)生的前提下，分析了不同類型故障發(fā)生時的跟蹤微分信號特點，提出了2種查表法進(jìn)行故障診斷，通過仿真證明了所提出方法的有效性。

1 研究對象模型

本文的研究目的為識別航天飛行器模型（模型參數(shù)為非真實參數(shù)，但不影響其對本文所提出方法驗證的可參考性）空間飛行段的姿控噴管故障。不失一般性，設(shè)姿控噴管布局尾部視圖見圖1，該模型為剛體，P1～P6為姿控噴管，安裝在飛行器尾部，單個噴管推力為100 N，P1、P6，P3、P4控制俯仰通道和滾轉(zhuǎn)通道；P2、P5控制偏航通道。相關(guān)姿控動力系統(tǒng)性能參數(shù)如表1所示。

圖1 模型噴管布局

表1 姿控性能參數(shù)

Tab.1 Performance Parameter of Attitude Control Dynamics

項目性能參數(shù) 噴管最大推力偏差10% 最短工作時間/s0.04 最短間隔時間/s0.04 熱啟動加速性0.1s（80%） 熱關(guān)閉減速性0.1s（20%） 推力線橫移/mm2 推力線偏斜/(＇)10 轉(zhuǎn)動慣量矩陣/(kg·m2)diag([60,1600,1600]) 轉(zhuǎn)動慣量誤差7% 俯仰、偏航通道力臂長度/mm2000 滾轉(zhuǎn)通道力臂長度/mm500 質(zhì)心安裝位置的誤差限/mm30(x)，5(y，z) 姿控噴管延時/ms5～15

噴管推力用一階環(huán)節(jié)加延時環(huán)節(jié)模擬，表示如下，其中延時環(huán)節(jié)的延時時間和一階環(huán)節(jié)的時間常數(shù)滿足熱啟動加速性和熱關(guān)閉減速性的要求。

2 跟蹤微分器設(shè)計

實際使用的跟蹤微分器為其離散形式，離散系統(tǒng)中從非零初值到達(dá)原點的最速控制綜合函數(shù)記為

其中，

低通濾波器的設(shè)計可以采用一階環(huán)節(jié)或二階環(huán)節(jié)等。小時間常數(shù)的一階環(huán)節(jié)可近似為延時環(huán)節(jié)，有：

由模型參數(shù)可知，姿控噴管最短工作時間為0.04 s，因此角加速度增大、減小的最短周期為0.08 s，因此如果帶寬達(dá)到1/0.08·2π≈78.5便可以達(dá)到要求，實際的帶寬選擇可參考此值并根據(jù)噪聲的特性來考慮，如果低通濾波器為二階環(huán)節(jié)，可將其等效為2個串聯(lián)的一階環(huán)節(jié)，并根據(jù)式（7）計算低通濾波器造成的延時。

3 查表法

a）與標(biāo)稱值相符，說明未發(fā)生故障；

b）未檢測到力矩，說明該噴管發(fā)生常關(guān)故障；

c）產(chǎn)生力矩與標(biāo)稱值不相符，與另一噴管標(biāo)稱力矩相符，說明該噴管與另一噴管極性接錯。

與標(biāo)稱力矩是否相符可通過表2判斷，其中“0”表示未檢測到明顯力矩，“+1”表示檢測到該軸的正向力矩，“-1”表示檢測到該軸的負(fù)向力矩。這是定性表示，實際中可取當(dāng)力矩超過正向標(biāo)稱值的%為+1，超過負(fù)向標(biāo)稱值%時為-1，其余取0。選取值要考慮避免漏檢和誤檢，由于噴管推力在正常范圍內(nèi)可能會略低于標(biāo)稱值，因此值不可過高，否則會將正常推力輸出判斷為無推力輸出；因為噴管推力會有后效推力，因此值也不能太低，否則會將后效推力誤判成正常推力。需要在標(biāo)稱推力的最低值和后效推力的最高值之間選取一個中間值作為值，可以通過仿真確定，本文取為40%。將噴管開啟時檢測到的各軸力矩數(shù)值與上表對比則可以確定真實作用的噴管編號。該方法可以診斷除多個噴管發(fā)生常開故障情形以外的多個故障。

表2 各噴管及對應(yīng)力矩

Tab.2 Nozzles and Moment

噴管編號X軸Y軸Z軸 1+10-1 20+10 3-10+1 4+10+1 50-10 6-10-1

4 改進(jìn)的查表法

每一個力矩指令都對應(yīng)一種噴管的開關(guān)組合，每種噴管的開關(guān)組合都對應(yīng)一種飛行器所受的力矩組合，正常情形下真實輸出的力矩組合與控制器發(fā)出的力矩指令相符。噴管的故障使噴管不能按照力矩指令進(jìn)行開關(guān)，從而使真實輸出的力矩組合與力矩指令不相符，但噴管組合和力矩組合之間固有的對應(yīng)關(guān)系沒有改變，如圖2所示。因此如果能通過測量飛行器所受力矩來反推此時真實的噴管開關(guān)組合，并將此噴管組合與無故障時該力矩指令所對應(yīng)的噴管組合進(jìn)行對比，則可以確定故障噴管或者縮小故障范圍。

圖2 力矩指令到力矩組合示意

不同的噴管組合對應(yīng)的不同力矩組合見表3。

表3 不同噴管組合對應(yīng)的力矩輸出

Tab.3 Moment Output for Different Combination of Nozzles

序號打開的噴管X軸力矩Y軸力矩Z軸力矩 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無指令000

由表3可知，噴管組合有27種，對應(yīng)的力矩組合也有27種，且二者一一對應(yīng)，因此如果能確定此時飛行器真實的力矩組合，便可以唯一確定此時正在開啟的噴管組合。將此噴管組合與力矩指令對應(yīng)的無故障時的噴管組合比對，可定位故障噴管和故障原因。但該方法有2個難點：a）故障發(fā)生到故障被檢測到需要時間，而這段時間力矩指令可能會變化，因此檢測到故障時的力矩指令并不一定是故障發(fā)生時對應(yīng)的力矩指令；b）上述列表噴管組合對應(yīng)的力矩組合是無故障情況下的，而故障情形下有可能出現(xiàn)2個相反的噴管同時打開的情形，比如1和3、2和5、4和6，此時2個噴管的推力相互抵消，其輸出不能體現(xiàn)在其真實的力矩組合中。因此需要考慮確定噴管故障發(fā)生時的力矩指令和噴管故障診斷的診斷邏輯。

4.1 故障發(fā)生時的噴管指令確定

4.2 故障診斷邏輯

本文假設(shè)不會有多個故障同時發(fā)生，即發(fā)生的故障情形僅為以下3種故障情形中的1種：某噴管發(fā)生常開故障，某噴管發(fā)生常關(guān)故障，某2個噴管發(fā)生極性接錯的故障。對3種故障依次分析。

a）某噴管常開：此故障凸顯時噴管的指令并未讓故障噴管開啟，亦即真實開啟的噴管比指令開啟的噴管多1個，如果此時指令中與故障噴管相反的噴管開啟，則故障噴管推力與其對面噴管的推力相抵消，通過力矩檢測出的開啟噴管就會比指令噴管少1個；

b）某噴管常關(guān)：此故障凸顯時指令讓故障噴管開啟，但由于故障，此噴管無法開啟，因此通過力矩檢測出的開啟噴管比指令噴管少1個；

c）某2個噴管接錯：此故障凸顯時指令讓其中一個噴管開啟、另一個噴管關(guān)閉，一般情況下通過力矩檢測出的開啟噴管與指令開啟噴管數(shù)量相同，但是會有1個噴管與指令噴管編號不一樣，也就是錯了一對；如果與指令開啟噴管接錯的噴管正好與另一個指令噴管相反，則這2個噴管力矩抵消，此時通過指令檢測的開啟噴管比指令噴管少2個。

根據(jù)以上分析可整理噴管表現(xiàn)對應(yīng)的可能故障如表4所示。

表4 噴管表現(xiàn)對應(yīng)的可能故障

Tab.4 Possible Faults Associated with Nozzles Performance

檢測開啟噴管與指令噴管比較故障形式 多1個噴管某噴管常開 少1個噴管某噴管常開，某噴管常關(guān) 1對噴管不同某2個噴管接錯 少2個噴管某2個噴管接錯 噴管組合一致無故障

分析表4中檢測開啟噴管與指令噴管比較的各種情況，故障形式和診斷方法如表5所示。

表5 故障診斷方法

Tab.5 Fault Diagnosis Method

真實開啟噴管與指令開啟噴管比較故障形式診斷方法 多1個噴管某噴管常開記多出的噴管編號為n，則n噴管常開 少1個噴管某噴管常開某噴管常關(guān)記錄缺少的噴管編號為n，關(guān)閉所有噴管，如果此時無力矩輸出則n噴管常關(guān)；若有力矩輸出，記錄該力矩輸出對應(yīng)的噴管編號m，則m噴管常開 1對噴管不同某2個噴管極性接錯記錄不同的一對噴管編號n、m，則n噴管和m噴管接錯 少2個噴管某2個噴管極性接錯記錄缺少的2個噴管n、m，僅開啟n噴管，若此時輸出力矩對應(yīng)的噴管不為n，記為n＇，則n噴管與n＇噴管接錯；若此時輸出力矩對應(yīng)噴管為n，則m噴管與n噴管對面的噴管接錯。 噴管組合一致無故障無

需要注意的是診斷邏輯的推導(dǎo)前提是噴管故障只發(fā)生1種，因此該診斷方式只適用于只發(fā)生1種故障的情形，不能適用于多種故障同時發(fā)生。

5 仿真驗證

5.1 仿真條件設(shè)置

5.2 查表法仿真結(jié)果

共進(jìn)行了869次仿真，故障全部正確診斷，故障診斷成功率為100%，其中故障檢測平均耗時0.2007 s，故障診斷平均用時為0.5673 s，故障檢測和診斷全過程的平均用時為0.7680 s。其中故障診斷環(huán)節(jié)用時最少為0.225 s，用時最長為1.325 s。

5.3 改進(jìn)的查表法仿真結(jié)果

共進(jìn)行了2200次仿真，其中有13次未能診斷出故障，2187次成功診斷測出故障，診斷成功率為99.41%，診斷成功的情況下，故障檢測平均用時為0.1894 s，故障診斷平均用時為0.3214 s，故障檢測和診斷全過程的平均用時為0.5108 s。其中故障診斷環(huán)節(jié)用時最少為0.225 s，用時最長為0.425 s。與前面未改進(jìn)的查表法對比可知該方法在故障診斷環(huán)節(jié)將最長用時縮短了0.9 s，將故障診斷的平均用時縮短了0.2459 s，效果顯著，但有不大于1%的失敗率。

仿真結(jié)果顯示失敗的情況有13個，失敗率為0.59%，分析這13個診斷失敗的情況，發(fā)現(xiàn)其表現(xiàn)都是將某故障錯誤判斷為無故障，經(jīng)分析，導(dǎo)致診斷失敗的原因是不能正確得到故障發(fā)生時對應(yīng)的力矩指令。因為故障發(fā)生時的力矩指令不能直接獲得，只能人為提取故障檢測出來時刻之前的某一時刻的力矩指令作為故障發(fā)生時的力矩指令，而一些情況下這并非故障發(fā)生時的力矩指令，因此該指令并不能使故障凸顯，導(dǎo)致診斷算法判斷為無故障。

對于這種由于不能正確提取故障發(fā)生時的力矩指令而導(dǎo)致的故障診斷錯誤的情況，其改進(jìn)的思路有兩種：a）設(shè)計性能良好的跟蹤微分器，使所提取的微分信號與真實的微分信號時延盡可能的短，提高故障發(fā)生時提取力矩指令的正確率；b）考慮到出現(xiàn)這種錯誤的概率比較低，可以在故障診斷錯誤時將診斷方法切換為改進(jìn)前的查表法進(jìn)行第2次診斷，以較長的時間代價保證第2次檢測的正確性。

6 結(jié)束語

本文將飛行器飛行過程中常見的姿控噴管故障模式由噴管常開或常關(guān)擴(kuò)展為極性接錯、噴管常開、噴管常關(guān)3種故障模式，提出了進(jìn)行姿控噴管故障診斷的查表法及其改進(jìn)查表方法，通過仿真驗證了所提方法能快速診斷故障和確定故障位置及形式，且準(zhǔn)確率高，并具有較好的工程應(yīng)用價值。

[1] 李學(xué)峰. 運載火箭智慧控制系統(tǒng)技術(shù)研究[J]. 宇航總體技術(shù), 2018, 2(2): 43-48.

Li Xuefeng. Research on GNC system of new generation intelligent launch vehicle[J]. Astronautical Systems Engineering Technology, 2018, 2(2): 43-48.

[2] 李樂堯. 高超聲速飛行器的故障診斷與容錯控制技術(shù)研究[D]. 西安: 西北工業(yè)大學(xué), 2015.

Li Leyao. Research on fault diagnosis and fault-tolerant control of hypersonic vehicles[D]. Xi′an: Northwestern Polytechnical University, 2015.

[3] 程堂明, 等. 運載火箭伺服機(jī)構(gòu)故障檢測與診斷的擴(kuò)展多模型自適應(yīng)方法[J]. 國防科技大學(xué)學(xué)報, 2017, 39(5): 80-89.

Cheng Tangming, et al. Extended multiple model adaptive method for fault detection and diagnosis of launch vehicle’s servo mechanism[J]. Jounal of National University of Defense Technology, 2017, 39(5): 80-89.

[4] 程堂明, 陳宇. 適應(yīng)伺服機(jī)構(gòu)卡死故障的控制指令重分配技術(shù)研究[J]. 導(dǎo)彈與航天運載技術(shù), 2017(1): 50-55.

Cheng Tangming, Chen Yu. Research on reconfigurable control allocation technology under stuck actuator failures[J]. Missiles and Space Vehicles, 2017(1): 50-55.

[5] 吳耿鋒. 快速查表法在實時監(jiān)測中的應(yīng)用[J]. 中國科學(xué)技術(shù)大學(xué)學(xué)報, 1991, 21(1): 57-61.

Wu Gengfeng. Fast table look-up method in real-time detecting[J]. Journal of China University of Science and Technology, 1991, 21(1): 57-61.

[6] 王樂, 羅宇, 王?？? 費敏銳. ToF深度相機(jī)測量誤差校正模型[J]. 系統(tǒng)仿真學(xué)報, 2017(8): 2323-2329.

Wang Le, Luo Yu, Wang Haikuan, Fei Minru. Measurement error correction model of ToF depth camera[J]. Journal of System Simulation, 2017, 29(10): 2323-2329.

[7] 宣耀偉, 等. 基于查表法的架空線電纜混合線路行波故障測距方法[J]. 浙江電力, 2014(8): 15-18.

Xuan Yaowei, et al. A traveling wave fault location method for hybrid transmission lines consisting of power cables and overhead lines based on table lool-up method[J]. Zhejiang Electric Power, 2014(8): 15-18.

[8] Ankersen F. On optimization of spacecraft thruster management function[R]. AIAA-2004-5133, 2004.

[9] Martel F. Optimal simultaneous 6 axis command of a space vehicle with a precomputed thruster selection catalogue table[J]. AAS, 2003(8): 1363-1375.

[10] Wang M, Xie Y C. Design of the optimal thruster combinations table for the real time control allocation of spacecraft thrusters[C]. Shanghai: the 48th IEEE Conference on Decision and Control, 2009.

[11] 王瑩, 等. 末制導(dǎo)環(huán)境下余數(shù)查表法的優(yōu)化設(shè)計[J]. 現(xiàn)代防御技術(shù), 2010, 38(6): 102-107.

Wang Ying, et al. Optimization design of residues’ difference look-up table method on the condition of terminal guidance[J]. Modern Defence Technology, 2010, 38(6): 102-107.

[12] 黃世璋, 等. 超臨界壓力下碳?xì)淙剂狭呀馀c流動傳熱模擬的快速算法[J]. 航空學(xué)報, 2018, 39(4): 121650.

Huang Shizhang, et al. A fast algorithm for simulating hydrocarbon fuel heat transfer with endothermix pyrolysis under supercritical pressures[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2018, 39(4): 121650.

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

張 凱（1992-），男，博士研究生，主要研究方向為飛行器姿控設(shè)計。

楊小龍（1967-），男，博士，研究員，主要研究方向為飛行器總體設(shè)計。

鐘 震（1981-），男，博士，高級工程師，主要研究方向為飛行器姿控設(shè)計。