一种大推力液体火箭故障重构控制方法技术

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。本发明专利技术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。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及，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。
技术介绍
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。 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。 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。《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。《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。《ReconfigurableControlDesignfortheFullX_33FlightEnvelope》文献是 针对空气舵进行冗余设计。《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。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：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 。 本专利技术的技术解决方案是：： 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) ? 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，S@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，指向本文档来自技高网...

【技术保护点】
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δxji(i＝1,2,3,4)和δzti(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δxj1、δxj2、δxj3、δxj4、δzt5(9)、δzt6(10)、δzt7(11)、δzt8(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′xj1、δ′xj2、δ′xj3、δ′xj4、δ′zt5(9)、δ′zt6(10)、δ′zt7(11)、δ′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δ‾xj4=δxj4+n-m2mn+m+nΔδxj2δ‾zt6(10)=δzt6(10)-m+n+22m+m+nΔδxj2δ‾zt8(12)=δzt8(12)+n-m2mn+m+nΔδxj2]]>如果发动机组4发生故障时，故障重构控制律为δ‾xj2=δxj2+n-m2mn+m+nΔδxj4δ‾zt6(10)=δzt6(10)+n-m2mn+m+nΔδxj4δ‾zt8(12)=δzt8(12)-m+n+22mn+m+nΔδxj4]]>如果发动机组6故障时，故障重构控制律为δ‾xj2=δxj2-2mn+m+nm+n+2Δδzt6(10)δ‾xj4=δxj4+m-nm+n+2Δδzt6(10)δ‾zt8(12)=δzt8(12)+m-nm+n+2Δδzt6(10)]]>如果发动机组8故障时，故障重构控制律为δ‾xj2=δxj2+m-nm+n+2Δδzt8(12)δ‾xj4=δxj4-2mn+m+nm+n+2Δδzt8(12)δ‾zt6(10)=δzt6(10)+m-nm+n+2Δδzt8(12)]]>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δ‾zt6(10)=δzt6(10)+12mn[-(m+n)Δδxj2+(n-m)Δδxj4]δ‾zt8(12)=δzt8(12)+12mn[(n-m)Δδxj2-(m+n)Δδxj4]]]>如果发动机组2、发动机组6发生故障，故障重构控制律为δ‾xj4=δxj4+1m-n[-(m+n)Δδxj2-2mnΔδzt6(10)]δ‾zt8(12)=δzt8(12)+1m-n[2...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：李扬，张普卓，王俊峰，焉宁，张烽，李烁，高朝辉，吴胜宝，
申请(专利权)人：中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京;11