1、2023年第1期 导 弹 与 航 天 运 载 技 术（中英文）No.1 2023 总第392期 MISSILES AND SPACE VEHICLES Sum No.392 收稿日期：2019-10-28；修回日期：2020-02-20 文章编号：2097-1974(2023)01-0069-06 DOI：10.7654/j.issn.2097-1974.20230114 基于查表法的姿控喷管故障诊断 张 凯，杨小龙，钟 震（北京宇航系统工程研究所，北京，100076）摘要：针对航天飞行器姿控喷管故障的诊断问题，考虑姿控喷管开关组合与飞行器姿控力矩的关系，提出了姿控喷管故障诊断的查表法及其改进
2、查表方法两种查表法诊断喷管故障，经仿真验证，所提方法能够快速诊断故障和确定故障位置及形式，且准确率高，并具有较好的工程应用价值。关键词：查表法；故障诊断；姿控喷管 中图分类号：V448 文献标识码：A 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)Abstract:Aiming at
3、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 pro
4、posed method has high accuracy and fast detection speed.Key words:table look-up method;fault diagnosis;attitude control nozzles 0 引 言 故障检测指当系统发生故障时，能够准确辨别出有故障发生，故障诊断是指在确认发生故障的前提下判定故障的大小、确定故障的类型。航天飞行器具有重要的经济价值和战略价值，其设计要求具有极高的可靠性，具有容错控制能力的姿控系统是高可靠性的重要保障。实际飞行结果表明，具有复杂管路结构的姿控喷管的故障率较高，其中喷管极性直接决定了火箭姿态能否稳定
5、，且喷管的极性错误无法通过冗余容错策略来包容1，往往成为影响飞行试验精度甚至成败的重要环节，因此对航天飞行器姿控喷管进行故障检测和故障诊断对于制定相应的容错方案具有积极意义。故障诊断方法一般包括基于模型的故障诊断、基于信号的故障诊断和基于知识的故障诊断2，并已被广泛用于工程技术的各个领域。然而，现有成果多集中于姿控系统的执行伺服机构的故障检测、诊 断3,4，关于航天飞行器姿控喷管故障诊断则相对较少。张亚婷等提出了姿控喷管的故障诊断方法，即通过设计观测器，对比观测器输出信号和真实信号的残差，从而判定故障是否发生，属于基于模型的故障诊断。本文设计了观测器观测残差，通过判断残差信号是否超过阈值来检测
6、故障，将观测器估计误差与控制效果估计值结合，进行故障模式的定位与识别。该方法假设故障种类为常开、常关、极性正负接反，未考虑不同通道喷管极性接错的情形。查表法通常指从存储于计算机的函数表中，查找对应于一个自变量的函数值的过程5。查表法需要一定的先验信息，原理不复杂，运行速度快，已经在计算机科学、电路检测和航空航天等多个领域成功应用。王乐提出了利用查表法和三次样条插值相结合的方法对 ToF 深度相机的原始数据进行补偿，修正成像畸变，提高成像质量6；宣耀伟7提出了基于查表法的架空线电缆混合线路行波故障测距方法，适用于现场设备运行，提高了运算速度，具有较高的测距精度；欧空局在研发自动转移飞行器（Aut
7、omatic Transfer of Vehicle，ATV）时提出了航天器的推力器指令分配最优查表 法810，具有推力器使用效率高，计算速度快，控制能力强等诸多优点，能更好地适用于推力器配置复杂的情况；王莹优化了余数查表法，提高了导弹末制导性能11；黄世璋采用三维物性库查表算法计算裂解反应混合物的热物性，提出准确预测超燃冲压发动机冷却通道中燃料的裂解特性的快速算法，在保证精度的 导 弹 与 航 天 运 载 技 术（中英文）2023年 70 前提下，计算效率提高了 20 倍12。查表法在多个领域中成功应用，但尚未见到其在航天器故障诊断方面的公开文献。根据航天飞行器易发生的故障模式，本文将姿控喷
8、管故障划分为极性接错（包含极性接反及不同通道喷管极性接错）、喷管常开、喷管常关 3 种故障模式，未考虑推力下降的情形。采用跟踪微分器技术，在正确检测故障发生的前提下，分析了不同类型故障发生时的跟踪微分信号特点，提出了 2 种查表法进行故障诊断，通过仿真证明了所提出方法的有效性。1 研究对象模型 本文的研究目的为识别航天飞行器模型（模型参数为非真实参数，但不影响其对本文所提出方法验证的可参考性）空间飞行段的姿控喷管故障。不失一般性，设姿控喷管布局尾部视图见图 1，该模型为刚体，P1P6为姿控喷管，安装在飞行器尾部，单个喷管推力为 100 N，P1、P6，P3、P4控制俯仰通道和滚转通道；P2、P
9、5控制偏航通道。相关姿控动力系统性能参数如表 1 所示。图1 模型喷管布局 Fig.1 Layout of Attitude Control Nozzle 表1 姿控性能参数 Tab.1 Performance Parameter of Attitude Control Dynamics 项目 性能参数 喷管最大推力偏差 10%最短工作时间/s 0.04 最短间隔时间/s 0.04 热启动加速性 0.1s（80%）热关闭减速性 0.1s（20%）推力线横移/mm 2 推力线偏斜/()10 转动惯量矩阵/(kgm2)diag(60,1600,1600)转动惯量误差 7%俯仰、偏航通道力臂长度/m
10、m 2000 滚转通道力臂长度/mm 500 质心安装位置的误差限/mm 30(x)，5(y，z)姿控喷管延时/ms 515 喷管推力用一阶环节加延时环节模拟，表示如下，其中延时环节的延时时间和一阶环节的时间常数满足热启动加速性和热关闭减速性的要求。0.01e0.0561ss+（1）2 跟踪微分器设计 本文设计了跟踪微分器，通过跟踪航天器的角速度信号得到角加速度信号。下面以x轴为例，设计跟踪微分器跟踪x，得到x?，跟踪微分器设计如下（其余 2 个轴可按同理进行设计）：122221sgn2xxxxxx xxrxr=-+?（2）式中 1xx=?，其原理为对二阶系统设计最速控制律，当“位置”1x跟踪
11、上x时便可认为“速度”2x跟踪上x?。此处可调节的参数为“加速度”xr，可以根据姿控喷管的加速、减速特性确定一个合适的xr。实际使用的跟踪微分器为其离散形式，离散系统中从非零初值到达原点的最速控制综合函数记为()han12,ufx x r h=（3）展开如下，h为离散步长：()()()()()()()()()()()2021012010sg2sghansgsg8sgn/2,1,sgn1,drhahxyxaad dyaayadaay fy dafy dafrfa drafa dd=+=+=+-=+-=-（4）其中，()()()()sg,sgnsgn/2fx dxdxd=+-（5）以x轴为例，用1
12、xx-替代1x，则得到离散化的跟踪微分器：()()()()()()han1211222h,11hxffxx r hx kx khxkxkxkh f=-+=+=+（6）如果输入信号被噪声污染，那么跟踪微分器输出的 微 分 信 号 将 会 放 大 噪 声，但 是 如 果 将()hhan12,ffx x r h=中的h改为独立于步长h的新变量0h，将其取为适当大于步长的参数，就可以抑制微分器对噪声的放大。为保证噪声较小且跟踪微分信号与真实微分信号的延时可以补偿，本文采用串联低通滤波器的方法。张 凯等 基于查表法的姿控喷管故障诊断 71第1期 首先选取合适的0h和比较大的r值，此时跟踪微分器输出的信号
13、噪声很大，但对于大的微分信号和小的微分信号的延时都很小，所以可以忽略两种延时的不一致；然后将这一信号通过低通滤波器，获得滤除噪声后的微分信号，低通滤波器会使信号产生一个一致的延时，跟踪微分器的延时远小于滤波器的延时，因此可以忽略微分器的延时，只补偿低通滤波器的延时就可以达到延时补偿的目的。低通滤波器的设计可以采用一阶环节或二阶环节等。小时间常数的一阶环节可近似为延时环节，有：1e1TsTs-+（7）由模型参数可知，姿控喷管最短工作时间为 0.04 s，因此角加速度增大、减小的最短周期为 0.08 s，因此如果带宽达到 1/0.08278.5 便可以达到要求，实际的带宽选择可参考此值并根据噪声的
14、特性来考虑，如果低通滤波器为二阶环节，可将其等效为 2 个串联的一阶环节，并根据式（7）计算低通滤波器造成的延时。跟踪微分器可以得到角加速度的估计信号?，通过下式得到飞行器的估计力矩：=MJ+J?（8）式中 J为标称的转动惯量；?为辨识得到的角加速度；M为辨识得到的力矩；为测量得到的角速度。3 查表法 假设故障只发生一个，同时发生两个及以上的故障是小概率事件，不予考虑。当检测到飞行器发生故障后，最直观的故障诊断方法就是关闭所有喷管，如果全部关闭后某喷管或某两个喷管仍能通过跟踪微分器检测到力矩，则说明对应喷管发生了常开故障，否则就逐个喷管依次打开，每个喷管打开时间为cT，打开下一个喷管时关闭上一
15、个，打开下一个喷管之前检测当前喷管的输出力矩大小，比较每个打开喷管的输出力矩是否与其标称值相符，有 3 种可能情况：a）与标称值相符，说明未发生故障；b）未检测到力矩，说明该喷管发生常关故障；c）产生力矩与标称值不相符，与另一喷管标称力矩相符，说明该喷管与另一喷管极性接错。与标称力矩是否相符可通过表 2 判断，其中“0”表示未检测到明显力矩，“+1”表示检测到该轴的正向力矩，“-1”表示检测到该轴的负向力矩。这是定性表示，实际中可取当力矩超过正向标称值的N%为+1，超过负向标称值N%时为-1，其余取 0。选取N值要考虑避免漏检和误检，由于喷管推力在正常范围内可能会略低于标称值，因此N值不可过高
16、，否则会将正常推力输出判断为无推力输出；因为喷管推力会有后效推力，因此N值也不能太低，否则会将后效推力误判成正常推力。需要在标称推力的最低值和后效推力的最高值之间选取一个中间值作为N值，可以通过仿真确定，本文取N为 40%。将喷管开启时检测到的各轴力矩数值与上表对比则可以确定真实作用的喷管编号。该方法可以诊断除多个喷管发生常开故障情形以外的多个故障。表2 各喷管及对应力矩 Tab.2 Nozzles and Moment 喷管编号 X 轴 Y 轴 Z 轴 1+1 0-1 2 0+1 0 3-1 0+1 4+1 0+1 5 0-1 0 6-1 0-1 4 改进的查表法 每一个力矩指令都对应一种喷管的开关组合，每种喷管的开关组合都对应一种飞行器所受的力矩组合，正常情形下真实输出的力矩组合与控制器发出的力矩指令相符。喷管的故障使喷管不能按照力矩指令进行开关，从而使真实输出的力矩组合与力矩指令不相符，但喷管组合和力矩组合之间固有的对应关系没有改变，如图 2 所示。因此如果能通过测量飞行器所受力矩来反推此时真实的喷管开关组合，并将此喷管组合与无故障时该力矩指令所对应的喷管组合进行对比，则可以确定
