亚轨道飞行器上升段故障模式分析与仿真

李新国, 王文虎, 王晨曦

(1.西北工业大学 航天学院, 陕西 西安 710072;2.航天运载系统仿真实验室, 陕西 西安 710072)

0 引言

亚轨道飞行器(SRLV)属于可重复使用运载器(RLV)的一种。对于RLV,为了提高任务的安全性与可靠性,必须要考虑故障情况下的应急返回能力。而故障仿真是应急返回能力分析的前提,可为故障下应急制导方法研究提供依据。文献[1-3]分别针对传统运载火箭以及导弹的典型故障进行了仿真分析,由于亚轨道飞行器尚处于初步研究阶段,国内外关于SRLV故障仿真的文献较少。本文在收集整理传统一次性运载火箭以及航天飞机常见故障的基础上,归纳总结了亚轨道飞行器可能存在的故障模式。针对亚轨道飞行器上升段典型故障模式(推力损失情况),利用西北工业大学空天飞行器实验室开发的OpenFlight仿真平台进行了故障仿真,分析了推力损失对SRLV上升段飞行轨迹的影响,为后续应急返回制导研究和应急返回能力分析提供了参考。

1 亚轨道飞行器故障模式

对于亚轨道飞行器而言,可以参照传统一次性运载火箭以及航天飞机故障模式进行研究。航天器是一个极其复杂的系统,各种航天器故障千差万别,起因繁杂,对各类故障的分析、研究有助于掌握各种故障的特征以确定故障的类型、性质及产生的原因,以便采取相应的应急补救措施,增加飞行任务的安全性[4]。

由于飞行中故障种类繁多,下面按照故障危害程度、故障部件所属系统以及故障的表现形式等3个方面分类阐述。

(1)按故障危害程度分类

按故障的危害程度可分为小故障、较大故障、严重故障和灾难性故障4个级别[5]。故障危害程度的不同会对任务造成不同的影响。小故障对于飞行性能以及乘员安全没有影响,或者通过冗余设计、可重构技术等手段将故障影响降低或消除,使得在保证飞行器安全返回的同时能够继续完成预定任务。较大故障情况下飞行器无法完成预定任务,但飞行器及机组人员能够完好无损地安全返回预设或备用着陆场。严重故障下只能保证乘员或重要设备的安全。灾难性故障下飞行任务宣告失败,导致飞行器坠毁或引爆(无人飞行器)。值得一提的是,其危害程度不仅与故障本身相关,还与故障发生时间、可用应急着陆场位置等有关。

(2)按故障部件所属系统分类

亚轨道飞行器主要由推进系统、制导控制系统、结构系统、分离系统、着陆系统等分系统组成。各分系统主要故障模式如表1所示[6]。在众多故障模式中,以推进系统故障最为常见,这与其工作条件如高温、高压、高振动或低温、介质腐蚀效应有着密切关系。欧洲太空局关于可重复使用运载器的一项可靠性研究表明,90%以上的故障与推进系统有关[7]。

表1 各分系统主要故障模式Table 1 Main failure modes of subsystems

(3)按故障的表现形式分类

若研究范围仅限于故障下制导与控制技术方面,研究故障的表现形式比着眼于具体零部件的故障更具有实际意义。从制导控制领域相关文献来看,主要研究集中在推进系统故障以及气动舵面故障下的制导控制问题。表2给出了这两方面相应的几种典型故障模式以及产生故障的原因。

表2 典型故障模式及产生原因Table 2 Typical failure modes and causes

2 推力损失下SRLV上升段故障 仿真

由于篇幅有限,同时考虑到推进系统故障的重要性,本文只针对亚轨道飞行器上升段典型故障模式推力损失情况,利用OpenFlight仿真平台进行了仿真分析。鉴于亚轨道飞行器上升段大多处于大气飞行段,为减小飞行器所受载荷,确保飞行安全,仿真中采用开环制导,尽管闭环制导对推力故障有适应能力,但可能会导致飞行载荷的增大。

从故障机理来看,导致发动机推力损失的原因可能有很多种,这里只考虑其中的两种情况:第一种情况为由于某些故障使得燃烧效率降低,影响有效排气速度,从而导致发动机推力损失,这种情况下秒流量不会变化,但推力会变小;第二种情况为涡轮泵或阀门故障导致发动机推力损失,这种情况下推力随秒流量的减小而减小。

下面给出了推力损失故障下不同故障时刻的仿真结果,并与正常飞行情况进行了比较。正常飞行时,关机点参数:关机时间157.4 s;高度hK=59.58 km;速度VK=2 914.1 m/s;弹道倾角θK=16.9°。为保证返回过程中质心稳定以及起落架对着陆质量的要求,制导采用耗尽关机方案。仿真结果如图1和图2所示。

(1)Case 1:燃烧效率降低导致推力损失

考虑到燃烧效率降低对推力的影响不会特别大,下面只对推力损失10%的情况进行了仿真。

由图1(b)～图1(c)可以看出,与正常飞行情况相比,故障下亚轨道飞行器关机时刻不变,关机高度、速度均有所下降,发生故障时刻越早,关机点高度、速度下降越厉害。30 s时发生故障,关机高度降为49.8 km,关机速度降为2498.8 m/s。从图1(d)～图1(f)可以看出,故障下迎角比正常飞行情况有所增加,发生故障时刻越早,迎角增加幅度越大,30 s时发生故障,飞行迎角增加约1°左右。故障发生后,前半段动压比正常飞行动压要小,后半段动压比正常飞行要大,动压的差值与故障发生时刻有关,发生故障时刻越早,动压差值越大。造成故障下这种动压变化的原因是由于在故障发生初期,飞行器加速能力降低,必然会导致同一时刻飞行速度比正常情况要小,而此时高度降低不太显著,从而使得动压比正常情况要小,随着飞行时间的增加,飞行高度与正常飞行相比降得很厉害,从而使得动压比正常情况要大。同时从图1(e)可以看出,若故障发生较早(30 s),可能会导致最大动压区后移,但最大动压值会减小。而从图1(f)可以看出,最大动压值的减小并不能保证|qα|一定比正常飞行要小,由于迎角比正常飞行情况有所增加使得故障下|qα|比正常飞行情况要大。因此,进行故障下轨迹重构时,要注意对迎角加以限制,以免使得|qα|超过弯矩约束值。

图1 Case 1故障下仿真结果Fig.1 Simulation results for Case 1

图2 Case 2故障下仿真结果Fig.2 Simulation results for Case 2

(2)Case 2:涡轮泵或阀门故障导致推力损失

从液体火箭发动机实际故障情况来看,一般只可能是负责氧化剂或者燃烧剂输送的其中一个涡轮泵或者阀门发生故障,两者同时发生故障的概率很小,因此故障下发动机推力与秒流量不一定是按比例减小。为了简化问题,假定推力与秒流量按同样的比例减小,并对推力损失30%的情况进行了仿真。

从仿真结果可以看出,与Case 1推力损失故障模式不同,由于故障下秒流量的减小使得有动力飞行时间变长,关机时刻后移。关机速度、弹道倾角均比正常飞行有所下降。而关机高度则与故障发生时间有关,若故障发生较晚(80 s,120 s),由于飞行时间变长,关机高度比正常飞行时有所增加;若故障发生较早(30 s),由于速度损失比飞行时间变长对高度的影响更大,关机高度比正常飞行时要小。图2(d)～图2(f)表明,故障下迎角、动压以及qα变化趋势与第一种推力损失故障模式相同,只不过变化幅度更大。可以看出,故障下飞行后半段|qα|比正常飞行情况要大得多,因此在飞行轨迹设计时,若故障发生时刻较早,为了保证满足弯矩约束,飞行后半段不宜采用大迎角飞行。

3 结束语

本文在分析整理运载火箭以及航天飞机常见故障的基础上,归纳总结了亚轨道飞行器可能存在的故障模式。通过SRLV发动机推力损失情况下上升段故障仿真,分析了推力损失对飞行轨迹的影响。仿真结果表明，推力损失会导致SRLV关机点速度降低,也即能量降低,但关机高度则可能会增加;推力损失会导致加速能力下降,从而使得最大动压区后移,并且故障发生越早,qα的最大值越大。因此,在发动机推力损失特别是故障发生时刻较早的情况下,在应急飞行程序重构时,应根据动压变化情况来设计迎角剖面,以满足弯矩约束条件。

参考文献：

[1] 程龙,蔡远文,穆利军,等.基于MATLAB/Simulink的火箭飞行故障仿真[J].兵工自动化,2008,27(9):8-11.

[2] 胡珊.载人运载火箭主动段故障检测技术研究[D].西安:西北工业大学,2005.

[3] 傅维贤,张婕,卢凤翎.导弹姿态控制系统故障的数学仿真[J].战术导弹技术,2001,(2):58-61.

[4] 张宗美,翟彬,张国瑞.航天故障手册[M].北京:宇航出版社,1994:10-12.

[5] Mayrhofer M,Costa O Da,Sachs G.Mission abort trajectories of orbital stage with maximum longitu dinal and lateral ranges[R].AIAA-2003-7078,2003.

[6] 童斌.载人飞船故障模式与对策研究[D].北京:北京航空航天大学,2002.