李新國(guó), 王文虎, 王晨曦

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院, 陜西 西安 710072;2.航天運(yùn)載系統(tǒng)仿真實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710072)

0 引言

亞軌道飛行器(SRLV)屬于可重復(fù)使用運(yùn)載器(RLV)的一種。對(duì)于RLV,為了提高任務(wù)的安全性與可靠性,必須要考慮故障情況下的應(yīng)急返回能力。而故障仿真是應(yīng)急返回能力分析的前提,可為故障下應(yīng)急制導(dǎo)方法研究提供依據(jù)。文獻(xiàn)[1-3]分別針對(duì)傳統(tǒng)運(yùn)載火箭以及導(dǎo)彈的典型故障進(jìn)行了仿真分析,由于亞軌道飛行器尚處于初步研究階段,國(guó)內(nèi)外關(guān)于SRLV故障仿真的文獻(xiàn)較少。本文在收集整理傳統(tǒng)一次性運(yùn)載火箭以及航天飛機(jī)常見(jiàn)故障的基礎(chǔ)上,歸納總結(jié)了亞軌道飛行器可能存在的故障模式。針對(duì)亞軌道飛行器上升段典型故障模式(推力損失情況),利用西北工業(yè)大學(xué)空天飛行器實(shí)驗(yàn)室開(kāi)發(fā)的OpenFlight仿真平臺(tái)進(jìn)行了故障仿真,分析了推力損失對(duì)SRLV上升段飛行軌跡的影響,為后續(xù)應(yīng)急返回制導(dǎo)研究和應(yīng)急返回能力分析提供了參考。

1 亞軌道飛行器故障模式

對(duì)于亞軌道飛行器而言,可以參照傳統(tǒng)一次性運(yùn)載火箭以及航天飛機(jī)故障模式進(jìn)行研究。航天器是一個(gè)極其復(fù)雜的系統(tǒng),各種航天器故障千差萬(wàn)別,起因繁雜,對(duì)各類(lèi)故障的分析、研究有助于掌握各種故障的特征以確定故障的類(lèi)型、性質(zhì)及產(chǎn)生的原因,以便采取相應(yīng)的應(yīng)急補(bǔ)救措施,增加飛行任務(wù)的安全性[4]。

由于飛行中故障種類(lèi)繁多,下面按照故障危害程度、故障部件所屬系統(tǒng)以及故障的表現(xiàn)形式等3個(gè)方面分類(lèi)闡述。

(1)按故障危害程度分類(lèi)

按故障的危害程度可分為小故障、較大故障、嚴(yán)重故障和災(zāi)難性故障4個(gè)級(jí)別[5]。故障危害程度的不同會(huì)對(duì)任務(wù)造成不同的影響。小故障對(duì)于飛行性能以及乘員安全沒(méi)有影響,或者通過(guò)冗余設(shè)計(jì)、可重構(gòu)技術(shù)等手段將故障影響降低或消除,使得在保證飛行器安全返回的同時(shí)能夠繼續(xù)完成預(yù)定任務(wù)。較大故障情況下飛行器無(wú)法完成預(yù)定任務(wù),但飛行器及機(jī)組人員能夠完好無(wú)損地安全返回預(yù)設(shè)或備用著陸場(chǎng)。嚴(yán)重故障下只能保證乘員或重要設(shè)備的安全。災(zāi)難性故障下飛行任務(wù)宣告失敗,導(dǎo)致飛行器墜毀或引爆(無(wú)人飛行器)。值得一提的是,其危害程度不僅與故障本身相關(guān),還與故障發(fā)生時(shí)間、可用應(yīng)急著陸場(chǎng)位置等有關(guān)。

(2)按故障部件所屬系統(tǒng)分類(lèi)

亞軌道飛行器主要由推進(jìn)系統(tǒng)、制導(dǎo)控制系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)系統(tǒng)、分離系統(tǒng)、著陸系統(tǒng)等分系統(tǒng)組成。各分系統(tǒng)主要故障模式如表1所示[6]。在眾多故障模式中,以推進(jìn)系統(tǒng)故障最為常見(jiàn),這與其工作條件如高溫、高壓、高振動(dòng)或低溫、介質(zhì)腐蝕效應(yīng)有著密切關(guān)系。歐洲太空局關(guān)于可重復(fù)使用運(yùn)載器的一項(xiàng)可靠性研究表明,90%以上的故障與推進(jìn)系統(tǒng)有關(guān)[7]。

表1 各分系統(tǒng)主要故障模式Table 1 Main failure modes of subsystems

(3)按故障的表現(xiàn)形式分類(lèi)

若研究范圍僅限于故障下制導(dǎo)與控制技術(shù)方面,研究故障的表現(xiàn)形式比著眼于具體零部件的故障更具有實(shí)際意義。從制導(dǎo)控制領(lǐng)域相關(guān)文獻(xiàn)來(lái)看,主要研究集中在推進(jìn)系統(tǒng)故障以及氣動(dòng)舵面故障下的制導(dǎo)控制問(wèn)題。表2給出了這兩方面相應(yīng)的幾種典型故障模式以及產(chǎn)生故障的原因。

表2 典型故障模式及產(chǎn)生原因Table 2 Typical failure modes and causes

2 推力損失下SRLV上升段故障 仿真

由于篇幅有限,同時(shí)考慮到推進(jìn)系統(tǒng)故障的重要性,本文只針對(duì)亞軌道飛行器上升段典型故障模式推力損失情況,利用OpenFlight仿真平臺(tái)進(jìn)行了仿真分析。鑒于亞軌道飛行器上升段大多處于大氣飛行段,為減小飛行器所受載荷,確保飛行安全,仿真中采用開(kāi)環(huán)制導(dǎo),盡管閉環(huán)制導(dǎo)對(duì)推力故障有適應(yīng)能力,但可能會(huì)導(dǎo)致飛行載荷的增大。

從故障機(jī)理來(lái)看,導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力損失的原因可能有很多種,這里只考慮其中的兩種情況:第一種情況為由于某些故障使得燃燒效率降低,影響有效排氣速度,從而導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力損失,這種情況下秒流量不會(huì)變化,但推力會(huì)變小;第二種情況為渦輪泵或閥門(mén)故障導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力損失,這種情況下推力隨秒流量的減小而減小。

下面給出了推力損失故障下不同故障時(shí)刻的仿真結(jié)果,并與正常飛行情況進(jìn)行了比較。正常飛行時(shí),關(guān)機(jī)點(diǎn)參數(shù):關(guān)機(jī)時(shí)間157.4 s;高度hK=59.58 km;速度VK=2 914.1 m/s;彈道傾角θK=16.9°。為保證返回過(guò)程中質(zhì)心穩(wěn)定以及起落架對(duì)著陸質(zhì)量的要求,制導(dǎo)采用耗盡關(guān)機(jī)方案。仿真結(jié)果如圖1和圖2所示。

(1)Case 1:燃燒效率降低導(dǎo)致推力損失

考慮到燃燒效率降低對(duì)推力的影響不會(huì)特別大,下面只對(duì)推力損失10%的情況進(jìn)行了仿真。

由圖1(b)～圖1(c)可以看出,與正常飛行情況相比,故障下亞軌道飛行器關(guān)機(jī)時(shí)刻不變,關(guān)機(jī)高度、速度均有所下降,發(fā)生故障時(shí)刻越早,關(guān)機(jī)點(diǎn)高度、速度下降越厲害。30 s時(shí)發(fā)生故障,關(guān)機(jī)高度降為49.8 km,關(guān)機(jī)速度降為2498.8 m/s。從圖1(d)～圖1(f)可以看出,故障下迎角比正常飛行情況有所增加,發(fā)生故障時(shí)刻越早,迎角增加幅度越大,30 s時(shí)發(fā)生故障,飛行迎角增加約1°左右。故障發(fā)生后,前半段動(dòng)壓比正常飛行動(dòng)壓要小,后半段動(dòng)壓比正常飛行要大,動(dòng)壓的差值與故障發(fā)生時(shí)刻有關(guān),發(fā)生故障時(shí)刻越早,動(dòng)壓差值越大。造成故障下這種動(dòng)壓變化的原因是由于在故障發(fā)生初期,飛行器加速能力降低,必然會(huì)導(dǎo)致同一時(shí)刻飛行速度比正常情況要小,而此時(shí)高度降低不太顯著,從而使得動(dòng)壓比正常情況要小,隨著飛行時(shí)間的增加,飛行高度與正常飛行相比降得很厲害,從而使得動(dòng)壓比正常情況要大。同時(shí)從圖1(e)可以看出,若故障發(fā)生較早(30 s),可能會(huì)導(dǎo)致最大動(dòng)壓區(qū)后移,但最大動(dòng)壓值會(huì)減小。而從圖1(f)可以看出,最大動(dòng)壓值的減小并不能保證|qα|一定比正常飛行要小,由于迎角比正常飛行情況有所增加使得故障下|qα|比正常飛行情況要大。因此,進(jìn)行故障下軌跡重構(gòu)時(shí),要注意對(duì)迎角加以限制,以免使得|qα|超過(guò)彎矩約束值。

圖1 Case 1故障下仿真結(jié)果Fig.1 Simulation results for Case 1

圖2 Case 2故障下仿真結(jié)果Fig.2 Simulation results for Case 2

(2)Case 2:渦輪泵或閥門(mén)故障導(dǎo)致推力損失

從液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際故障情況來(lái)看,一般只可能是負(fù)責(zé)氧化劑或者燃燒劑輸送的其中一個(gè)渦輪泵或者閥門(mén)發(fā)生故障,兩者同時(shí)發(fā)生故障的概率很小,因此故障下發(fā)動(dòng)機(jī)推力與秒流量不一定是按比例減小。為了簡(jiǎn)化問(wèn)題,假定推力與秒流量按同樣的比例減小,并對(duì)推力損失30%的情況進(jìn)行了仿真。

從仿真結(jié)果可以看出,與Case 1推力損失故障模式不同,由于故障下秒流量的減小使得有動(dòng)力飛行時(shí)間變長(zhǎng),關(guān)機(jī)時(shí)刻后移。關(guān)機(jī)速度、彈道傾角均比正常飛行有所下降。而關(guān)機(jī)高度則與故障發(fā)生時(shí)間有關(guān),若故障發(fā)生較晚(80 s,120 s),由于飛行時(shí)間變長(zhǎng),關(guān)機(jī)高度比正常飛行時(shí)有所增加;若故障發(fā)生較早(30 s),由于速度損失比飛行時(shí)間變長(zhǎng)對(duì)高度的影響更大,關(guān)機(jī)高度比正常飛行時(shí)要小。圖2(d)～圖2(f)表明,故障下迎角、動(dòng)壓以及qα變化趨勢(shì)與第一種推力損失故障模式相同,只不過(guò)變化幅度更大?？梢钥闯?故障下飛行后半段|qα|比正常飛行情況要大得多,因此在飛行軌跡設(shè)計(jì)時(shí),若故障發(fā)生時(shí)刻較早,為了保證滿(mǎn)足彎矩約束,飛行后半段不宜采用大迎角飛行。

3 結(jié)束語(yǔ)

本文在分析整理運(yùn)載火箭以及航天飛機(jī)常見(jiàn)故障的基礎(chǔ)上,歸納總結(jié)了亞軌道飛行器可能存在的故障模式。通過(guò)SRLV發(fā)動(dòng)機(jī)推力損失情況下上升段故障仿真,分析了推力損失對(duì)飛行軌跡的影響。仿真結(jié)果表明，推力損失會(huì)導(dǎo)致SRLV關(guān)機(jī)點(diǎn)速度降低,也即能量降低,但關(guān)機(jī)高度則可能會(huì)增加;推力損失會(huì)導(dǎo)致加速能力下降,從而使得最大動(dòng)壓區(qū)后移,并且故障發(fā)生越早,qα的最大值越大。因此,在發(fā)動(dòng)機(jī)推力損失特別是故障發(fā)生時(shí)刻較早的情況下,在應(yīng)急飛行程序重構(gòu)時(shí),應(yīng)根據(jù)動(dòng)壓變化情況來(lái)設(shè)計(jì)迎角剖面,以滿(mǎn)足彎矩約束條件。

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