高超聲速飛行器再入容錯制導技術綜述

錢佳淞, 齊瑞云, 姜斌

(南京航空航天大學 自動化學院, 江蘇 南京 210016)

高超聲速飛行器再入容錯制導技術綜述

錢佳淞, 齊瑞云, 姜斌

(南京航空航天大學 自動化學院, 江蘇 南京 210016)

對高超聲速飛行器研制過程中最為關鍵的技術之一——再入容錯制導技術進行了綜述。回顧了高超聲速飛行器容錯制導研究概況;針對高超聲速飛行器產生執行器、傳感器、結構等故障引起氣動參數在內的系統各項參數發生變化,已有的再入制導軌跡已經不能滿足制導要求的問題,進行再入容錯制導方法研究,找到故障情況下最優再入軌跡;介紹了幾種再入容錯制導方法,并對未來技術的發展進行了展望。

高超聲速飛行器; 容錯制導; 故障

0 引言

近年來,隨著人們對太空資源越來越多的開發和利用,對于能夠快速平穩地完成任務的天地往返系統的需求日益迫切。研究表明,天地往返過程中最嚴峻的階段即再入段,因此大氣再入領域被視為廣泛開展空間應用的關鍵,再入制導與控制問題成為航空航天領域的研究熱點[1-2]。對于高超聲速飛行器的再入段,需要在具有極大初始再入動能和勢能條件下,將飛行器平穩安全地導引到既定的能量管理段(TEAM),同時再入過程中需要滿足過載、動壓和熱流率處于允許范圍內,這是高超聲速飛行器再入段制導設計面臨的主要挑戰,也是其區別于其他飛行器的顯著特征[3]。高超聲速飛行器再入段具有跨聲速、多階段、非線性、苛刻約束以及嚴重不確定性等特點[4]。

再入制導技術是高超聲速飛行器研制中的一項關鍵技術,國內外學者對再入制導技術已進行了大量的研究:文獻[5-6]在預測校正算法設計中做了大量的工作,并通過X-33平臺進行飛行測試;文獻[7-8]在再入飛行器動力學建模、再入軌道及制導律設計方面做了大量的研究工作;文獻[9-10]對飛行器制導與控制進行了整體設計,分別從軌跡設計、制導律設計、姿態控制器設計方面進行了研究。

再入段容錯制導與容錯控制是相互聯系相互影響的。在容錯控制方面,文獻[11-13]針對高超聲速飛行器再入姿態控制系統,在執行機構或者傳感器發生卡死、增益損傷及隨機漂移等常見故障的情況下,基于模糊控制、自適應控制、魯棒控制和滑模控制等理論方法設計了多種故障診斷和容錯控制方案,增強了姿控系統的安全性與可靠性。

再入容錯制導技術是針對高超聲速飛行器在再入過程中發生故障時,要求制導與控制系統具有高度的自主容錯能力,以滿足高超聲速飛行器安全平穩抵達能量管理段的需要。因此對再入段容錯制導方法的研究具有實際的應用價值,且對提高飛行器的穩定性與安全性具有重要意義。

1 高超聲速飛行器容錯制導研究概況

美國在高超聲速飛行器研制上起步早、投入大,經過半個多世紀的發展,NASA已經先后研究出DC-XA,X-33,X-34,X-37,X-40,X-43等試驗性空間飛機[1],以及哥倫比亞號、挑戰者號、發現號等已經發射并成功收回的航天飛機。而對于新一代高超聲速飛行器的研制,在安全性等關鍵技術方面提出了更高的要求,研究在發生各種失效故障、異常情況下,如何改變制導律或者軌跡重構,以提升高超聲速飛行器的再入容錯制導能力。本文介紹了部分關于再入容錯制導與控制的研究項目。

1.1 AG&C計劃

先進制導與控制(AG&C)[14-15]計劃是由馬歇爾太空飛行中心(MSFC)從1999年4月至2000年10月研制的一個項目,主要目的是針對美國國家航空航天局(NASA)長遠目標研究制導與控制方法。NASA長遠發展規劃中對高超聲速飛行器的安全性提出了更高的要求,AG&C方法必須對飛行過程中發生的故障及干擾等不確定因素具有適應能力及進行重構任務的容錯能力。AG&C項目的大部分飛行測試在X-33飛行器上實施。

1.2 IAG&C計劃

集成自適應制導與控制(IAG&C)[15]計劃是在AG&C計劃基礎上進行了進一步的技術發展與飛行測試,由美國空軍研究實驗室(AFRL)牽頭主持研究,選用波音公司的X-40A作為飛行測試平臺。IAG&C項目考慮舵面卡死的故障類型,研發控制重構、制導重構、軌跡重塑算法,致力于研究再入系統的重構能力,并在飛行器墜落測試實驗中進行算法驗證。

2 故障類型及故障影響

2.1 故障類型

再入飛行系統可能發生的故障類型主要有以下幾種:

(1)執行器故障。執行器故障即控制舵面故障,一旦舵面發生故障,將會引起飛控系統的各項參數發生變化,影響到飛行器的性能,最終使得其失去控制。舵面故障主要分為:卡死、飽和、松浮、控制效能損失[16]。

(2)傳感器故障。傳感器故障即變量的檢測裝置發生故障,導致實際測量值與真實值存在誤差。傳感器故障可以分為卡死、偏差失效和增益失效,其中偏差還可以分為恒偏差、漂移和精度損傷[11]。

(3)結構故障。結構故障即系統故障,主要由兩種原因造成:一是系統參數發生變化;二是系統狀態發生變化。高超聲速飛行器的發動機及機身、機翼、尾翼和舵面等機體部分受到損傷,使得飛行器氣動特性發生巨大的變化,飛控系統無法正常工作。實際飛行中結構故障大部分是因為飛行器表面疲勞開裂和腐蝕失效導致的。

2.2 故障影響

當高超聲速飛行器發生故障后,將導致升阻力氣動系數發生明顯的變化,從而導致氣動力矩發生偏差,使得再入制導軌跡偏離原來的標稱軌道。因此,進行再入容錯制導研究的關鍵就是對氣動系數的變化模型進行辨識和建模,以及故障信息到制導環的傳遞。文獻[15]針對飛行器X-40A根據檢測到的氣動數據給出了故障下升阻力系數的變化曲線,對其進行曲線擬合可以得到兩者的關系模型,將故障下的氣動系數傳遞給制導環進行再入容錯制導。

3 再入容錯制導技術概述

一旦高超聲速飛行器發生故障,需要對再入過程設計容錯方法。文獻[13]介紹了正常情況下再入軌跡設計、制導律設計、控制律設計之間的關系,在故障情況下可以借鑒這個思路從制導環和姿態環進行容錯方法研究,其中軌跡設計與制導設計在離線再入制導中分別考慮,而對于在線再入制導,軌跡生成與制導指令產生是同時進行的,這個過程直接在制導環進行考慮;文獻[17]介紹了制導環與姿態環集成容錯設計,其中姿態環內部進行容錯控制設計以滿足對制導環傳遞的指令進行跟蹤,制導環完成正常的制導任務而不考慮故障。圖1給出了兩環結合進行容錯制導與控制的結構框圖。圖中,再入容錯控制(FTC)[18]技術是從姿態環考慮利用剩余健康舵面對故障損失的力矩進行補償,使得飛行器恢復故障前的機動性能。由于剩余舵面提供的補償有限,所以FTC的容錯能力有限,只適用于小故障下的容錯控制。當故障過大時其補償作用不夠,此時需要從制導環考慮擁有更大容錯能力的容錯制導技術。再入容錯制導(FTG)[19]技術即改變再入制導任務目標,重新規劃再入制導軌跡,提供更大的靈活性,適用于更大故障下的容錯需求。

圖1 集成制導與控制系統結構框架Fig.1 Framework of integrated guidance and control system

容錯控制技術在過去幾十年已經有了很大的發展，取得很多研究成果,而再入容錯制導技術方面的研究很少,且對于高超聲速飛行器的安全與穩定具有重大意義,所以再入容錯制導研究具有實際的應用價值。

4 再入容錯制導方法

4.1 集成重構制導與控制方法

集成自適應制導與控制方法是針對嚴重的執行器故障、氣動不確定性以及陣風干擾等影響,結合內外環設計容錯方法來進行補償。文獻[20-21]介紹了一種針對X-33飛行器開發出來的容錯方法;文獻[15]中的方法是為波音X-40A系統開發設計的,并且通過了飛行測試。這兩種方法的結構體系相同,考慮了姿態環與制導環之間的聯系,最終設計最優的重構軌跡。該系統的結構框架見文獻[21]中圖1。

該容錯制導與控制系統由四個主要部分組成:

(1)故障辨識:文獻[20]采用改進序列最小二乘法(MSLS)進行參數辨識,將辨識出的參數增益從姿態環引入到制導環進行自適應算法設計;文獻[15]通過分析舵面控制分配的輸入輸出量,判斷體軸是否飽和,將飽和項加入參考模型帶寬的設計中,而將帶寬引入到制導律可調參數的設計中。

(2)內環控制重構:控制重構的任務即針對內環系統保持姿態穩定且在故障情況下恢復機動性能,跟蹤參考制導指令。

(3)外環制導重構:外環制導重構的任務即跟蹤參考軌跡指令。文獻[15]采用Back stepping算法設計制導律,根據內環的參考模型帶寬的變化調節比例反饋增益,將增益引入至自適應制導律的設計中。

4.2 基于氣動參數估計的最優軌跡重構方法

由于故障的影響,對于高超聲速飛行器而言,氣動參數的變化對飛行制導任務的順利完成有很大的影響,研究故障后氣動參數的變化,對進行容錯制導控制具有非常重大的意義。文獻[22]提出了故障情況下的氣動模型,將控制舵面故障影響所產生的氣動參數變化項引入到標準氣動模型中,達到估計故障信息的作用,具體氣動模型如下[22]:

(1)

式中:CLδ*(Ma,α,δ*)和CDδ*(Ma,α,δ*)分別為由控制舵面產生的帶有故障信息的升力系數和阻力系數。采用線性規劃及控制分配方法,求取在舵面力矩配平狀態下的舵面力矩系數。這部分預測的故障信息用于基于直接偽譜法的最優軌跡重構算法中。

4.3 在線魯棒軌跡生成方法

文獻[23]介紹了一種針對舵面卡死故障下進行在線魯棒軌跡生成的方法。首先,標稱情況下,采用MP方法計算離線軌跡數據庫;當飛行器發生故障,采用相鄰最優控制算法(NOC)來實時生成相鄰可行軌跡,使其從故障中恢復。當故障偏差足夠小時,適用相鄰軌跡存在定理(NFTET);而當故障偏差變大時,NFTET不再適用,將NFTET擴展為軌跡魯棒性定理(TRT)。根據TRT原理,在原來制導律的基礎上增加一項魯棒項來補償NFTET容錯不足的部分,其中添加的魯棒項是關于輸入偏差項設計自適應律。根據輸入偏差的大小變化調節參數,最終仿真表明魯棒項的加入使得系統在大故障下擁有更好的魯棒性。

面對相對低迷的復合肥需求以及激烈的市場競爭，許多經銷商紛紛調整自身產品結構，以保證整體的利潤空間。對此，劉真表示，許多經銷商青睞有較大利潤空間的特種新型肥料產品，但這些產品多應用于果蔬等經濟作物，受需求量的影響，復合肥仍是大田作物區經銷商的主要利潤來源。

4.4 基于模型預測靜態規劃的魯棒再入制導方法

模型預測靜態規劃技術(MPSP)在近年已經有了不少研究成果[24-25]。文獻[25]將MPSP技術應用于再入制導飛行器的魯棒性研究中,主要考慮模型中出現狀態誤差以及參數不確定等故障情況,再入制導過程中選定的控制變量為迎角和傾側角,重構軌跡的制導過程就是計算迎角和傾側角的過程。再入過程中迎角指令可以直接計算得到,而傾側角指令的求取過程為先求取航向角指令,然后將得到的航向角指令用在動態逆環路中來求取傾側角指令。魯棒再入制導策略框圖見文獻[25]中圖1。

魯棒再入制導策略包括兩部分:預測和校正。首先,根據控制變量上下限約束選定中間值為初始預測值U0,然后根據離散狀態方程和輸出方程迭代預測出下一時刻的狀態量和輸出量;然后判斷輸出量偏差值是否收斂為0。采用MPSP算法將偏差量傳遞到控制量的誤差中,并更新出新的控制變量。由于MPSP算法迭代出的是航向角,所以需要將航向角值代入動態逆方程求出最終的控制量傾側角。

4.5 內外環容錯控制方法

文獻[26]介紹了一種在發生執行器故障或者嚴重結構故障的情況,從外環制導環與內環姿態環進行容錯控制的方法,采用期望狀態與實際狀態的偏差參與計算求取制導指令、姿態指令、舵面及油門偏轉指令。與常見的兩環集成制導與控制采用迎角、傾側角及側滑角作為制導控制變量不同,該方法采用軸加速度作為制導指令,分為三步:

(1)首先外環根據給定的航路點、期望高度和期望速度計算軸加速度,由速度制導、垂直制導、橫向制導分別求取三個方向上的加速度指令,其中axG指令的求解表達式為:

(2)

式中:vmod為故障引起的修正項,具體表達式見文獻[26]。

(2)將計算得到的加速度指令送入內環,根據期望狀態與實際狀態偏差及耦合各軸加速度指令分別計算出滾轉角、偏航角和俯仰角。

(3)最后根據滾轉角、偏航角和俯仰角期望與實際偏差,由相應的控制律分別計算出舵面偏轉量,采用比例積分控制律求解油門開度。

5 結束語

再入容錯制導技術針對飛行器遇到各種故障而臨時改變任務的情況,著眼于提高飛行器在線重規劃容錯能力,對未來飛行器可靠性發展具有重要意義。雖然近年來該領域已經取得了一些研究成果,但仍存在下面一些關鍵技術問題需要未來作進一步的研究:

(1) 故障影響的系統性分析

目前已有的關于故障對高超聲速飛行器性能的影響大都是定性的描述，或者是針對具體飛行器的飛行測試數據進行分析的結果,而不存在系統性的研究方法。需要進一步研究不同故障對飛行器氣動參數定量的影響。

(2) 故障診斷與容錯制導集成設計

目前故障診斷與容錯控制技術方面的研究很多,而將故障診斷與容錯制導技術相結合進行研究的學者很少,考慮故障診斷對于容錯研究的完整性及將來實際應用階段是必不可少的一部分。

(3) 制導系統的魯棒性與自適應性研究

目前魯棒控制方法和自適應控制方法在再入制導中的應用還不成熟,其代表了新型高超聲速飛行器研究的一個方向,需要進一步的研究。

(4) 制導控制一體化技術研究

重構算法的設計需要體現制導與控制之間的耦合關系。目前NASA正在研究這一技術,該技術未來將成為提高飛行器容錯能力的熱門研究方向。

[1] 湯一華,余夢倫,楊勇,等.第二代可重復使用運載器及其再入制導技術[J].導彈與航天運載技術,2010 (1):26-31.

[2] 王威.高超聲速飛行器滑翔段制導方法研究[D].哈爾濱:哈爾濱工業大學,2010.

[3] 張曼.可重復使用運載器預測校正再入制導研究[D].哈爾濱:哈爾濱工業大學,2013.

[4] 雍恩米.高超聲速滑翔式再入飛行器軌跡優化與制導方法研究[D].長沙:國防科學技術大學,2008.

[5] Xue S,Lu P.Constrained predictor-corrector entry guidance[J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,2010,33(4):1273-1281.

[6] Lu P.Predictor-corrector entry guidance for low-lifting vehicles[J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,2008,31(4):1067-1075.

[7] 趙漢元.飛行器再入動力學和制導[M].長沙:國防科技大學出版社,1997:1-167.

[8] 趙漢元.航天器再入制導方法綜述[J].航天控制,1994,12(1):26-33.

[9] Tian B,Fan W,Zong Q,et al.Nonlinear robust control for reusable launch vehicles in reentry phase based on time-varying high order sliding mode[J].Journal of the Franklin Institute,2013,350(7): 1787-1807.

[10] 宗群,田柘苓,竇立謙.基于 Gauss 偽譜法的臨近空間飛行器上升段軌跡優化[J].宇航學報,2010,31(7):1775-1781.

[11] 姜斌,趙靜,齊瑞云,等.近空間飛行器故障診斷與容錯控制的研究進展[J].南京航空航天大學學報,2012,44(5):603-610.

[12] 許域菲,姜斌,齊瑞云,等.基于模糊T-S自適應觀測器的近空間飛行器故障診斷與容錯控制[J].東南大學學報:自然科學版,2009,39(S1):189-194.

[13] Lv X,Jiang B,Qi R,et al.Survey on nonlinear reconfigurable flight control[J].Journal of Systems Engineering and Electronics,2013,24(6):971-983.

[14] Hanson J.Advanced guidance and control project for reusable launch vehicles[R].AIAA-2000-3957,2000.

[15] Schierman J D,Ward D G,Hull J R,et al.Integrated adaptive guidance and control for re-entry vehicles with flight test results[J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,2004,27(6):975-988.

[16] 姜斌,楊浩.飛控系統主動容錯控制技術綜述[J].系統工程與電子技術,2007,29(12):2106-2110.

[17] Qian J,Qi R,Jiang B.Fault-tolerant guidance and control design for reentry hypersonic flight vehicles based on control-allocation approach[C]//Guidance,Navigation and Control Conference (CGNCC),2014 Chinese.IEEE,2014:1624-1629.

[18] Zhang Y,Jiang J.Bibliographical review on reconfigurable fault-tolerant control systems[J].Annual Reviews in Control,2008,32(2):229-252.

[19] Zolghadri A.Advanced model-based FDIR techniques for aerospace systems:today challenges and opportunities[J].Progress in Aerospace Sciences,2012,53:18-29.

[20] Schierman J D,Ward D G,Monaco J F.A reconfigurable guidance approach for reusable launch vehicles[R].AIAA-2001-4429,2001.

[21] Schierman J D,Hull J R,Ward D G.Adaptive guidance with trajectory reshaping for reusable launch vehicles[R].AIAA-2002-4458,2002.

[22] Oppenheimer M W,Doman D B,Bolender M A.A method for estimating control failure effects for aerodynamic vehicle trajectory retargeting[R].AIAA-2004-5169,2004.

[23] Jiang Z.On-line approach/landing trajectory generation with input deviation bound uncertainty for reusable launch vehicles[C]//2007 46th IEEE Conference on Decision and Control.IEEE,2007:4912-4917.

[24] Padhi R,Kothari M.Model predictive static programming:a computationally efficient technique for suboptimal control design[J].International Journal of Innovative Computing Information and Control,2009,5(2):399-411.

[25] Halbe O,Raja R G,Padhi R.Robust reentry guidance of a reusable launch vehicle using model predictive static programming[J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,2014,37(1):134-148.

[26] Chowdhary G,Johnson E N,Chandramohan R,et al.Guidance and control of airplanes under actuator failures and severe structural damage[J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,2013,36(4):1093-1104.

(編輯：李怡)

Review of reentry fault-tolerant guidance technology on hypersonic vehicles

QIAN Jia-song, QI Rui-yun, JIANG Bin

(College of Automation Engineering, NUAA, Nanjing 210016, China)

This paper reviews one of the most critical technologies in the development process of hypersonic vehicles—the technology of fault-tolerant guidance for hypersonic reentry vehicle. The research situation of the hypersonic aircraft fault tolerant guidance was retrospected. For the problem of the hypersonic vehicle failures such as aircraft actuators, sensors and structure caused the change of system parameters including aerodynamic parameter, the original reentry trajectory could not meet the requirements of guidance, the reentry fault-tolerant guidance methods to find the optimal reentry trajectory under fault conditions were studied. The paper presents some reentry fault-tolerant guidance methods and prospects the future development of the technology.

hypersonic vehicle; fault-tolerant guidance; failure

2014-12-11;

2015-04-01;

時間:2015-06-24 15:03

國家自然科學基金資助(61374116，61273171)；南京航空航天大學研究生創新基地(實驗室)開放基金資助(kfjj201421)；中央高?；究蒲袠I務費專項資金資助

錢佳淞(1990-)，男，碩士研究生，主要研究方向為再入容錯制導與控制； 齊瑞云(1979-)，女，教授，博士，主要研究方向為容錯制導與軌跡優化、故障診斷與容錯控制。

V448.2

A

1002-0853(2015)05-0390-05