一種提高故障可重構(gòu)性的航天器控制力布局優(yōu)化方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于航天控制領(lǐng)域，涉及一種航天器控制力的布局方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 近年來，國內(nèi)外已經(jīng)多次發(fā)生了航天器完全失效的嚴重事件，表明提高航天器控 制系統(tǒng)的故障處理能力已成為航天器實現(xiàn)高可靠長壽命的關(guān)鍵問題。對于如何提高航天器 的故障處理能力，當前研宄主要集中在故障檢測及容錯控制方面，但這些均屬于故障后的 補救措施，未能從根本上提高航天器的可重構(gòu)能力。
[0003] 可重構(gòu)性是指系統(tǒng)發(fā)生故障后重新恢復(fù)性能的能力。良好的冗余構(gòu)型設(shè)計能夠保 證系統(tǒng)故障后，剩余系統(tǒng)仍然具有較好的使用性能，從而可以在根本上提高系統(tǒng)的可重構(gòu) 性。航天器重構(gòu)能力不足的主要原因是自身的可重構(gòu)性設(shè)計差，致使一些故障發(fā)生后無法 或者不能夠及時采取有效措施進行處理。因此，必須把可重構(gòu)性設(shè)計納入設(shè)計體系，使其成 為航天器設(shè)計要素，才能有效的提升航天器在軌的故障應(yīng)對能力。目前針對可重構(gòu)性設(shè)計 的研宄主要集中在制造系統(tǒng)和計算機系統(tǒng)，通過可重構(gòu)性設(shè)計增強系統(tǒng)應(yīng)對環(huán)境變化和功 能變化的能力。對于航天器控制系統(tǒng)，基于可重構(gòu)性思想設(shè)計航天器控制系統(tǒng)是提高航天 器控制系統(tǒng)故障處理能力的最根本方法。
[0004] 當前的衛(wèi)星推力器系統(tǒng)設(shè)計中考慮到了冗余，但構(gòu)型設(shè)計方面還是采用三軸獨立 設(shè)計，未能實現(xiàn)資源的充分利用，且可重構(gòu)性較差。優(yōu)化設(shè)計方法通常是將設(shè)計問題轉(zhuǎn)化為 優(yōu)化問題，通過求解優(yōu)化問題獲得最優(yōu)配置，因此需要建立優(yōu)化目標、確定自變量及約束條 件等。通過優(yōu)化設(shè)計方法設(shè)計推力器構(gòu)型以提高航天器控制系統(tǒng)可重構(gòu)性的過程中，如何 將設(shè)計問題轉(zhuǎn)化為優(yōu)化問題是難點，尤其是提出可重構(gòu)性優(yōu)化目標。另外，推力器是一種單 向輸出的執(zhí)行器，系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計中，還需要設(shè)計可行性判斷方法，判斷優(yōu)化過程中的每一步 的構(gòu)型是否可行。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種提高故障可重構(gòu)性 的航天器控制力布局優(yōu)化方法，以能控性格拉姆矩陣最小特征值和可達集最小半徑作為性 能指標，并加入航天器控制系統(tǒng)故障后的優(yōu)化目標函數(shù)中，使得優(yōu)化出的結(jié)果能夠充分考 慮到控制系統(tǒng)故障后的性能；同時設(shè)計了基于可達集的無約束可行性判斷方法，用于優(yōu)化 過程中推力器構(gòu)型的可行性判斷，從而保證故障后航天器控制系統(tǒng)仍然能具有較好的使用 性能。
[0006] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種提高故障可重構(gòu)性的航天器控制力布局優(yōu)化方 法，包括如下步驟：
[0007] (1)將航天器上的m個推力器的安裝角作為優(yōu)化變量，記為θ = [αι，βΓ·· a k，0k···]，并為優(yōu)化變量賦予初值；其中（a k, 0k)為第k個推力器的兩個安裝角，k = 1，2, 3......m ；
[0008] (2)計算推力器的安裝矩陣Btl= {bk}，{bk}為由列向量bk組成的矩陣，BQe R3xm; 其中bk= ukdkXrk，uk為第k個推力器的推力大小，r k為第k個推力器的推力方向，
【主權(quán)項】
1. 一種提高故障可重構(gòu)性的航天器控制力布局優(yōu)化方法，其特征在于包括如下步驟： (1)將航天器上的m個推力器的安裝角作為優(yōu)化變量，記為θ = [αι，β?！ぁ? a k，0k···]，并為優(yōu)化變量賦予初值；其中（a k, 0k)為第k個推力器的兩個安裝角，k = 1，2, 3......m ； ⑵計算推力器的安裝矩陣Btl= {bk}，{bk}為由列向量bk組成的矩陣，BQe R3xm; 其中bk= ukdkXrk，uk為第k個推力器的推力大小，r k為第k個推力器的推力方向，
(3) 任取安裝矩陣Btl的兩列，計算該兩列章成的法向量上的8個可達集頂點和可達集 表面，遍歷種情況，計算得到共4m(m-l)個可達集頂點以及m(m-l)個可達集表面； (4) 計算由所述4m(m-Ι)個頂點構(gòu)成的可達集包絡(luò)面及所有包絡(luò)面的頂點坐標以及可 達集的體積Vams; (5) 計算由所述4m(m-l)個頂點構(gòu)成的可達集的中心點坐標，并判斷可達集的中心點 坐標指向由所述4m(m-Ι)個頂點構(gòu)成的可達集的各個可達集包絡(luò)面中點的向量與該可達 集包絡(luò)面法向量的夾角是否都為銳角，如果均為銳角，則將優(yōu)化函數(shù)記為J = -? λ min(W。) -a 2Σ { λ min(WCi)} _a3Vams;否則將優(yōu)化函數(shù)記為 J = a 丨 λ min(Wc) +a2Z { λ min(WCi)} +B3Vams;其中 a p %和a 3分別為三個比例系數(shù)，都為正數(shù)，大小表示各部分在優(yōu)化目標函數(shù)中所占的比重，為 由m個推力器構(gòu)成的控制系統(tǒng)的能控性格拉姆矩陣，X min(W。）為能控性格拉姆矩陣的最小 特征值，Σ {>min(Wa)}為m個最小特征值的和，分別對應(yīng)第1個~第m個推力器故障后的 格拉姆矩陣的最小特征值； (6) 將步驟（5)中的優(yōu)化函數(shù)J和步驟（1)中確定的優(yōu)化變量Θ，通過遺傳算法進行 優(yōu)化，得到最終的優(yōu)化結(jié)果r和最優(yōu)安裝角Θ % (7) 通過θ#確定m個推力器的最終布局。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種提高故障可重構(gòu)性的航天器控制力布局優(yōu)化方法，其特 征在于：所述步驟（3)中，由安裝矩陣Btl的第i列B w和第j列B w章成的法向量n u上的 8個可達集頂點
U k，mii別為第k個推力器的最大和 最小推力，mk，max為第k個推力器產(chǎn)生的n ij方向上的最大力矩，B Q，k為B Q的第k列；
mk，min為第k個推力器產(chǎn)生的n ij方向上的最小力矩。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的一種提高故障可重構(gòu)性的航天器控制力 布局優(yōu)化方法，其特征在于：所述步驟（5)中的％ =￡d斗邊，
，Ix，Iy，I z分別為衛(wèi)星本體X軸、y軸、ζ軸的轉(zhuǎn)動慣量，ω。 為衛(wèi)星軌道角速度。
【專利摘要】一種提高故障可重構(gòu)性的航天器控制力布局優(yōu)化方法，以能控性格拉姆矩陣最小特征值和可達集最小半徑作為性能指標，并加入航天器控制系統(tǒng)故障后的優(yōu)化目標函數(shù)中，使得優(yōu)化出的結(jié)果能夠充分考慮到控制系統(tǒng)故障后的性能。同時設(shè)計了基于可達集的無約束可行性判斷方法，用于優(yōu)化過程中推力器構(gòu)型的可行性判斷，從而保證故障后航天器控制系統(tǒng)仍然能具有較好的使用性能。
【IPC分類】G05B13-04
【公開號】CN104656438
【申請?zhí)枴緾N201410829448
【發(fā)明人】王大軼, 段文杰, 劉成瑞, 邢琰, 何英姿
【申請人】北京控制工程研究所
【公開日】2015年5月27日
【申請日】2014年12月26日