一種針對執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障的航天器容錯控制方法與驗(yàn)證裝置的制造方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種針對執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障的航天器容錯控制方法與驗(yàn)證裝置，驗(yàn)證裝置包括實(shí)時仿真機(jī)、姿態(tài)確定模塊、姿態(tài)控制模塊、執(zhí)行機(jī)構(gòu)模塊、試驗(yàn)主控模塊、故障注入模塊、干擾模擬模塊以及三軸氣浮臺；所述的驗(yàn)證裝置是一類通用化驗(yàn)證裝置，能夠通過故障注入模塊完成不同類型執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障注入，此外能夠通過試驗(yàn)主控模塊選擇姿態(tài)控制模塊中姿態(tài)控制算法類別，能夠完成多類不同類型容錯控制方法的控制能力進(jìn)行對比分析驗(yàn)證；所述的容錯控制方法，是一類具有干擾抑制特性且對執(zhí)行機(jī)構(gòu)完全失效具有容錯能力的H∞控制方法；本發(fā)明能夠驗(yàn)證多類抗干擾容錯控制方法的有效性與工程實(shí)用性，適用于航空航天領(lǐng)域的地面仿真驗(yàn)證，可應(yīng)用于航天器的高精度姿態(tài)控制。
【專利說明】
-種針對執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障的航天器容錯控制方法與驗(yàn)證裝置
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明設(shè)及一種針對執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障的航天器容錯控制方法與驗(yàn)證裝置及驗(yàn)證方 法，所設(shè)及的系統(tǒng)是一種通用化的驗(yàn)證裝置，能夠提供不同類型的故障，并能為不同類型的 容錯控制方法提供對比分析驗(yàn)證平臺；所設(shè)及的容錯控制方法對干擾和執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障具有 抑制能力，能夠快速實(shí)現(xiàn)姿態(tài)控制系統(tǒng)的可靠控制，本發(fā)明屬于航天器的姿態(tài)控制領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002] 航天器由于其造價昂貴，所W對航天器安全運(yùn)行的基本要求是整星的高可靠性。 據(jù)統(tǒng)計(jì)，在1957至1988的30年間，發(fā)生災(zāi)難性事故的航天器約有140顆，1986年美國"挑戰(zhàn) 者"號航天飛機(jī)失事造成機(jī)組人員全部遇難，1990年"阿利安"火箭發(fā)射爆炸造成經(jīng)濟(jì)損失 約3億美元，1999年雅典娜2號、德爾它2號、美國大力神4B和日本H2運(yùn)載火箭等發(fā)射相繼失 敗造成經(jīng)濟(jì)損失約13億美元;2003年，美國哥倫比亞號航天飛機(jī)在返回途中失事造成宇航 員全部遇難，因此對于提高航天器的可靠性，提高航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的容錯控制能力已 經(jīng)成為保證航天器任務(wù)的重要措施。
[0003] 傳統(tǒng)的方式是通過采用硬件冗余的方式來提高系統(tǒng)的可靠性，但是同時也帶來載 荷受限，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)復(fù)雜的問題，因此從算法軟件上提高航天器姿態(tài)系統(tǒng)可靠性已經(jīng)逐步成 為一大重要研究方向，現(xiàn)有的容錯控制方法有多種多樣，但是部分容錯控制方法并沒有同 時考慮實(shí)際航天器系統(tǒng)中廣泛存在環(huán)境干擾等干擾力矩，對于系統(tǒng)中同時存在干擾與故障 情況下的研究較少;此外現(xiàn)有的抗干擾容錯方法是一類主動型控制方法，在現(xiàn)有航天器器 部件可靠性已經(jīng)大大提高的基礎(chǔ)上，繼續(xù)采用主動容錯方式會帶來計(jì)算復(fù)雜的問題，會加 大航天器上星載計(jì)算機(jī)的負(fù)擔(dān)。
[0004] 傳統(tǒng)的航天器控制系統(tǒng)驗(yàn)證裝置大多針對一類具體任務(wù)、具體型號搭建，在航天 器控制系統(tǒng)回路中均由單一的控制方法對于開展科學(xué)研究缺少通用性和普適性;此外，傳 統(tǒng)的航天器控制系統(tǒng)測試平臺對于干擾和故障的情況都考慮較少，并沒有充分考慮航天器 系統(tǒng)的實(shí)際工作狀況，缺少完備性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種針對執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障的 航天器容錯控制方法與驗(yàn)證裝置及驗(yàn)證方法，結(jié)構(gòu)簡單，計(jì)算方便，既能夠有效抑制外部干 擾的影響，又具有容錯能力的抗干擾容錯控制算法，從而保證航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)在具有 抗干擾能力情況下實(shí)現(xiàn)容錯功能，能有效提高航天器系統(tǒng)的可靠性;并進(jìn)一步提出了一個 具有通用性、普適性及完備性的航天器驗(yàn)證裝置及驗(yàn)證方法。
[0006] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種針對執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障的航天器容錯控制驗(yàn)證裝置， 包括實(shí)時仿真目標(biāo)機(jī)、姿態(tài)確定模塊、姿態(tài)控制模塊、執(zhí)行機(jī)構(gòu)模塊、試驗(yàn)主控模塊、故障注 入模塊、干擾模擬模塊W及=軸氣浮臺；其中實(shí)時仿真目標(biāo)機(jī)包括航天器姿態(tài)運(yùn)動學(xué)仿真 機(jī)，主要實(shí)時解算航天器運(yùn)動學(xué)方程，并輸出航天器姿態(tài)參數(shù);姿態(tài)確定模塊主要用于航天 器的姿態(tài)測量和姿態(tài)解算;姿態(tài)控制模塊包括姿態(tài)控制單元和無線通信單元，其中姿態(tài)控 制單元主要用于進(jìn)行容錯控制算法解算，無線傳輸單元主要用于接收來自試驗(yàn)主控模塊的 控制指令，姿態(tài)控制單元可W根據(jù)無線傳輸單元接收到的控制指令完成控制算法的選擇， 從而實(shí)現(xiàn)不同容錯控制方法的測試對比，其它已知的通用化容錯控制方法主要包括滑模容 錯控制方法和基于故障觀測的容錯控制方法;執(zhí)行機(jī)構(gòu)模塊主要根據(jù)姿態(tài)控制模塊輸出力 矩進(jìn)行實(shí)現(xiàn)并輸出力矩，從而改變=軸氣浮臺的姿態(tài)，采用了=正交加一斜裝的方式;試驗(yàn) 主控模塊主要包括試驗(yàn)主控單元、無線通信單元W及數(shù)據(jù)存儲分析對比驗(yàn)證單元，試驗(yàn)主 控模塊中試驗(yàn)主控單元主要用于產(chǎn)生針對姿態(tài)控制模塊、故障注入模塊的控制指令W及干 擾模擬模塊的控制指令，無線通信單元主要用于試驗(yàn)主控單元的控制指令輸出W及接收來 自于實(shí)時仿真目標(biāo)機(jī)的航天器姿態(tài)數(shù)據(jù)，并將接收的數(shù)據(jù)通過數(shù)據(jù)存儲分析對比驗(yàn)證單元 進(jìn)行存儲對比分析;故障注入模塊包括無線收發(fā)單元和故障等效器，無線收發(fā)單元用于接 收來自試驗(yàn)主控模塊控制指令，并將故障等效器產(chǎn)生故障指令發(fā)送至執(zhí)行機(jī)構(gòu)模塊，故障 等效器主要是根據(jù)接收來自試驗(yàn)主控模塊的控制指令完成故障信號的生成;干擾模擬模塊 包括干擾模擬器和無線輸送單元，無線輸送單元用于接收來自試驗(yàn)主控模塊的控制指令， 并將干擾模擬器產(chǎn)生的干擾信號傳輸至=軸氣浮臺中，用于實(shí)現(xiàn)航天器運(yùn)行過程中的各類 干擾;本實(shí)驗(yàn)平臺中實(shí)施仿真目標(biāo)機(jī)、姿態(tài)確定模塊、姿態(tài)控制模塊、執(zhí)行機(jī)構(gòu)模塊、故障注 入模塊W及干擾模擬模塊均安置在=軸氣浮臺的臺面上，試驗(yàn)主控模塊采用單獨(dú)放置，與 =軸氣浮臺上設(shè)備采用無線通訊方式，保障試驗(yàn)過程中研究人員安全;在不考慮試驗(yàn)主控 模塊、故障注入模塊和干擾模擬模塊，由實(shí)驗(yàn)仿真計(jì)算機(jī)、姿態(tài)確定模塊、姿態(tài)控制模塊、執(zhí) 行機(jī)構(gòu)模塊與=軸氣浮臺構(gòu)成一個典型的航天器姿態(tài)控制回路，首先實(shí)時仿真目標(biāo)機(jī)接收 來自于=軸氣浮臺單元輸出的信息，并進(jìn)行運(yùn)動學(xué)解算，此后將姿態(tài)信息傳遞至姿態(tài)確定 模塊、姿態(tài)確定模塊完成姿態(tài)測量和解算后，將解算信息與期望姿態(tài)信號進(jìn)行相比，將偏差 信號傳輸至姿態(tài)控制模塊中姿態(tài)控制單元，姿態(tài)控制單元進(jìn)行姿態(tài)容錯算法解算，繼而把 控制指令分配至發(fā)生故障的執(zhí)行機(jī)構(gòu)模塊，執(zhí)行機(jī)構(gòu)模塊中剩余健康的執(zhí)行機(jī)構(gòu)按照接收 的力矩控制指令進(jìn)行運(yùn)轉(zhuǎn)，進(jìn)而直接驅(qū)動=軸氣浮臺姿態(tài)發(fā)生變化，從而有產(chǎn)生新的姿態(tài) 信息并傳遞至實(shí)時仿真目標(biāo)機(jī)中的航天器姿態(tài)運(yùn)動學(xué)仿真機(jī)，完成一次整個回路的航天器 姿態(tài)控制;在包含試驗(yàn)主控模塊、故障注入模塊和干擾模擬模塊時，試驗(yàn)主控模塊產(chǎn)生控制 算法選擇指令、故障類型指令W及干擾類型指令，并將控制算法選擇指令通過無線通信單 元發(fā)送至姿態(tài)控制模塊中的姿態(tài)控制單元，在接收到新的控制算法指令后，姿態(tài)控制單元 首先會重置航天器的初始參數(shù)，并將執(zhí)行機(jī)構(gòu)模塊、=軸氣浮臺重置為初始狀態(tài)，此后才會 運(yùn)行試驗(yàn)主控模塊所選擇的其他已有的待驗(yàn)證容錯控制算法，保證所有算法均在相同條件 下進(jìn)行測試對比分析;試驗(yàn)主控模塊將故障類型指令發(fā)送至故障注入模塊中的故障等效 器，故障注入模塊接收后，通過故障等效器產(chǎn)生故障信號，并將故障信號傳遞至執(zhí)行機(jī)構(gòu)模 塊，從而導(dǎo)致反作用輪組模塊中部分反作用輪發(fā)生故障，便于容錯控制算法的效果檢驗(yàn);試 驗(yàn)主控模塊將干擾類型指令發(fā)送至干擾模擬模塊中的干擾模擬器，干擾模擬模塊接收后， 通過干擾模擬器產(chǎn)生干擾信號，并將干擾信號傳遞至=軸氣浮臺，從而產(chǎn)生等價于在航天 器本體上的施加干擾力矩的效果，完成干擾力矩的注入，便于姿態(tài)控制算法的抗干擾能力 檢驗(yàn)D
[0007]針對執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障的航天器容錯控制方法，是一種能夠針對航天器系統(tǒng)中存在的 執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效故障W及范數(shù)有界不可建模干擾等多源干擾及故障下的!^?的被動容錯控制 方法;首先搭建包含多源干擾、故障的航天器動力學(xué)模型，其次針對航天器系統(tǒng)同時存在有 界的環(huán)境干擾和執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效故障設(shè)計(jì)抗干擾容錯控制器，最后求解抗干擾容錯控制器控 制增益矩陣，具體步驟如下：
[0008] 第一步，建立包含干擾與執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障的航天器系統(tǒng)模型
[0009] 當(dāng)航天器本體坐標(biāo)系和軌道坐標(biāo)系之間的歐拉角很小時，姿態(tài)運(yùn)動學(xué)可W小角度 線性化，得到如下的航天器系統(tǒng)模型：
[0010]
[OOW 其中，11，12，13分別為航天器的；軸轉(zhuǎn)動慣量；(1)(0，0(0,4(0分別為；軸姿態(tài) 角，如/)，與O心的分別為S軸姿態(tài)角速度，而0，新0,例O分別為S軸姿態(tài)角加速度;Ufi、Uf2 和Uf3分別為發(fā)生執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效故障后航天器S軸上的實(shí)際輸出控制力矩;Tdl(t)，Td2(t), Td3(t)分別為航天器=軸受到的環(huán)境干擾力矩，滿足范數(shù)有界的條件;n為航天器軌道角速 度；
[0012] 進(jìn)一步，從航天器系統(tǒng)模型Xi中提取慣量矩陣，Xi可W轉(zhuǎn)化為如下形式：
[0013]
[0014] 其中狀態(tài)變量P (t) = [ d)，0，4f為；軸歐拉角，di (t) = [ Tdi，Td2，Td3 ]嗦示干擾力 矩;1](〇 = [1^，化2，化3^為發(fā)生執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障后航天器^軸上的實(shí)際輸出控制力矩，其中 M、C、V、Bu、Bw為已知的參數(shù)矩陣；
[0015] 進(jìn)一步，對含執(zhí)行器故障的的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)可描述為如下離線形勢下的狀 態(tài)空間的形式：
[0016] 5：2:x(k+l)=AxA)+WA)+Bi(Mk)
[0017] 其中，k表示當(dāng)前時刻，X化+1)表示第k+1時刻的系統(tǒng)狀態(tài)，山為范數(shù)有界干擾，A、 B、C、Bi為已知的參數(shù)矩陣；
[0018] 在實(shí)際航天器中，為了在某一執(zhí)行機(jī)構(gòu)發(fā)生完全失效故障時保證系統(tǒng)的正常工 作，需在常規(guī)的=正交執(zhí)行機(jī)構(gòu)的基礎(chǔ)上采取硬件冗余的措施，即在與=個主慣量軸角度 相等的方位上增加第四個執(zhí)行機(jī)構(gòu)，構(gòu)成=正交+斜裝的執(zhí)行機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)。此時執(zhí)行機(jī)構(gòu)組安 裝方向陣為：
[0019]
[0020] 在執(zhí)行機(jī)構(gòu)發(fā)生完全失效故障，執(zhí)行機(jī)構(gòu)完全失效故障可描述如下：
[0021] Uf (k) =DLiU 化）
[0022] 其中，U化)表示第k時刻航天器姿態(tài)控制器實(shí)際解算的控制力矩，Li = diag{li b I3 14}GL表示執(zhí)行器故障矩陣，Ii為失效因子，表示第i個執(zhí)行機(jī)構(gòu)的失效程度U=(U1，U2, U3)，且滿足：
[0023]
[0024] 其中L表示執(zhí)行器完全失效故障模式的集合;針對航天器系統(tǒng)常見=正交+斜裝執(zhí) 行機(jī)構(gòu)模式下，其中一個執(zhí)行機(jī)構(gòu)發(fā)生完全失效，對應(yīng)的故障模式集合可W表示為：
[0025] L={L〇，b，L2，L3，L4}
[0026] ={diag[l,I, I, I],diag[0,1,1,1],diag[1,0,1,1],diag[l, 1,0,1],diag[l, I, 1,0]}
[0027] 因此，對含執(zhí)行器故障的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的狀態(tài)空間表達(dá)形式X2轉(zhuǎn)化為：
[0028] 5：3:x(k+l)=AxA)+Wku(k)+Bidi(k)
[0029] 第二步，抗干擾容錯控制器設(shè)計(jì)
[0030] 在同時存在有界的環(huán)境干擾和執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效故障的情況下，采用魯棒Hc4受計(jì)思 想，建立如下的系統(tǒng)：
[0031]
[0032] 其中Z化)為第k時刻E4生能的參考輸出；
[0033] 根據(jù)魯棒受計(jì)思想，設(shè)計(jì)抗干擾容錯控制器，完成抗干擾容錯控制，抗干擾容錯 控制器對應(yīng)的控制律為：
[0034] u(k)=Kx 化）
[0035] 式中K為航天器系統(tǒng)S軸的抗干擾容錯控制器的增益陣；
[0036] 第=步，抗干擾容錯控制器控制增益矩陣求解
[0037] 在同時考慮環(huán)境干擾和執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效情況下，由于引入了魯棒Hc4受計(jì)思想，控制 器的增益必須滿足使得閉環(huán)系統(tǒng)X4穩(wěn)定，且從di化巧Ijz化)的閉環(huán)傳遞函數(shù)的山范數(shù)小于 給定的上界丫，因此抗干擾容錯控制器控制增益矩陣求解問題轉(zhuǎn)化為求解W下線性矩陣不 等式問題：
[00；3 引
[0039] 其中，丫是任意選定的正數(shù)，Q是已知的正定矩陣，滿足Q = QT>0,符號*表示對稱 矩陣中相應(yīng)的對稱部分；當(dāng)控制律的增益陣K = RGri時，系統(tǒng)X 4在形式為以G L的任意故障 作用下均能漸近穩(wěn)定且滿足!1~性能指標(biāo)Mz(t)||2<Y I |dl(t)||2,從而保證航天器姿態(tài)控 制系統(tǒng)在具有抗干擾能力情況下實(shí)現(xiàn)容錯功能，能有效提高航天器系統(tǒng)的可靠性。
[0040] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點(diǎn)在于：
[0041] (1)本發(fā)明中，驗(yàn)證裝置及驗(yàn)證方法通過引入試驗(yàn)主控模塊、故障注入模塊W及干 擾模擬模塊能夠在地面實(shí)現(xiàn)航天器系統(tǒng)遭受的多類型干擾、故障的模型，并提供了一個多 控制算法容錯性能對比測試分析的功能，完善了現(xiàn)有航天器平臺缺乏通用性、普適性和完 備性的缺點(diǎn)，本能夠驗(yàn)證多類抗干擾容錯控制方法的有效性與工程實(shí)用性，適用于航空航 天領(lǐng)域的地面仿真驗(yàn)證，可應(yīng)用于航天器的高精度姿態(tài)控制;此外本發(fā)明中不同算法的切 換W及測試對比的數(shù)據(jù)都采用無線傳輸?shù)姆绞?，保障了地面測試人員的安全并減少了實(shí)驗(yàn) 的繁雜程度。
[0042] (2)本發(fā)明中設(shè)及的一種抗干擾容錯控制方法，具有設(shè)計(jì)簡單，運(yùn)算量小的優(yōu)點(diǎn)， 而且考慮了實(shí)際航天器系統(tǒng)同時遭受的干擾與故障的情況，通過魯棒容錯控制方法，能 夠?qū)崿F(xiàn)故障和干擾下航天器系統(tǒng)的快速容錯能力，能夠有效提升航天器系統(tǒng)的可靠性。
【附圖說明】
[0043] 圖1為本發(fā)明針對執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障的航天器容錯控制驗(yàn)證裝置的結(jié)構(gòu)組成圖；
[0044] 圖2為本發(fā)明針對執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障的航天器容錯控制方法的設(shè)計(jì)流程圖。
【具體實(shí)施方式】
[0045] W-類通用衛(wèi)星系統(tǒng)為例來說明系統(tǒng)和方法的具體實(shí)現(xiàn)，其中采用=正裝一斜裝 的反作用飛輪作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，衛(wèi)星需要長期穩(wěn)定在軌工作，對姿態(tài)控制系統(tǒng)可靠度具有很 高要求；
[0046] 如圖1所示，本發(fā)明的組成部分包括實(shí)時仿真目標(biāo)機(jī)1、姿態(tài)確定模塊2、姿態(tài)控制 模塊3、反作用飛輪模塊4、試驗(yàn)主控模塊5、故障注入模塊6、干擾模擬模塊7W及=軸氣浮臺 8;其中實(shí)時仿真目標(biāo)機(jī)1包括航天器姿態(tài)運(yùn)動學(xué)仿真機(jī)11，主要實(shí)時解算航天器運(yùn)動學(xué)方 程，并輸出航天器姿態(tài)參數(shù);姿態(tài)確定模塊2主要用于航天器的姿態(tài)測量和姿態(tài)解算;姿態(tài) 控制模塊3包括姿態(tài)控制單元31和無線通信單元32,其中姿態(tài)控制單元31主要用于進(jìn)行容 錯控制算法解算，無線傳輸單元32主要用于接收來自試驗(yàn)主控模塊5的控制指令，姿態(tài)控制 單元31可W根據(jù)無線傳輸單元32接收到的控制指令完成控制算法的選擇，從而實(shí)現(xiàn)不同容 錯控制方法的測試對比，其它已知的通用化容錯控制方法主要包括滑模容錯控制方法和基 于故障觀測的容錯控制方法;反作用飛輪模塊4主要根據(jù)姿態(tài)控制模塊輸出力矩進(jìn)行實(shí)現(xiàn) 并輸出力矩，從而改變=軸氣浮臺8的姿態(tài)，采用了=正交加一斜裝的方式;試驗(yàn)主控模塊5 主要包括試驗(yàn)主控單元51、無線通信單元52W及數(shù)據(jù)存儲分析對比驗(yàn)證單元53,試驗(yàn)主控 模塊5中試驗(yàn)主控單元主要用于產(chǎn)生針對姿態(tài)控制模塊3、故障注入模塊6的控制指令W及 干擾模擬模塊7的控制指令，無線通信單元52主要用于試驗(yàn)主控單元的控制指令輸出W及 接收來自于實(shí)時仿真目標(biāo)機(jī)1的航天器姿態(tài)數(shù)據(jù)，并將接收的數(shù)據(jù)通過數(shù)據(jù)存儲分析對比 驗(yàn)證單元53進(jìn)行存儲對比分析;故障注入模塊6包括無線收發(fā)單元62和故障等效器61，無線 收發(fā)單元62用于接收來自試驗(yàn)主控模塊控制指令，并將故障等效器61產(chǎn)生故障指令發(fā)送至 反作用飛輪模塊4,故障等效器61主要是根據(jù)接收來自試驗(yàn)主控模塊5的控制指令完成故障 信號的生成;干擾模擬模塊7包括干擾模擬器71和無線輸送單元72,無線輸送單元72用于接 收來自試驗(yàn)主控模塊的控制指令，并將干擾模擬器71產(chǎn)生的干擾信號傳輸至=軸氣浮臺8 中，用于實(shí)現(xiàn)航天器運(yùn)行過程中的各類干擾;本實(shí)驗(yàn)平臺中實(shí)施仿真目標(biāo)機(jī)1、姿態(tài)確定模 塊2、姿態(tài)控制模塊3、反作用飛輪模塊4、故障注入模塊6W及干擾模擬模塊7均安置在=軸 氣浮臺8的臺面上，試驗(yàn)主控模塊采用單獨(dú)放置，與=軸氣浮臺8上設(shè)備采用無線通訊方式， 保障試驗(yàn)過程中研究人員安全;在不考慮試驗(yàn)主控模塊5、故障注入模塊6和干擾模擬模塊 7,由實(shí)驗(yàn)仿真計(jì)算機(jī)1、姿態(tài)確定模塊2、姿態(tài)控制模塊3、反作用飛輪模塊4與=軸氣浮臺8 構(gòu)成一個典型的航天器姿態(tài)控制回路，首先實(shí)時仿真目標(biāo)機(jī)1接收來自于=軸氣浮臺單元8 輸出的信息，并進(jìn)行運(yùn)動學(xué)解算，此后將姿態(tài)信息傳遞至姿態(tài)確定模塊2、姿態(tài)確定模塊2完 成姿態(tài)測量和解算后，將解算信息與期望姿態(tài)信號進(jìn)行相比，將偏差信號傳輸至姿態(tài)控制 模塊3中姿態(tài)控制單元31，姿態(tài)控制單元3進(jìn)行姿態(tài)容錯算法解算，繼而把控制指令分配至 發(fā)生故障的反作用飛輪模塊4,反作用飛輪模塊4中剩余健康的反作用飛輪按照接收的力矩 控制指令進(jìn)行運(yùn)轉(zhuǎn)，進(jìn)而直接驅(qū)動=軸氣浮臺8姿態(tài)發(fā)生變化，從而有產(chǎn)生新的姿態(tài)信息并 傳遞至實(shí)時仿真目標(biāo)機(jī)1中的航天器姿態(tài)運(yùn)動學(xué)仿真機(jī)11，完成一次整個回路的航天器姿 態(tài)控制;在包含試驗(yàn)主控模塊5、故障注入模塊6和干擾模擬模塊7時，試驗(yàn)主控模塊產(chǎn)生控 制算法選擇指令、故障類型指令W及干擾類型指令，并將控制算法選擇指令通過無線通信 單元52發(fā)送至姿態(tài)控制模塊3中的姿態(tài)控制單元31，在接收到新的控制算法指令后，姿態(tài)控 制單元31首先會重置航天器的初始參數(shù)，并將反作用飛輪模塊、=軸氣浮臺重置為初始狀 態(tài)，此后才會運(yùn)行試驗(yàn)主控模塊所選擇的其他已有的待驗(yàn)證容錯控制算法，保證所有算法 均在相同條件下進(jìn)行測試對比分析;試驗(yàn)主控模塊5將故障類型指令發(fā)送至故障注入模塊6 中的故障等效器61，故障注入模塊6接收后，通過故障等效器61產(chǎn)生故障信號，并將故障信 號傳遞至反作用飛輪模塊4,從而導(dǎo)致反作用輪組模塊4中部分反作用輪發(fā)生故障，便于容 錯控制算法的效果檢驗(yàn);試驗(yàn)主控模塊5將干擾類型指令發(fā)送至干擾模擬模塊7中的干擾模 擬器71，干擾模擬模塊7接收后，通過干擾模擬器71產(chǎn)生干擾信號，并將干擾信號傳遞至= 軸氣浮臺8,從而產(chǎn)生等價于在航天器本體上的施加干擾力矩的效果，完成干擾力矩的注 入，便于姿態(tài)控制算法的抗干擾能力檢驗(yàn)。
[0047]如圖2所示，本發(fā)明是一種能夠針對衛(wèi)星系統(tǒng)中存在的反作用飛輪的失效故障W 及范數(shù)有界不可建模干擾等多源干擾及故障下的11?的被動容錯控制方法;首先搭建包含多 源干擾、故障的衛(wèi)星動力學(xué)模型，其次針對衛(wèi)星系統(tǒng)同時存在有界的環(huán)境干擾和執(zhí)行機(jī)構(gòu) 失效故障設(shè)計(jì)抗干擾容錯控制器，最后求解抗干擾容錯控制器控制增益矩陣，具體步驟如 下：
[004引1、建立包含干擾與反作用飛輪故障的衛(wèi)星系統(tǒng)模型
[0049]當(dāng)衛(wèi)星本體坐標(biāo)系和軌道坐標(biāo)系之間的歐拉角很小時，姿態(tài)運(yùn)動學(xué)可W小角度線 性化，得到如下的衛(wèi)星系統(tǒng)模型：
[(K)加 ]
[0051] 其中，11，12，13分別為衛(wèi)星的；軸轉(zhuǎn)動慣量；(1)(〇，目(〇>(*)分別為；軸姿態(tài)角， 如)，如),^^>的分別為；軸姿態(tài)角速度，滿讀如)，於價分別為；軸姿態(tài)角加速度;山1、山2和山3分別為發(fā)生反作用飛輪失效故障后衛(wèi)星S軸上的實(shí)際輸出控制力矩;Tdi(t)，Td2(t)，Td3(t) 分別為衛(wèi)星=軸受到的環(huán)境干擾力矩，滿足范數(shù)有界的條件;n為衛(wèi)星軌道角速度；
[0052] 進(jìn)一步，從衛(wèi)星系統(tǒng)模型Xi中提取慣量矩陣，Xi可W轉(zhuǎn)化為如下形式：
[0化3]
[0054]其中狀態(tài)變量P (t) = [ d)，目，4] |為；軸歐拉角，di (t) = [ Tdi，Td2，Td3 ]嗦示干擾力 矩;U(t) =山1，山2,山3]%發(fā)生反作用飛輪故障后衛(wèi)星立軸上的實(shí)際輸出控制力矩，其中 M、C、V、Bu、Bw為已知的參數(shù)矩陣；
[0055] 進(jìn)一步，對含執(zhí)行器故障的的衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)可描述為如下離線形勢下的狀態(tài) 空間的形式：
[0056] X 2:x化+1) =Ax化)+腳化)+Bidi化）
[0057] 其中，k表示當(dāng)前時刻，X化+1)表示第k+1時刻的系統(tǒng)狀態(tài)，山為范數(shù)有界干擾，A、 B、C、Bi為已知的參數(shù)矩陣；
[005引在實(shí)際衛(wèi)星中，為了在某一反作用飛輪發(fā)生完全失效故障時保證系統(tǒng)的正常工 作，需在常規(guī)的=正交反作用飛輪的基礎(chǔ)上采取硬件冗余的措施，即在與=個主慣量軸角 度相等的方位上增加第四個反作用飛輪，構(gòu)成=正交+斜裝的反作用飛輪結(jié)構(gòu)。此時反作用 飛輪組安據(jù)節(jié)向隨責(zé).
[0化9]
[0060] 在反作用飛輪發(fā)生完全失效故障，反作用飛輪完全失效故障可描述如下：
[0061] Uf (k) =DLiU 化）
[0062] 其中，U化)表示第k時刻衛(wèi)星姿態(tài)控制器實(shí)際解算的控制力矩，Li = diag{li b 13 U} GL表示執(zhí)行器故障矩陣，Ii為失效因子，表示第i個反作用飛輪的失效程度U=Ui，U2, U3)，且滿足：
[0063]
[0064] 其中L表示執(zhí)行器完全失效故障模式的集合;針對衛(wèi)星系統(tǒng)常見=正交+斜裝反作 用飛輪模式下，其中一個反作用飛輪發(fā)生完全失效，對應(yīng)的故障模式集合可W表示為：
[00化]L=化 〇，b，L2，L3，L4}
[0066] ={diag[l,I, I, I],diag[0,1,1,1],diag[1,0,1,1],diag[l, 1,0,1],diag[l, I, 1,0]}
[0067] 因此，對含執(zhí)行器故障的衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)的狀態(tài)空間表達(dá)形式轉(zhuǎn)化為：
[0068] X 3:x(k+l) =Ax化）+Wl^iU(k)+Bidi(k)
[0069] 2、抗干擾容錯控制器設(shè)計(jì)
[0070] 在同時存在有界的環(huán)境干擾和反作用飛輪失效故障的情況下，采用魯棒Hc4受計(jì)思 想，建立如下的系統(tǒng)：
[0071]
[0072] 其中Z化)為第k時刻E4生能的參考輸出；
[0073] 根據(jù)魯棒受計(jì)思想，設(shè)計(jì)抗干擾容錯控制器，完成抗干擾容錯控制，抗干擾容錯 控制器對應(yīng)的控制律為：
[0074] u(k)=Kx 化）
[0075] 式中K為衛(wèi)星系統(tǒng)S軸的抗干擾容錯控制器的增益陣；
[0076] 3、抗干擾容錯控制器控制增益矩陣求解
[0077] 在同時考慮環(huán)境干擾和反作用飛輪失效情況下，由于引入了魯棒Hc4受計(jì)思想，控 制器的增益必須滿足使得系統(tǒng)X4穩(wěn)定，且從山化巧Ijz化)的閉環(huán)傳遞函數(shù)的山范數(shù)小于給 定的上界丫，因此抗干擾容錯控制器控制增益矩陣求解問題轉(zhuǎn)化為求解W下線性矩陣不等 式問題：
[007引
[0079] 其中，丫是任意選定的正數(shù)，Q是已知的正定矩陣，滿足Q = QT>0,符號*表示對稱 矩陣中相應(yīng)的對稱部分；當(dāng)控制律的增益陣K = RGri時，系統(tǒng)X 4在形式為以G L的任意故障 作用下均能漸近穩(wěn)定且滿足!1~性能指標(biāo)Mz(t)||2<Y I |dl(t)||2,從而保證衛(wèi)星姿態(tài)控制 系統(tǒng)在具有抗干擾能力情況下實(shí)現(xiàn)容錯功能，能有效提高衛(wèi)星系統(tǒng)的可靠性。
[0080] 本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員公知的現(xiàn)有技術(shù)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種針對執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障的航天器容錯控制方法，其特征在于實(shí)現(xiàn)步驟如下： 第一步，搭建包含多源干擾、故障的航天器動力學(xué)模型； 第二步，針對第一步建立的含干擾的航天器系統(tǒng)動力學(xué)模型中同時存在有界的環(huán)境干 擾和執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效故障設(shè)計(jì)抗干擾容錯控制器； 第三步，求解抗干擾容錯控制器控制增益矩陣。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的針對執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障的航天器容錯控制方法，其特征在于:所述 第一步，建立包含干擾與執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障的航天器系統(tǒng)模型如下： 當(dāng)航天器本體坐標(biāo)系和軌道坐標(biāo)系之間的歐拉角很小時，姿態(tài)運(yùn)動學(xué)可以小角度線性 化，得到如下的航天器系統(tǒng)模型：其中，11，12，13分別為航天器的三軸轉(zhuǎn)動慣量；巾（〇，0(〇，11)(〇分別為三軸姿態(tài)角， 0(〇,知),外〇分別為三軸姿態(tài)角速度，?),決〇#⑴分別為三軸姿態(tài)角加速度;Uf i、uf2和uf3 分別為發(fā)生執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效故障后航天器三軸上的實(shí)際輸出控制力矩;Tdl(t)，Td2(t)，T d3(t) 分別為航天器三軸受到的環(huán)境干擾力矩，滿足范數(shù)有界的條件;η為航天器軌道角速度； 進(jìn)一步，從航天器系統(tǒng)模型Σ:中提取慣量矩陣，Σ:可以轉(zhuǎn)化為如下形式： Mpm + Cpii) + Vpit) = BUit). + BJM 其中狀態(tài)變量Ρ(?) = [Φ，θ，φ]τ為三軸歐拉角，山⑴二^^也工斤表示干擾力矩山 (〇 = [1^，1^2，1^3]7為發(fā)生執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障后航天器三軸上的實(shí)際輸出控制力矩，其中1(：、 V、BU、BW為已知的參數(shù)矩陣； 進(jìn)一步，對含執(zhí)行器故障的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)可描述為如下離線形勢下的狀態(tài)空間 的形式： Σ 2: x(k+l) =Ax (k)+BU(k)+Bidi (k) 其中，k表示當(dāng)前時刻，x(k+l)表示第k+1時刻的系統(tǒng)狀態(tài)，Cl1為范數(shù)有界干擾，A、B、C、Bl· 為已知的參數(shù)矩陣； 在實(shí)際航天器中，為了在某一執(zhí)行機(jī)構(gòu)發(fā)生完全失效故障時保證系統(tǒng)的正常工作，需 在常規(guī)的三正交執(zhí)行機(jī)構(gòu)的基礎(chǔ)上采取硬件冗余的措施，即在與三個主慣量軸角度相等的 方位上增加第四個執(zhí)行機(jī)構(gòu)，構(gòu)成三正交+斜裝的執(zhí)行機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)，此時執(zhí)行機(jī)構(gòu)組安裝方向 陡先·在執(zhí)行機(jī)構(gòu)發(fā)生完全失效故障，執(zhí)行機(jī)構(gòu)完全失效故障可描述如下： Uf (k) =DLiu(k) 其中，u(k)表示第k時刻航天器姿態(tài)控制器實(shí)際解算的控制力矩，L1 = Cliagil1 I2 I3 l4}eL表示執(zhí)行器故障矩陣，I1為失效因子，表示第i個執(zhí)行機(jī)構(gòu)的失效程度u=(m，u 2，U3)， 且滿足： _ f〇,第/個執(zhí)行器完全失效時 ;=<^第/個執(zhí)行器正常工作時 其中L表示執(zhí)行器完全失效故障模式的集合;針對航天器系統(tǒng)常見三正交+斜裝執(zhí)行機(jī) 構(gòu)模式下，其中一個執(zhí)行機(jī)構(gòu)發(fā)生完全失效，對應(yīng)的故障模式集合表示為： L= {L〇,Ll,L2,L3,L4} ={diag[l,l,l,l],diag[0,l,l,l],diag[l,0,l,l],diag[l,l,0,l],diag[l,l,l,0]} 因此，對含執(zhí)行器故障的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的狀態(tài)空間表達(dá)形式Σ2轉(zhuǎn)化為： Σ 3: x(k+l) = Ax(k)+BDLiU(k)+Bidi(k)。3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的針對執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障的航天器容錯控制方法，其特征在于:所述 第二步，抗干擾容錯控制器設(shè)計(jì)如下： 在同時存在有界的環(huán)境干擾和執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效故障的情況下，采用魯棒Η?設(shè)計(jì)思想，建 立如下抗干擾容錯控制系統(tǒng)Σ 4:其中z (k)為第k時刻ft?性能的參考輸出； 根據(jù)魯棒Η?設(shè)計(jì)思想，設(shè)計(jì)抗干擾容錯控制器，完成抗干擾容錯控制，抗干擾容錯控制 器對應(yīng)的控制律為： u(k) =Kx(k) 式中K為航天器系統(tǒng)三軸的抗干擾容錯控制器的增益陣。4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的針對執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障的航天器容錯控制方法，其特征在于:所述 第三步，抗干擾容錯控制器控制增益矩陣求解如下： 在同時考慮環(huán)境干擾和執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效情況下，由于引入了魯棒設(shè)計(jì)思想，控制器的 增益必須滿足使得抗干擾容錯控制系統(tǒng)Σ4穩(wěn)定，且從cU(k)到z(k)的閉環(huán)傳遞函數(shù)的范 數(shù)小于給定的上界γ，因此抗干擾容錯控制器控制增益矩陣求解問題轉(zhuǎn)化為求解以下線性 矩陣不等式問題：其中，γ是任意選定的正數(shù)，Q是已知的正定矩陣，滿足Q=QT>〇,符號*表示對稱矩陣中 相應(yīng)的對稱部分；當(dāng)控制律的增益陣K = RGT1時，抗干擾容錯控制系統(tǒng)Σ 4在形式為Li e L的 任意故障作用下均能漸近穩(wěn)定且滿足Η?性能指標(biāo)I |z(t)| |2〈γ I |山(〇| |2。5. -種針對執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障的航天器容錯控制驗(yàn)證裝置，其特征在于:包括實(shí)時仿真目 標(biāo)機(jī)、姿態(tài)確定模塊、姿態(tài)控制模塊、執(zhí)行機(jī)構(gòu)模塊、試驗(yàn)主控模塊、故障注入模塊、干擾模 擬模塊以及三軸氣浮臺；其中實(shí)時仿真目標(biāo)機(jī)包括航天器姿態(tài)運(yùn)動學(xué)仿真機(jī)，實(shí)時解算航 天器運(yùn)動學(xué)方程，并輸出航天器姿態(tài)參數(shù);姿態(tài)確定模塊用于航天器的姿態(tài)參數(shù)測量和姿 態(tài)解算;姿態(tài)控制模塊包括姿態(tài)控制單元和無線通信單元，其中姿態(tài)控制單元用于進(jìn)行容 錯控制算法解算，所述容錯控制算法為包括針對執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障的航天器容錯控制方法與其 它已知容錯控制方法的多類抗干擾容錯控制方法;無線傳輸單元用于接收來自試驗(yàn)主控模 塊的控制指令，姿態(tài)控制單元根據(jù)無線傳輸單元接收到的控制指令完成所述容錯控制算法 的選擇，從而實(shí)現(xiàn)不同容錯控制方法的測試對比；執(zhí)行機(jī)構(gòu)模塊根據(jù)姿態(tài)控制模塊輸出力 矩進(jìn)行實(shí)現(xiàn)并輸出力矩，從而改變?nèi)S氣浮臺的姿態(tài)，采用了三正交加一斜裝的方式;試驗(yàn) 主控模塊包括試驗(yàn)主控單元、無線通信單元以及數(shù)據(jù)存儲分析對比驗(yàn)證單元，試驗(yàn)主控模 塊中試驗(yàn)主控單元主要用于產(chǎn)生針對姿態(tài)控制模塊、故障注入模塊的控制指令以及干擾模 擬模塊的控制指令，無線通信單元用于試驗(yàn)主控單元的控制指令輸出以及接收來自于實(shí)時 仿真目標(biāo)機(jī)的航天器姿態(tài)數(shù)據(jù)，并將接收的數(shù)據(jù)通過數(shù)據(jù)存儲分析對比驗(yàn)證單元進(jìn)行存儲 對比分析;故障注入模塊包括無線收發(fā)單元和故障等效器，無線收發(fā)單元用于接收來自試 驗(yàn)主控模塊控制指令，并將故障等效器產(chǎn)生故障指令發(fā)送至執(zhí)行機(jī)構(gòu)模塊，故障等效器;根 據(jù)接收來自試驗(yàn)主控模塊的控制指令完成故障信號的生成;干擾模擬模塊包括干擾模擬器 和無線輸送單元，無線輸送單元用于接收來自試驗(yàn)主控模塊的控制指令，并將干擾模擬器 產(chǎn)生的干擾信號傳輸至三軸氣浮臺中，用于實(shí)現(xiàn)航天器運(yùn)行過程中的各類干擾的加載;仿 真目標(biāo)機(jī)、姿態(tài)確定模塊、姿態(tài)控制模塊、執(zhí)行機(jī)構(gòu)模塊、故障注入模塊以及干擾模擬模塊 均安置在三軸氣浮臺的臺面上，試驗(yàn)主控模塊采用單獨(dú)放置，與三軸氣浮臺上設(shè)備采用無 線通訊方式，保障試驗(yàn)過程中研究人員安全;在不考慮試驗(yàn)主控模塊、故障注入模塊和干擾 模擬模塊，由實(shí)驗(yàn)仿真計(jì)算機(jī)、姿態(tài)確定模塊、姿態(tài)控制模塊、執(zhí)行機(jī)構(gòu)模塊與三軸氣浮臺 構(gòu)成一個典型的航天器姿態(tài)控制回路。6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的針對執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障的航天器容錯控制驗(yàn)證裝置，其特征在于： 所述針對執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障的航天器容錯控制方法，實(shí)現(xiàn)步驟如下： 第一步，搭建包含多源干擾、故障的航天器動力學(xué)模型； 第二步，針對第一步建立的含干擾的航天器系統(tǒng)動力學(xué)模型中同時存在有界的環(huán)境干 擾和執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效故障設(shè)計(jì)抗干擾容錯控制器； 第三步，求解抗干擾容錯控制器控制增益矩陣。7. -種針對執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障的航天器容錯控制驗(yàn)證方法，其特征在于實(shí)現(xiàn)步驟為：首先 實(shí)時仿真目標(biāo)機(jī)接收來自于三軸氣浮臺單元輸出的信息，并進(jìn)行運(yùn)動學(xué)解算，此后將姿態(tài) 信息傳遞至姿態(tài)確定模塊、姿態(tài)確定模塊完成姿態(tài)測量和解算后，將解算信息與期望姿態(tài) 信號進(jìn)行相比，將偏差信號傳輸至姿態(tài)控制模塊中姿態(tài)控制單元，姿態(tài)控制單元進(jìn)行所述 容錯算法解算，繼而把控制指令分配至發(fā)生故障的執(zhí)行機(jī)構(gòu)模塊，執(zhí)行機(jī)構(gòu)模塊中剩余健 康的執(zhí)行機(jī)構(gòu)按照接收的力矩控制指令進(jìn)行運(yùn)轉(zhuǎn)，進(jìn)而直接驅(qū)動三軸氣浮臺姿態(tài)發(fā)生變 化，從而有產(chǎn)生新的姿態(tài)信息并傳遞至實(shí)時仿真目標(biāo)機(jī)中的航天器姿態(tài)運(yùn)動學(xué)仿真機(jī)，完 成一次整個回路的航天器姿態(tài)控制；在包含試驗(yàn)主控模塊、故障注入模塊和干擾模擬模塊 時，試驗(yàn)主控模塊產(chǎn)生控制算法選擇指令、故障類型指令以及干擾類型指令，并將所述容錯 控制算法選擇指令通過無線通信單元發(fā)送至姿態(tài)控制模塊中的姿態(tài)控制單元，在接收到新 的容錯控制算法指令后，姿態(tài)控制單元首先會重置航天器的初始參數(shù)，并將執(zhí)行機(jī)構(gòu)模塊、 三軸氣浮臺重置為初始狀態(tài)，此后才會運(yùn)行試驗(yàn)主控模塊所選擇的其他已有的待驗(yàn)證容錯 控制算法，保證所有容錯控制算法均在相同條件下進(jìn)行測試對比分析;試驗(yàn)主控模塊將故 障類型指令發(fā)送至故障注入模塊中的故障等效器，故障注入模塊接收后，通過故障等效器 產(chǎn)生故障信號，并將故障信號傳遞至執(zhí)行機(jī)構(gòu)模塊，從而導(dǎo)致反作用輪組模塊中部分反作 用輪發(fā)生故障，便于容錯控制算法的效果檢驗(yàn);試驗(yàn)主控模塊將干擾類型指令發(fā)送至干擾 模擬模塊中的干擾模擬器，干擾模擬模塊接收后，通過干擾模擬器產(chǎn)生干擾信號，并將干擾 信號傳遞至三軸氣浮臺，從而產(chǎn)生等價于在航天器本體上的施加干擾力矩的效果，完成干 擾力矩的注入，便于姿態(tài)控制算法的抗干擾能力檢驗(yàn)。
【文檔編號】G05B23/02GK106020165SQ201610367586
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2016年5月30日
【發(fā)明人】郭雷, 張培喜, 喬建忠, 許昱涵, 吳克堅(jiān)
【申請人】北京航空航天大學(xué)