一種針對執行機構故障的航天器容錯控制方法與驗證裝置的制造方法
【專利摘要】本發明涉及一種針對執行機構故障的航天器容錯控制方法與驗證裝置，驗證裝置包括實時仿真機、姿態確定模塊、姿態控制模塊、執行機構模塊、試驗主控模塊、故障注入模塊、干擾模擬模塊以及三軸氣浮臺；所述的驗證裝置是一類通用化驗證裝置，能夠通過故障注入模塊完成不同類型執行機構故障注入，此外能夠通過試驗主控模塊選擇姿態控制模塊中姿態控制算法類別，能夠完成多類不同類型容錯控制方法的控制能力進行對比分析驗證；所述的容錯控制方法，是一類具有干擾抑制特性且對執行機構完全失效具有容錯能力的H∞控制方法；本發明能夠驗證多類抗干擾容錯控制方法的有效性與工程實用性，適用于航空航天領域的地面仿真驗證，可應用于航天器的高精度姿態控制。
【專利說明】
-種針對執行機構故障的航天器容錯控制方法與驗證裝置
技術領域
[0001] 本發明設及一種針對執行機構故障的航天器容錯控制方法與驗證裝置及驗證方 法，所設及的系統是一種通用化的驗證裝置，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證平臺；所設及的容錯控制方法對干擾和執行機構故障具有 抑制能力，能夠快速實現姿態控制系統的可靠控制，本發明屬于航天器的姿態控制領域。
【背景技術】
[0002] 航天器由于其造價昂貴，所W對航天器安全運行的基本要求是整星的高可靠性。 據統計，在1957至1988的30年間，發生災難性事故的航天器約有140顆，1986年美國"挑戰 者"號航天飛機失事造成機組人員全部遇難，1990年"阿利安"火箭發射爆炸造成經濟損失 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運載火箭等發射相繼失 敗造成經濟損失約13億美元;2003年，美國哥倫比亞號航天飛機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，提高航天器姿態控制系統的容錯控制能力已 經成為保證航天器任務的重要措施。
[0003] 傳統的方式是通過采用硬件冗余的方式來提高系統的可靠性，但是同時也帶來載 荷受限，結構設計復雜的問題，因此從算法軟件上提高航天器姿態系統可靠性已經逐步成 為一大重要研究方向，現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 時考慮實際航天器系統中廣泛存在環境干擾等干擾力矩，對于系統中同時存在干擾與故障 情況下的研究較少;此外現有的抗干擾容錯方法是一類主動型控制方法，在現有航天器器 部件可靠性已經大大提高的基礎上，繼續采用主動容錯方式會帶來計算復雜的問題，會加 大航天器上星載計算機的負擔。
[0004] 傳統的航天器控制系統驗證裝置大多針對一類具體任務、具體型號搭建，在航天 器控制系統回路中均由單一的控制方法對于開展科學研究缺少通用性和普適性;此外，傳 統的航天器控制系統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 系統的實際工作狀況，缺少完備性。

【發明內容】

[0005] 本發明的技術解決問題是：克服現有技術的不足，提供一種針對執行機構故障的 航天器容錯控制方法與驗證裝置及驗證方法，結構簡單，計算方便，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控制系統在具有 抗干擾能力情況下實現容錯功能，能有效提高航天器系統的可靠性;并進一步提出了一個 具有通用性、普適性及完備性的航天器驗證裝置及驗證方法。
[0006] 本發明的技術解決方案是：一種針對執行機構故障的航天器容錯控制驗證裝置， 包括實時仿真目標機、姿態確定模塊、姿態控制模塊、執行機構模塊、試驗主控模塊、故障注 入模塊、干擾模擬模塊W及=軸氣浮臺；其中實時仿真目標機包括航天器姿態運動學仿真 機，主要實時解算航天器運動學方程，并輸出航天器姿態參數;姿態確定模塊主要用于航天 器的姿態測量和姿態解算;姿態控制模塊包括姿態控制單元和無線通信單元，其中姿態控 制單元主要用于進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主控模塊的 控制指令，姿態控制單元可W根據無線傳輸單元接收到的控制指令完成控制算法的選擇， 從而實現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;執行機構模塊主要根據姿態控制模塊輸出力 矩進行實現并輸出力矩，從而改變=軸氣浮臺的姿態，采用了=正交加一斜裝的方式;試驗 主控模塊主要包括試驗主控單元、無線通信單元W及數據存儲分析對比驗證單元，試驗主 控模塊中試驗主控單元主要用于產生針對姿態控制模塊、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主控單元的控制指令輸出W及接收來 自于實時仿真目標機的航天器姿態數據，并將接收的數據通過數據存儲分析對比驗證單元 進行存儲對比分析;故障注入模塊包括無線收發單元和故障等效器，無線收發單元用于接 收來自試驗主控模塊控制指令，并將故障等效器產生故障指令發送至執行機構模塊，故障 等效器主要是根據接收來自試驗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主控模塊的控制指令， 并將干擾模擬器產生的干擾信號傳輸至=軸氣浮臺中，用于實現航天器運行過程中的各類 干擾;本實驗平臺中實施仿真目標機、姿態確定模塊、姿態控制模塊、執行機構模塊、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，試驗主控模塊采用單獨放置，與 =軸氣浮臺上設備采用無線通訊方式，保障試驗過程中研究人員安全;在不考慮試驗主控 模塊、故障注入模塊和干擾模擬模塊，由實驗仿真計算機、姿態確定模塊、姿態控制模塊、執 行機構模塊與=軸氣浮臺構成一個典型的航天器姿態控制回路，首先實時仿真目標機接收 來自于=軸氣浮臺單元輸出的信息，并進行運動學解算，此后將姿態信息傳遞至姿態確定 模塊、姿態確定模塊完成姿態測量和解算后，將解算信息與期望姿態信號進行相比，將偏差 信號傳輸至姿態控制模塊中姿態控制單元，姿態控制單元進行姿態容錯算法解算，繼而把 控制指令分配至發生故障的執行機構模塊，執行機構模塊中剩余健康的執行機構按照接收 的力矩控制指令進行運轉，進而直接驅動=軸氣浮臺姿態發生變化，從而有產生新的姿態 信息并傳遞至實時仿真目標機中的航天器姿態運動學仿真機，完成一次整個回路的航天器 姿態控制;在包含試驗主控模塊、故障注入模塊和干擾模擬模塊時，試驗主控模塊產生控制 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 元發送至姿態控制模塊中的姿態控制單元，在接收到新的控制算法指令后，姿態控制單元 首先會重置航天器的初始參數，并將執行機構模塊、=軸氣浮臺重置為初始狀態，此后才會 運行試驗主控模塊所選擇的其他已有的待驗證容錯控制算法，保證所有算法均在相同條件 下進行測試對比分析;試驗主控模塊將故障類型指令發送至故障注入模塊中的故障等效 器，故障注入模塊接收后，通過故障等效器產生故障信號，并將故障信號傳遞至執行機構模 塊，從而導致反作用輪組模塊中部分反作用輪發生故障，便于容錯控制算法的效果檢驗;試 驗主控模塊將干擾類型指令發送至干擾模擬模塊中的干擾模擬器，干擾模擬模塊接收后， 通過干擾模擬器產生干擾信號，并將干擾信號傳遞至=軸氣浮臺，從而產生等價于在航天 器本體上的施加干擾力矩的效果，完成干擾力矩的注入，便于姿態控制算法的抗干擾能力 檢驗D
[0007]針對執行機構故障的航天器容錯控制方法，是一種能夠針對航天器系統中存在的 執行機構失效故障W及范數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模型，其次針對航天器系統同時存在有 界的環境干擾和執行機構失效故障設計抗干擾容錯控制器，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，建立包含干擾與執行機構故障的航天器系統模型
[0009] 當航天器本體坐標系和軌道坐標系之間的歐拉角很小時，姿態運動學可W小角度 線性化，得到如下的航天器系統模型：
[0010]
[OOW 其中，11，12，13分別為航天器的；軸轉動慣量；(1)(0，0(0,4(0分別為；軸姿態 角，如/)，與O心的分別為S軸姿態角速度，而0，新0,例O分別為S軸姿態角加速度;Ufi、Uf2 和Uf3分別為發生執行機構失效故障后航天器S軸上的實際輸出控制力矩;Tdl(t)，Td2(t), Td3(t)分別為航天器=軸受到的環境干擾力矩，滿足范數有界的條件;n為航天器軌道角速 度；
[0012] 進一步，從航天器系統模型Xi中提取慣量矩陣，Xi可W轉化為如下形式：
[0013]
[0014] 其中狀態變量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^為發生執行機構故障后航天器^軸上的實際輸出控制力矩，其中 M、C、V、Bu、Bw為已知的參數矩陣；
[0015] 進一步，對含執行器故障的的航天器姿態控制系統可描述為如下離線形勢下的狀 態空間的形式：
[0016] 5：2:x(k+l)=AxA)+WA)+Bi(Mk)
[0017] 其中，k表示當前時刻，X化+1)表示第k+1時刻的系統狀態，山為范數有界干擾，A、 B、C、Bi為已知的參數矩陣；
[0018] 在實際航天器中，為了在某一執行機構發生完全失效故障時保證系統的正常工 作，需在常規的=正交執行機構的基礎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行機構，構成=正交+斜裝的執行機構結構。此時執行機構組安 裝方向陣為：
[0019]
[0020] 在執行機構發生完全失效故障，執行機構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時刻航天器姿態控制器實際解算的控制力矩，Li = diag{li b I3 14}GL表示執行器故障矩陣，Ii為失效因子，表示第i個執行機構的失效程度U=(U1，U2, U3)，且滿足：
[0023]
[0024] 其中L表示執行器完全失效故障模式的集合;針對航天器系統常見=正交+斜裝執 行機構模式下，其中一個執行機構發生完全失效，對應的故障模式集合可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，對含執行器故障的航天器姿態控制系統的狀態空間表達形式X2轉化為：
[0028] 5：3:x(k+l)=AxA)+Wku(k)+Bidi(k)
[0029] 第二步，抗干擾容錯控制器設計
[0030] 在同時存在有界的環境干擾和執行機構失效故障的情況下，采用魯棒Hc4受計思 想，建立如下的系統：
[0031]
[0032] 其中Z化)為第k時刻E4生能的參考輸出；
[0033] 根據魯棒受計思想，設計抗干擾容錯控制器，完成抗干擾容錯控制，抗干擾容錯 控制器對應的控制律為：
[0034] u(k)=Kx 化）
[0035] 式中K為航天器系統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] 在同時考慮環境干擾和執行機構失效情況下，由于引入了魯棒Hc4受計思想，控制 器的增益必須滿足使得閉環系統X4穩定，且從di化巧Ijz化)的閉環傳遞函數的山范數小于 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，Q是已知的正定矩陣，滿足Q = QT>0,符號*表示對稱 矩陣中相應的對稱部分；當控制律的增益陣K = RGri時，系統X 4在形式為以G L的任意故障 作用下均能漸近穩定且滿足!1~性能指標Mz(t)||2<Y I |dl(t)||2,從而保證航天器姿態控 制系統在具有抗干擾能力情況下實現容錯功能，能有效提高航天器系統的可靠性。
[0040] 本發明與現有技術相比的優點在于：
[0041] (1)本發明中，驗證裝置及驗證方法通過引入試驗主控模塊、故障注入模塊W及干 擾模擬模塊能夠在地面實現航天器系統遭受的多類型干擾、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，完善了現有航天器平臺缺乏通用性、普適性和完 備性的缺點，本能夠驗證多類抗干擾容錯控制方法的有效性與工程實用性，適用于航空航 天領域的地面仿真驗證，可應用于航天器的高精度姿態控制;此外本發明中不同算法的切 換W及測試對比的數據都采用無線傳輸的方式，保障了地面測試人員的安全并減少了實驗 的繁雜程度。
[0042] (2)本發明中設及的一種抗干擾容錯控制方法，具有設計簡單，運算量小的優點， 而且考慮了實際航天器系統同時遭受的干擾與故障的情況，通過魯棒容錯控制方法，能 夠實現故障和干擾下航天器系統的快速容錯能力，能夠有效提升航天器系統的可靠性。
【附圖說明】
[0043] 圖1為本發明針對執行機構故障的航天器容錯控制驗證裝置的結構組成圖；
[0044] 圖2為本發明針對執行機構故障的航天器容錯控制方法的設計流程圖。
【具體實施方式】
[0045] W-類通用衛星系統為例來說明系統和方法的具體實現，其中采用=正裝一斜裝 的反作用飛輪作為執行機構，衛星需要長期穩定在軌工作，對姿態控制系統可靠度具有很 高要求；
[0046] 如圖1所示，本發明的組成部分包括實時仿真目標機1、姿態確定模塊2、姿態控制 模塊3、反作用飛輪模塊4、試驗主控模塊5、故障注入模塊6、干擾模擬模塊7W及=軸氣浮臺 8;其中實時仿真目標機1包括航天器姿態運動學仿真機11，主要實時解算航天器運動學方 程，并輸出航天器姿態參數;姿態確定模塊2主要用于航天器的姿態測量和姿態解算;姿態 控制模塊3包括姿態控制單元31和無線通信單元32,其中姿態控制單元31主要用于進行容 錯控制算法解算，無線傳輸單元32主要用于接收來自試驗主控模塊5的控制指令，姿態控制 單元31可W根據無線傳輸單元32接收到的控制指令完成控制算法的選擇，從而實現不同容 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主要根據姿態控制模塊輸出力矩進行實現 并輸出力矩，從而改變=軸氣浮臺8的姿態，采用了=正交加一斜裝的方式;試驗主控模塊5 主要包括試驗主控單元51、無線通信單元52W及數據存儲分析對比驗證單元53,試驗主控 模塊5中試驗主控單元主要用于產生針對姿態控制模塊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主要用于試驗主控單元的控制指令輸出W及 接收來自于實時仿真目標機1的航天器姿態數據，并將接收的數據通過數據存儲分析對比 驗證單元53進行存儲對比分析;故障注入模塊6包括無線收發單元62和故障等效器61，無線 收發單元62用于接收來自試驗主控模塊控制指令，并將故障等效器61產生故障指令發送至 反作用飛輪模塊4,故障等效器61主要是根據接收來自試驗主控模塊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 收來自試驗主控模塊的控制指令，并將干擾模擬器71產生的干擾信號傳輸至=軸氣浮臺8 中，用于實現航天器運行過程中的各類干擾;本實驗平臺中實施仿真目標機1、姿態確定模 塊2、姿態控制模塊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，試驗主控模塊采用單獨放置，與=軸氣浮臺8上設備采用無線通訊方式， 保障試驗過程中研究人員安全;在不考慮試驗主控模塊5、故障注入模塊6和干擾模擬模塊 7,由實驗仿真計算機1、姿態確定模塊2、姿態控制模塊3、反作用飛輪模塊4與=軸氣浮臺8 構成一個典型的航天器姿態控制回路，首先實時仿真目標機1接收來自于=軸氣浮臺單元8 輸出的信息，并進行運動學解算，此后將姿態信息傳遞至姿態確定模塊2、姿態確定模塊2完 成姿態測量和解算后，將解算信息與期望姿態信號進行相比，將偏差信號傳輸至姿態控制 模塊3中姿態控制單元31，姿態控制單元3進行姿態容錯算法解算，繼而把控制指令分配至 發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 控制指令進行運轉，進而直接驅動=軸氣浮臺8姿態發生變化，從而有產生新的姿態信息并 傳遞至實時仿真目標機1中的航天器姿態運動學仿真機11，完成一次整個回路的航天器姿 態控制;在包含試驗主控模塊5、故障注入模塊6和干擾模擬模塊7時，試驗主控模塊產生控 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發送至姿態控制模塊3中的姿態控制單元31，在接收到新的控制算法指令后，姿態控 制單元31首先會重置航天器的初始參數，并將反作用飛輪模塊、=軸氣浮臺重置為初始狀 態，此后才會運行試驗主控模塊所選擇的其他已有的待驗證容錯控制算法，保證所有算法 均在相同條件下進行測試對比分析;試驗主控模塊5將故障類型指令發送至故障注入模塊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,從而導致反作用輪組模塊4中部分反作用輪發生故障，便于容 錯控制算法的效果檢驗;試驗主控模塊5將干擾類型指令發送至干擾模擬模塊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產生干擾信號，并將干擾信號傳遞至= 軸氣浮臺8,從而產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，便于姿態控制算法的抗干擾能力檢驗。
[0047]如圖2所示，本發明是一種能夠針對衛星系統中存在的反作用飛輪的失效故障W 及范數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、故障的衛星動力學模型，其次針對衛星系統同時存在有界的環境干擾和執行機構 失效故障設計抗干擾容錯控制器，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星系統模型
[0049]當衛星本體坐標系和軌道坐標系之間的歐拉角很小時，姿態運動學可W小角度線 性化，得到如下的衛星系統模型：
[(K)加 ]
[0051] 其中，11，12，13分別為衛星的；軸轉動慣量；(1)(〇，目(〇>(*)分別為；軸姿態角， 如)，如),^^>的分別為；軸姿態角速度，滿讀如)，於價分別為；軸姿態角加速度;山1、山2和山3分別為發生反作用飛輪失效故障后衛星S軸上的實際輸出控制力矩;Tdi(t)，Td2(t)，Td3(t) 分別為衛星=軸受到的環境干擾力矩，滿足范數有界的條件;n為衛星軌道角速度；
[0052] 進一步，從衛星系統模型Xi中提取慣量矩陣，Xi可W轉化為如下形式：
[0化3]
[0054]其中狀態變量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]%發生反作用飛輪故障后衛星立軸上的實際輸出控制力矩，其中 M、C、V、Bu、Bw為已知的參數矩陣；
[0055] 進一步，對含執行器故障的的衛星姿態控制系統可描述為如下離線形勢下的狀態 空間的形式：
[0056] X 2:x化+1) =Ax化)+腳化)+Bidi化）
[0057] 其中，k表示當前時刻，X化+1)表示第k+1時刻的系統狀態，山為范數有界干擾，A、 B、C、Bi為已知的參數矩陣；
[005引在實際衛星中，為了在某一反作用飛輪發生完全失效故障時保證系統的正常工 作，需在常規的=正交反作用飛輪的基礎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，構成=正交+斜裝的反作用飛輪結構。此時反作用 飛輪組安據節向隨責.
[0化9]
[0060] 在反作用飛輪發生完全失效故障，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時刻衛星姿態控制器實際解算的控制力矩，Li = diag{li b 13 U} GL表示執行器故障矩陣，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表示執行器完全失效故障模式的集合;針對衛星系統常見=正交+斜裝反作 用飛輪模式下，其中一個反作用飛輪發生完全失效，對應的故障模式集合可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，對含執行器故障的衛星姿態控制系統的狀態空間表達形式轉化為：
[0068] X 3:x(k+l) =Ax化）+Wl^iU(k)+Bidi(k)
[0069] 2、抗干擾容錯控制器設計
[0070] 在同時存在有界的環境干擾和反作用飛輪失效故障的情況下，采用魯棒Hc4受計思 想，建立如下的系統：
[0071]
[0072] 其中Z化)為第k時刻E4生能的參考輸出；
[0073] 根據魯棒受計思想，設計抗干擾容錯控制器，完成抗干擾容錯控制，抗干擾容錯 控制器對應的控制律為：
[0074] u(k)=Kx 化）
[0075] 式中K為衛星系統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] 在同時考慮環境干擾和反作用飛輪失效情況下，由于引入了魯棒Hc4受計思想，控 制器的增益必須滿足使得系統X4穩定，且從山化巧Ijz化)的閉環傳遞函數的山范數小于給 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，Q是已知的正定矩陣，滿足Q = QT>0,符號*表示對稱 矩陣中相應的對稱部分；當控制律的增益陣K = RGri時，系統X 4在形式為以G L的任意故障 作用下均能漸近穩定且滿足!1~性能指標Mz(t)||2<Y I |dl(t)||2,從而保證衛星姿態控制 系統在具有抗干擾能力情況下實現容錯功能，能有效提高衛星系統的可靠性。
[0080] 本發明說明書中未作詳細描述的內容屬于本領域專業技術人員公知的現有技術。
【主權項】
1. 一種針對執行機構故障的航天器容錯控制方法，其特征在于實現步驟如下： 第一步，搭建包含多源干擾、故障的航天器動力學模型； 第二步，針對第一步建立的含干擾的航天器系統動力學模型中同時存在有界的環境干 擾和執行機構失效故障設計抗干擾容錯控制器； 第三步，求解抗干擾容錯控制器控制增益矩陣。2. 根據權利要求1所述的針對執行機構故障的航天器容錯控制方法，其特征在于:所述 第一步，建立包含干擾與執行機構故障的航天器系統模型如下： 當航天器本體坐標系和軌道坐標系之間的歐拉角很小時，姿態運動學可以小角度線性 化，得到如下的航天器系統模型：其中，11，12，13分別為航天器的三軸轉動慣量；巾（〇，0(〇，11)(〇分別為三軸姿態角， 0(〇,知),外〇分別為三軸姿態角速度，?),決〇#⑴分別為三軸姿態角加速度;Uf i、uf2和uf3 分別為發生執行機構失效故障后航天器三軸上的實際輸出控制力矩;Tdl(t)，Td2(t)，T d3(t) 分別為航天器三軸受到的環境干擾力矩，滿足范數有界的條件;η為航天器軌道角速度； 進一步，從航天器系統模型Σ:中提取慣量矩陣，Σ:可以轉化為如下形式： Mpm + Cpii) + Vpit) = BUit). + BJM 其中狀態變量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為發生執行機構故障后航天器三軸上的實際輸出控制力矩，其中1(：、 V、BU、BW為已知的參數矩陣； 進一步，對含執行器故障的航天器姿態控制系統可描述為如下離線形勢下的狀態空間 的形式： Σ 2: x(k+l) =Ax (k)+BU(k)+Bidi (k) 其中，k表示當前時刻，x(k+l)表示第k+1時刻的系統狀態，Cl1為范數有界干擾，A、B、C、Bl· 為已知的參數矩陣； 在實際航天器中，為了在某一執行機構發生完全失效故障時保證系統的正常工作，需 在常規的三正交執行機構的基礎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行機構，構成三正交+斜裝的執行機構結構，此時執行機構組安裝方向 陡先·在執行機構發生完全失效故障，執行機構完全失效故障可描述如下： Uf (k) =DLiu(k) 其中，u(k)表示第k時刻航天器姿態控制器實際解算的控制力矩，L1 = Cliagil1 I2 I3 l4}eL表示執行器故障矩陣，I1為失效因子，表示第i個執行機構的失效程度u=(m，u 2，U3)， 且滿足： _ f〇,第/個執行器完全失效時 ;=<^第/個執行器正常工作時 其中L表示執行器完全失效故障模式的集合;針對航天器系統常見三正交+斜裝執行機 構模式下，其中一個執行機構發生完全失效，對應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，對含執行器故障的航天器姿態控制系統的狀態空間表達形式Σ2轉化為： Σ 3: x(k+l) = Ax(k)+BDLiU(k)+Bidi(k)。3. 根據權利要求1所述的針對執行機構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計如下： 在同時存在有界的環境干擾和執行機構失效故障的情況下，采用魯棒Η?設計思想，建 立如下抗干擾容錯控制系統Σ 4:其中z (k)為第k時刻ft?性能的參考輸出； 根據魯棒Η?設計思想，設計抗干擾容錯控制器，完成抗干擾容錯控制，抗干擾容錯控制 器對應的控制律為： u(k) =Kx(k) 式中K為航天器系統三軸的抗干擾容錯控制器的增益陣。4. 根據權利要求1所述的針對執行機構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： 在同時考慮環境干擾和執行機構失效情況下，由于引入了魯棒設計思想，控制器的 增益必須滿足使得抗干擾容錯控制系統Σ4穩定，且從cU(k)到z(k)的閉環傳遞函數的范 數小于給定的上界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，Q是已知的正定矩陣，滿足Q=QT>〇,符號*表示對稱矩陣中 相應的對稱部分；當控制律的增益陣K = RGT1時，抗干擾容錯控制系統Σ 4在形式為Li e L的 任意故障作用下均能漸近穩定且滿足Η?性能指標I |z(t)| |2〈γ I |山(〇| |2。5. -種針對執行機構故障的航天器容錯控制驗證裝置，其特征在于:包括實時仿真目 標機、姿態確定模塊、姿態控制模塊、執行機構模塊、試驗主控模塊、故障注入模塊、干擾模 擬模塊以及三軸氣浮臺；其中實時仿真目標機包括航天器姿態運動學仿真機，實時解算航 天器運動學方程，并輸出航天器姿態參數;姿態確定模塊用于航天器的姿態參數測量和姿 態解算;姿態控制模塊包括姿態控制單元和無線通信單元，其中姿態控制單元用于進行容 錯控制算法解算，所述容錯控制算法為包括針對執行機構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主控模 塊的控制指令，姿態控制單元根據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，從而實現不同容錯控制方法的測試對比；執行機構模塊根據姿態控制模塊輸出力 矩進行實現并輸出力矩，從而改變三軸氣浮臺的姿態，采用了三正交加一斜裝的方式;試驗 主控模塊包括試驗主控單元、無線通信單元以及數據存儲分析對比驗證單元，試驗主控模 塊中試驗主控單元主要用于產生針對姿態控制模塊、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主控單元的控制指令輸出以及接收來自于實時 仿真目標機的航天器姿態數據，并將接收的數據通過數據存儲分析對比驗證單元進行存儲 對比分析;故障注入模塊包括無線收發單元和故障等效器，無線收發單元用于接收來自試 驗主控模塊控制指令，并將故障等效器產生故障指令發送至執行機構模塊，故障等效器;根 據接收來自試驗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主控模塊的控制指令，并將干擾模擬器 產生的干擾信號傳輸至三軸氣浮臺中，用于實現航天器運行過程中的各類干擾的加載;仿 真目標機、姿態確定模塊、姿態控制模塊、執行機構模塊、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，試驗主控模塊采用單獨放置，與三軸氣浮臺上設備采用無 線通訊方式，保障試驗過程中研究人員安全;在不考慮試驗主控模塊、故障注入模塊和干擾 模擬模塊，由實驗仿真計算機、姿態確定模塊、姿態控制模塊、執行機構模塊與三軸氣浮臺 構成一個典型的航天器姿態控制回路。6. 根據權利要求5所述的針對執行機構故障的航天器容錯控制驗證裝置，其特征在于： 所述針對執行機構故障的航天器容錯控制方法，實現步驟如下： 第一步，搭建包含多源干擾、故障的航天器動力學模型； 第二步，針對第一步建立的含干擾的航天器系統動力學模型中同時存在有界的環境干 擾和執行機構失效故障設計抗干擾容錯控制器； 第三步，求解抗干擾容錯控制器控制增益矩陣。7. -種針對執行機構故障的航天器容錯控制驗證方法，其特征在于實現步驟為：首先 實時仿真目標機接收來自于三軸氣浮臺單元輸出的信息，并進行運動學解算，此后將姿態 信息傳遞至姿態確定模塊、姿態確定模塊完成姿態測量和解算后，將解算信息與期望姿態 信號進行相比，將偏差信號傳輸至姿態控制模塊中姿態控制單元，姿態控制單元進行所述 容錯算法解算，繼而把控制指令分配至發生故障的執行機構模塊，執行機構模塊中剩余健 康的執行機構按照接收的力矩控制指令進行運轉，進而直接驅動三軸氣浮臺姿態發生變 化，從而有產生新的姿態信息并傳遞至實時仿真目標機中的航天器姿態運動學仿真機，完 成一次整個回路的航天器姿態控制；在包含試驗主控模塊、故障注入模塊和干擾模擬模塊 時，試驗主控模塊產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送至姿態控制模塊中的姿態控制單元，在接收到新 的容錯控制算法指令后，姿態控制單元首先會重置航天器的初始參數，并將執行機構模塊、 三軸氣浮臺重置為初始狀態，此后才會運行試驗主控模塊所選擇的其他已有的待驗證容錯 控制算法，保證所有容錯控制算法均在相同條件下進行測試對比分析;試驗主控模塊將故 障類型指令發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 產生故障信號，并將故障信號傳遞至執行機構模塊，從而導致反作用輪組模塊中部分反作 用輪發生故障，便于容錯控制算法的效果檢驗;試驗主控模塊將干擾類型指令發送至干擾 模擬模塊中的干擾模擬器，干擾模擬模塊接收后，通過干擾模擬器產生干擾信號，并將干擾 信號傳遞至三軸氣浮臺，從而產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，便于姿態控制算法的抗干擾能力檢驗。
【文檔編號】G05B23/02GK106020165SQ201610367586
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2016年5月30日
【發明人】郭雷, 張培喜, 喬建忠, 許昱涵, 吳克堅
【申請人】北京航空航天大學