一種針對執(zhí)行機構(gòu)故障的航天器容錯控制方法與驗證裝置制造方法及圖紙

本發(fā)明專利技術(shù)涉及一種針對執(zhí)行機構(gòu)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(tài)確定模塊、姿態(tài)控制模塊、執(zhí)行機構(gòu)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(zhí)行機構(gòu)故障注入，此外能夠通過試驗主控模塊選擇姿態(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(zhí)行機構(gòu)完全失效具有容錯能力的H∞控制方法；本發(fā)明專利技術(shù)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(lǐng)域的地面仿真驗證，可應(yīng)用于航天器的高精度姿態(tài)控制。

【技術(shù)實現(xiàn)步驟摘要】

本專利技術(shù)涉及一種針對執(zhí)行機構(gòu)故障的航天器容錯控制方法與驗證裝置及驗證方法，所涉及的系統(tǒng)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；所涉及的容錯控制方法對干擾和執(zhí)行機構(gòu)故障具有抑制能力，能夠快速實現(xiàn)姿態(tài)控制系統(tǒng)的可靠控制，本專利技術(shù)屬于航天器的姿態(tài)控制領(lǐng)域。
技術(shù)介紹
航天器由于其造價昂貴，所以對航天器安全運行的基本要求是整星的高可靠性。據(jù)統(tǒng)計，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”號航天飛機失事造成機組人員全部遇難，1990年“阿利安”火箭發(fā)射爆炸造成經(jīng)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(fā)射相繼失敗造成經(jīng)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(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。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算復(fù)雜的問題，會加大航天器上星載計算機的負擔(dān)。傳統(tǒng)的航天器控制系統(tǒng)驗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)的實際工作狀況，缺少完備性。
技術(shù)實現(xiàn)思路
本專利技術(shù)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)行機構(gòu)故障的航天器容錯控制方法與驗證裝置及驗證方法，結(jié)構(gòu)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(tài)控制系統(tǒng)在具有抗干擾能力情況下實現(xiàn)容錯功能，能有效提高航天器系統(tǒng)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。本專利技術(shù)的技術(shù)解決方案是：一種針對執(zhí)行機構(gòu)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(tài)確定模塊、姿態(tài)控制模塊、執(zhí)行機構(gòu)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(tài)運動學(xué)仿真機，主要實時解算航天器運動學(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(tài)控制單元可以根據(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)行機構(gòu)模塊主要根據(jù)姿態(tài)控制模塊輸出力矩進行實現(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；試驗主控模塊主要包括試驗主控單元、無線通信單元以及數(shù)據(jù)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(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，無線通信單元主要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(tài)數(shù)據(jù)，并將接收的數(shù)據(jù)通過數(shù)據(jù)存儲分析對比驗證單元進行存儲對比分析；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)行機構(gòu)模塊，故障等效器主要是根據(jù)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(chǎn)生的干擾信號傳輸至三軸氣浮臺中，用于實現(xiàn)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(tài)確定模塊、姿態(tài)控制模塊、執(zhí)行機構(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，試驗主控模塊采用單獨放置，與三軸氣浮臺上設(shè)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(tài)確定模塊、姿態(tài)控制模塊、執(zhí)行機構(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，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(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)行機構(gòu)模塊，執(zhí)行機構(gòu)模塊中剩余健康的執(zhí)行機構(gòu)按照接收的力矩控制指令進行運轉(zhuǎn)，進而直接驅(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)信息并傳遞至實時仿真目標機中的航天器姿態(tài)運動學(xué)仿真機，完成一次整個回路的航天器姿態(tài)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(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)行機構(gòu)模塊、三軸氣浮臺重置為初始狀態(tài)，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(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；試驗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。針對執(zhí)行機構(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)行機構(gòu)失效故障以及范數(shù)有界不可建模干擾等多源干擾及故障下的H∞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)行機構(gòu)失效故障設(shè)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：第一步，建立包含干擾與執(zhí)行機構(gòu)故障的航天器系統(tǒng)模型當(dāng)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(tài)運動學(xué)可以小角度線性化，得到如下的航天器系統(tǒng)模型： Σ 1 : I 1 φ &C本文檔來自技高網(wǎng)...

【技術(shù)保護點】
一種針對執(zhí)行機構(gòu)故障的航天器容錯控制方法，其特征在于實現(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)行機構(gòu)失效故障設(shè)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。

【技術(shù)特征摘要】
1.一種針對執(zhí)行機構(gòu)故障的航天器容錯控制方法，其特征在于實現(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)行機構(gòu)失效故障設(shè)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(jù)權(quán)利要求1所述的針對執(zhí)行機構(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)行機構(gòu)故障的航天器系統(tǒng)模型如下：當(dāng)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(tài)運動學(xué)可以小角度線性化，得到如下的航天器系統(tǒng)模型： Σ 1 : I 1 φ ·· ( t ) - n ( I 1 - I 2 + I 3 ) ψ · ( t ) + 4 n 2 ( I 2 - I 3 ) φ ( t ) = u f 1 ( t ) + T d 1 ( t ) I 2 θ ·· ( t ) + 3 n 2 ( I 1 - I 3 ) θ ( t ) = u f 2 ( t ) + T d 2 ( t ) I 3 ψ ·· ( t ) + n ( I 1 - I 2 + ...

【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：郭雷，張培喜，喬建忠，許昱涵，吳克堅，
申請(專利權(quán))人：北京航空航天大學(xué)，
類型：發(fā)明
國別省市：北京;11