一种针对执行机构故障的航天器容错控制方法与验证装置制造方法及图纸

本发明专利技术涉及一种针对执行机构故障的航天器容错控制方法与验证装置，验证装置包括实时仿真机、姿态确定模块、姿态控制模块、执行机构模块、试验主控模块、故障注入模块、干扰模拟模块以及三轴气浮台；所述的验证装置是一类通用化验证装置，能够通过故障注入模块完成不同类型执行机构故障注入，此外能够通过试验主控模块选择姿态控制模块中姿态控制算法类别，能够完成多类不同类型容错控制方法的控制能力进行对比分析验证；所述的容错控制方法，是一类具有干扰抑制特性且对执行机构完全失效具有容错能力的H∞控制方法；本发明专利技术能够验证多类抗干扰容错控制方法的有效性与工程实用性，适用于航空航天领域的地面仿真验证，可应用于航天器的高精度姿态控制。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种针对执行机构故障的航天器容错控制方法与验证装置及验证方法，所涉及的系统是一种通用化的验证装置，能够提供不同类型的故障，并能为不同类型的容错控制方法提供对比分析验证平台；所涉及的容错控制方法对干扰和执行机构故障具有抑制能力，能够快速实现姿态控制系统的可靠控制，本专利技术属于航天器的姿态控制领域。
技术介绍
航天器由于其造价昂贵，所以对航天器安全运行的基本要求是整星的高可靠性。据统计，在1957至1988的30年间，发生灾难性事故的航天器约有140颗，1986年美国“挑战者”号航天飞机失事造成机组人员全部遇难，1990年“阿利安”火箭发射爆炸造成经济损失约3亿美元，1999年雅典娜2号、德尔它2号、美国大力神4B和日本H2运载火箭等发射相继失败造成经济损失约13亿美元；2003年，美国哥伦比亚号航天飞机在返回途中失事造成宇航员全部遇难，因此对于提高航天器的可靠性，提高航天器姿态控制系统的容错控制能力已经成为保证航天器任务的重要措施。传统的方式是通过采用硬件冗余的方式来提高系统的可靠性，但是同时也带来载荷受限，结构设计复杂的问题，因此从算法软件上提高航天器姿态系统可靠性已经逐步成为一大重要研究方向，现有的容错控制方法有多种多样，但是部分容错控制方法并没有同时考虑实际航天器系统中广泛存在环境干扰等干扰力矩，对于系统中同时存在干扰与故障情况下的研究较少；此外现有的抗干扰容错方法是一类主动型控制方法，在现有航天器器部件可靠性已经大大提高的基础上，继续采用主动容错方式会带来计算复杂的问题，会加大航天器上星载计算机的负担。传统的航天器控制系统验证装置大多针对一类具体任务、具体型号搭建，在航天器控制系统回路中均由单一的控制方法对于开展科学研究缺少通用性和普适性；此外，传统的航天器控制系统测试平台对于干扰和故障的情况都考虑较少，并没有充分考虑航天器系统的实际工作状况，缺少完备性。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种针对执行机构故障的航天器容错控制方法与验证装置及验证方法，结构简单，计算方便，既能够有效抑制外部干扰的影响，又具有容错能力的抗干扰容错控制算法，从而保证航天器姿态控制系统在具有抗干扰能力情况下实现容错功能，能有效提高航天器系统的可靠性；并进一步提出了一个具有通用性、普适性及完备性的航天器验证装置及验证方法。本专利技术的技术解决方案是：一种针对执行机构故障的航天器容错控制验证装置，包括实时仿真目标机、姿态确定模块、姿态控制模块、执行机构模块、试验主控模块、故障注入模块、干扰模拟模块以及三轴气浮台；其中实时仿真目标机包括航天器姿态运动学仿真机，主要实时解算航天器运动学方程，并输出航天器姿态参数；姿态确定模块主要用于航天器的姿态测量和姿态解算；姿态控制模块包括姿态控制单元和无线通信单元，其中姿态控制单元主要用于进行容错控制算法解算，无线传输单元主要用于接收来自试验主控模块的控制指令，姿态控制单元可以根据无线传输单元接收到的控制指令完成控制算法的选择，从而实现不同容错控制方法的测试对比，其它已知的通用化容错控制方法主要包括滑模容错控制方法和基于故障观测的容错控制方法；执行机构模块主要根据姿态控制模块输出力矩进行实现并输出力矩，从而改变三轴气浮台的姿态，采用了三正交加一斜装的方式；试验主控模块主要包括试验主控单元、无线通信单元以及数据存储分析对比验证单元，试验主控模块中试验主控单元主要用于产生针对姿态控制模块、故障注入模块的控制指令以及干扰模拟模块的控制指令，无线通信单元主要用于试验主控单元的控制指令输出以及接收来自于实时仿真目标机的航天器姿态数据，并将接收的数据通过数据存储分析对比验证单元进行存储对比分析；故障注入模块包括无线收发单元和故障等效器，无线收发单元用于接收来自试验主控模块控制指令，并将故障等效器产生故障指令发送至执行机构模块，故障等效器主要是根据接收来自试验主控模块的控制指令完成故障信号的生成；干扰模拟模块包括干扰模拟器和无线输送单元，无线输送单元用于接收来自试验主控模块的控制指令，并将干扰模拟器产生的干扰信号传输至三轴气浮台中，用于实现航天器运行过程中的各类干扰；本实验平台中实施仿真目标机、姿态确定模块、姿态控制模块、执行机构模块、故障注入模块以及干扰模拟模块均安置在三轴气浮台的台面上，试验主控模块采用单独放置，与三轴气浮台上设备采用无线通讯方式，保障试验过程中研究人员安全；在不考虑试验主控模块、故障注入模块和干扰模拟模块，由实验仿真计算机、姿态确定模块、姿态控制模块、执行机构模块与三轴气浮台构成一个典型的航天器姿态控制回路，首先实时仿真目标机接收来自于三轴气浮台单元输出的信息，并进行运动学解算，此后将姿态信息传递至姿态确定模块、姿态确定模块完成姿态测量和解算后，将解算信息与期望姿态信号进行相比，将偏差信号传输至姿态控制模块中姿态控制单元，姿态控制单元进行姿态容错算法解算，继而把控制指令分配至发生故障的执行机构模块，执行机构模块中剩余健康的执行机构按照接收的力矩控制指令进行运转，进而直接驱动三轴气浮台姿态发生变化，从而有产生新的姿态信息并传递至实时仿真目标机中的航天器姿态运动学仿真机，完成一次整个回路的航天器姿态控制；在包含试验主控模块、故障注入模块和干扰模拟模块时，试验主控模块产生控制算法选择指令、故障类型指令以及干扰类型指令，并将控制算法选择指令通过无线通信单元发送至姿态控制模块中的姿态控制单元，在接收到新的控制算法指令后，姿态控制单元首先会重置航天器的初始参数，并将执行机构模块、三轴气浮台重置为初始状态，此后才会运行试验主控模块所选择的其他已有的待验证容错控制算法，保证所有算法均在相同条件下进行测试对比分析；试验主控模块将故障类型指令发送至故障注入模块中的故障等效器，故障注入模块接收后，通过故障等效器产生故障信号，并将故障信号传递至执行机构模块，从而导致反作用轮组模块中部分反作用轮发生故障，便于容错控制算法的效果检验；试验主控模块将干扰类型指令发送至干扰模拟模块中的干扰模拟器，干扰模拟模块接收后，通过干扰模拟器产生干扰信号，并将干扰信号传递至三轴气浮台，从而产生等价于在航天器本体上的施加干扰力矩的效果，完成干扰力矩的注入，便于姿态控制算法的抗干扰能力检验。针对执行机构故障的航天器容错控制方法，是一种能够针对航天器系统中存在的执行机构失效故障以及范数有界不可建模干扰等多源干扰及故障下的H∞的被动容错控制方法；首先搭建包含多源干扰、故障的航天器动力学模型，其次针对航天器系统同时存在有界的环境干扰和执行机构失效故障设计抗干扰容错控制器，最后求解抗干扰容错控制器控制增益矩阵，具体步骤如下：第一步，建立包含干扰与执行机构故障的航天器系统模型当航天器本体坐标系和轨道坐标系之间的欧拉角很小时，姿态运动学可以小角度线性化，得到如下的航天器系统模型： Σ 1 : I 1 φ &C本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种针对执行机构故障的航天器容错控制方法，其特征在于实现步骤如下：第一步，搭建包含多源干扰、故障的航天器动力学模型；第二步，针对第一步建立的含干扰的航天器系统动力学模型中同时存在有界的环境干扰和执行机构失效故障设计抗干扰容错控制器；第三步，求解抗干扰容错控制器控制增益矩阵。

【技术特征摘要】
1.一种针对执行机构故障的航天器容错控制方法，其特征在于实现步骤如下：第一步，搭建包含多源干扰、故障的航天器动力学模型；第二步，针对第一步建立的含干扰的航天器系统动力学模型中同时存在有界的环境干扰和执行机构失效故障设计抗干扰容错控制器；第三步，求解抗干扰容错控制器控制增益矩阵。2.根据权利要求1所述的针对执行机构故障的航天器容错控制方法，其特征在于：所述第一步，建立包含干扰与执行机构故障的航天器系统模型如下：当航天器本体坐标系和轨道坐标系之间的欧拉角很小时，姿态运动学可以小角度线性化，得到如下的航天器系统模型： 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 + ...

【专利技术属性】
技术研发人员：郭雷，张培喜，乔建忠，许昱涵，吴克坚，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11