一种用于卫星飞轮的在轨故障检测方法技术

本发明专利技术公开了一种用于卫星飞轮的在轨故障检测方法，包括反作用飞轮控制指令、反作用飞轮、飞轮状态测量传感器模块、故障检测计算机、n个状态延迟模块与故障检测模型；所述方法包括以下步骤：系统初始化，包括反飞轮解析模型参数初始化、故障检测阈值设定；反作用飞轮和反作用飞轮解析模型接收反作用飞轮控制指令，并各自运行，得到相应的状态输出结果通过一级残差计算模块计算反作用飞轮和反作用飞轮解析模型的一级残差，将一级残差与故障检测阈值e

【技术实现步骤摘要】
一种用于卫星飞轮的在轨故障检测方法


[0001]本专利技术涉及卫星在轨飞轮系统故障检测领域，具体为一种用于卫星飞轮的在轨故障检测方法。

技术介绍

[0002]复杂多样的航天任务，对航天器的安全和可靠性提出了更高的要求，卫星作为当前应用最为广泛的一类航天器，其可选的执行机构主要包括磁力矩器、控制力矩陀螺、推力器以及反作用飞轮等。其中，反作用飞轮基于动量交换原理完成卫星姿态控制，具有能耗低、精度高的优点，成为常用的执行机构。处于太空复杂环境的反作用飞轮难以采用准确的数学模型进行描述，导致传统基于解析模型的故障诊断性能低下。

技术实现思路

[0003]鉴于现有技术的不足，本专利技术旨在于提供一种用于卫星飞轮的在轨故障检测方法，通过将反作用飞轮的数学解析模型和神经网络模型相结合，实现对飞轮动力学行为的准确描述，通过将检测到的飞轮角速度、位置等信息与模型估计结果对比，实现故障检测。
[0004]为了解决上述技术问题，本专利技术提供如下技术方案：
[0005]一种用于卫星飞轮的在轨故障检测方法，包括反作用飞轮控制指令、反作用飞轮、飞轮状态测量传感器模块、故障检测计算机、n个状态延迟模块与故障检测模型；其中，所述方法包括以下步骤：
[0006]S1系统初始化，包括反飞轮解析模型参数初始化、故障检测阈值e
th
设定；。
[0007]S2反作用飞轮和反作用飞轮解析模型接收反作用飞轮控制指令，并各自运行，得到相应的状态输出结果y
k
和y
M,k<br/>。
[0008]S3通过一级残差计算模块计算反作用飞轮和反作用飞轮解析模型的一级残差，该残差可表述为：
[0009]e
M,k
＝y
k
‑
y
M,k
[0010]S4将一级残差与故障检测阈值e
th
进行比较，判断反作用飞轮是否发生故障。
[0011]需要说明的是，所述步骤S1中的反作用飞轮解析模型可用下式进行描述：
[0012][0013][0014]其中，
[0015]f1(ω)＝K
s
H
s
(ω
‑
ω
s
sign(ω))
[0016]f2(ω,I
m
)＝K
f
H
f
V
m
[0017]f3(ω)＝Csin(N
t
ω/2)
[0018]V
m
＝V
bus
‑6‑
K
e
|ω|
‑
H
b
(R
IN
I
bus
+1)
[0019][0020]τ
v
＝[0.0049
‑
0.00002(T+30)][0021][0022][0023][0024]上式中：I
m
为电机电枢电流；ω为飞轮转速；ω
d
为压流转换频率；G
d
为反作用飞轮的驱动增益；V
com
为控制器生成的控制电压；f1(ω)为转速极限回路反馈电压函数；J为飞轮转动惯量；K
t
为电机扭矩增益；τ
c
为库伦摩擦力矩系数；sign(ω)为符号函数；f2(ω,I
m
)为EMF回路反馈电压；f3(ω)为电机扰动力矩函数；τ
v
为黏性摩擦力矩系数；τ
noise
为轴承扰动力矩；γ＝[γ1,γ2]T
为系统扰动项；τ
out
为飞轮输出力矩；υ为测量噪声项；K
s
为超速循环增益；H
f
，H
s
，H
b
为开关函数；ω
s
为转速极限；K
f
为电压反馈增益；V
m
为反馈电压；C电机扰动常数；N
t
为电机极数；V
bus
为母线电压；K
e
为反向EMF电压增益；R
IN
为输入阻抗；I
bus
为母线电流；R
B
为电桥电阻；P
q
为静态功率；T为环境温度。各参数取值可根据飞轮具体型号进行调整；
[0025]其中，电机电枢电流I
m
与控制量r
k
相同；飞轮输出力矩τ
out
与飞轮状态输出y
k
相同。
[0026]需要说明的是，反作用飞轮控制指令是由控制器发出的飞轮控制指令，接入反作用飞轮和故障检测计算机。
[0027]需要说明的是，飞轮状态测量传感器模块包括转速测量传感器、温度测量传感器、力矩测量传感器；故障检测计算机包括PROPROM型FPGA配置芯片、XC4VFX12SFG363型FPGA4
‑
2；其中，转速测量传感器、温度测量传感器、力矩测量传感器的输入端分别与反作用飞轮的状态输出端连接。PROM型FPGA配置芯片的配置文件输入输出端与XC4VFX12SFG363型FPGA4
‑
2的配置文件输入输出端连接。
[0028]需要说明的是，XC4VFX12SFG363型FPGA4
‑
2包括控制指令接收端口、故障检测算法与传感数据接口；其中控制指令接收端口4
‑2‑
1的输入端与反作用飞轮控制指令1连接，其输出端与故障检测算法输入端连接，传感数据接口的输入端分别与转速测量传感器、温度测量传感器和力矩测量传感器的输出端连接，其输出端与故障检测算法输入端连接，通过故障检测算法经过计算输出故障检测结果。
[0029]需要说明的是，故障检测算法包括反作用飞轮状态延迟模块、反作用飞轮故障检测模型；其中，反作用飞轮状态延迟模块包括N个串联的状态延迟电路，反作用飞轮故障检测模型包括分反作用飞轮解析模型和一级残差计算模块。
[0030]需要说明的是，反作用飞轮状态延迟模块6中n个状态延迟电路通过串联的方式连接。状态延迟电路6
‑
1的输入端于传感数据接口的输出端连接；n个状态延迟电路的输出均与反作用飞轮解析模型的输入端连接。反作用飞轮解析模型的输入端还与控制指令接收端口的输出端连接。一级残差计算模块的输入端分别与传感数据接口的输出端和反作用飞轮解析模型的输出端连接。
[0031]需要说明的是，所述故障检测模型中还包括了GMDH神经网络模型和二级残差计算
模块，其中状态延迟电路的输入端于传感数据接的输出端连接；n个状态延迟电路的输出均分别与反作用飞轮解析模型、GMDH神经网络模的输入端连接；反作用飞轮解析模型、GMDH神经网络模型的输入端与控制指令接收端口的输出端连接；一级残差计算模块的输入端分别与传感数据接口的输出端和反作用飞轮本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于卫星飞轮的在轨故障检测方法，其特征在于，包括反作用飞轮控制指令、反作用飞轮、飞轮状态测量传感器模块、故障检测计算机、n个状态延迟模块与故障检测模型；其中，所述方法包括以下步骤：S1系统初始化，包括反飞轮解析模型参数初始化、故障检测阈值e
th
设定；。S2反作用飞轮和反作用飞轮解析模型接收反作用飞轮控制指令，并各自运行，得到相应的状态输出结果y
k
和y
M,k
。S3通过一级残差计算模块计算反作用飞轮和反作用飞轮解析模型的一级残差，该残差可表述为：e
M,k
＝y
k
‑
y
M,k
S4将一级残差与故障检测阈值e
th
进行比较，判断反作用飞轮是否发生故障。2.根据权利要求1所述的用于卫星飞轮的在轨故障检测方法，其特征在于，所述步骤S1中的反作用飞轮解析模型可用下式进行描述：可用下式进行描述：其中，f1(ω)＝K
s
H
s
(ω
‑
ω
s
sign(ω))f2(ω,I
m
)＝K
f
H
f
V
m
f3(ω)＝Csin(N
t
ω/2)V
m
＝V
bus
‑6‑
K
e
|ω|
‑
H
b
(R
IN
I
bus
+1)τ
v
＝[0.0049
‑
0.00002(T+30)]0.00002(T+30)]0.00002(T+30)]上式中：I
m
为电机电枢电流；ω为飞轮转速；ω
d
为压流转换频率；G
d
为反作用飞轮的驱动增益；V
com
为控制器生成的控制电压；f1(ω)为转速极限回路反馈电压函数；J为飞轮转动惯量；K
t
为电机扭矩增益；τ
c
为库伦摩擦力矩系数；sign(ω)为符号函数；f2(ω,I
m
)为EMF回路反馈电压；f3(ω)为电机扰动力矩函数；τ
v
为黏性摩擦力矩系数；τ
noise
为轴承扰动力矩；γ＝[γ1,γ2]
T
为系统扰动项；τ
out
为飞轮输出力矩；υ为测量噪声项；K
s
为超速循环增益；H
f
，H
s
，H
b
为开关函数；ω
s
为转速极限；K
f
为电压反馈增益；V
m
为反馈电压；C电机扰动常数；N
t
为电机极数；V
bus
...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘源，徐驰，姜昌武，李文艳，
申请(专利权)人：中山大学，
类型：发明
国别省市：