一种运载火箭姿态控制系统的故障检测与隔离方法技术方案

本发明专利技术公开了一种运载火箭姿态控制系统的故障检测与隔离方法，包括以下步骤：S1、建立运载火箭小偏差姿态动力学模型，得到系统状态方程；S2、构建执行机构对应的卡尔曼滤波器组，并通过该卡尔曼滤波器组进行执行机构故障的检测与隔离；S3、构建传感器对应的卡尔曼滤波器组，并通过该卡尔曼滤波器组进行传感器故障的检测与隔离；S4、根据执行机构对应的卡尔曼滤波器残差以及传感器对应的卡尔曼滤波器残差构建故障隔离策略，并根据该故障隔离策略实现不同故障类型的检测与隔离。本发明专利技术利用多个不同结构的卡尔曼滤波器组生成对应残差，实现不同故障类型的故障诊断，本发明专利技术结构设计简单，能有效的检测并隔离出任意模式下的传感器与执行机构故障。与执行机构故障。与执行机构故障。

【技术实现步骤摘要】
一种运载火箭姿态控制系统的故障检测与隔离方法


[0001]本专利技术涉及故障检测与诊断
，更具体地说，特别涉及一种运载火箭姿态控制系统的故障检测与隔离方法。

技术介绍

[0002]对于运载火箭而言，高可靠性与安全性一直是研究人员关注的重点，但在实际运行中难免出现各种故障，其中，航天器姿态控制系统故障约占故障总数的32％。姿态控制系统故障会影响火箭入轨精度，降低飞行性能，甚至导致火箭的坠毁。故障检测与诊断可以在系统发生故障时，及时发现异常以便采取相应措施对故障进行补偿，减小故障带来的影响，确保飞行精度与稳定性。
[0003]考虑姿态控制系统的数学模型容易获得、飞行历史数据稀缺等原因，基于模型的故障诊断方法占大多数，尤其是通过设计观测器的方式越来越成为该领域关注的热点。然而，针对运载火箭姿态控制系统的故障诊断研究主要考虑执行机构的故障，对传感器故障的考虑较少，两者的研究较为分离。实际上，传感器优劣也是影响运载火箭正常工作的重要因素，故障测量信号的引入会极大的影响飞行性能，如果不及时检测并处理会导致飞行任务的失利。为此，确有必要开发一种运载火箭姿态控制系统的故障检测与隔离方法。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的在于提供一种运载火箭姿态控制系统的故障检测与隔离方法，以克服现有技术所存在的缺陷。
[0005]为了达到上述目的，本专利技术采用的技术方案如下：
[0006]一种运载火箭姿态控制系统的故障检测与隔离方法，包括以下步骤：
[0007]S1、通过运载火箭小偏差姿态动力学模型得到系统状态方程；
[0008]S2、构建执行机构对应的卡尔曼滤波器，并生成该卡尔曼滤波器残差；
[0009]S3、构建传感器对应的卡尔曼滤波器，并生成该卡尔曼滤波器残差；
[0010]S4、根据执行机构对应的卡尔曼滤波器残差以及传感器对应的卡尔曼滤波器残差构建故障隔离策略，并根据该故障隔离策略实现不同故障类型的检测与隔离。
[0011]进一步地，所述步骤S1具体包括：
[0012]将运载火箭的各个通道进行解耦处理，得到三个互相独立的通道：俯仰通道、偏航通道与滚转通道，建立小偏差姿态动力学模型的表达式为：
[0013][0014][0015][0016][0017]式中，ψ、γ、Δθ、Δα、σ、β分别为火箭飞行时姿态角与各欧拉角的偏差；Δδ
ψzt
、Δδ
γzt
为助推发动机的等效摆角指令；Δδ
ψxj
、Δδ
γxj
为芯级发动机的等效摆角指令；α
wp
、β
wp
和α
wq
、β
wq
分别是平稳风与切变风引起的两对附加攻角与侧滑角；分别是平稳风与切变风引起的两对附加攻角与侧滑角；分别为箭体尾部坐标系x、y、z方向上的结构干扰力矩，其余参数均为刚体动力学模型系数；
[0018]按照如下公式进行设定：
[0019][0020]u＝[δ
xj1 δ
xj2 δ
xj3 δ
xj4 δ
zt1 δ
zt2 δ
zt3 δ
zt4
][0021][0022]得到系统状态方程的表达式为：
[0023][0024]式中，x，y，u分别是状态变量、传感器测量值和控制指令，A，B，C，M是状态矩阵，w，v是系统噪声和测量噪声，w，v是不相关的高斯白噪声，即：
[0025]E[w(k)]＝E[v(k)]＝0
[0026]E[w(k),w
T
(j)]＝Q(k)τ
kj
[0027]E[v(k),v
T
(j)]＝R(k)τ
kj
[0028]系统在t(k)＝kT时刻进行采样，离散化可得：
[0029][0030]式中，F(k)＝AT+I，D(k)＝BT，H(k)＝C。
[0031]进一步地，所述步骤S2具体包括：
[0032]第i个执行机构故障时的系统状态方程为：
[0033][0034]式中，D
i
(k)为矩阵D(k)的第i列，D
remain
(k)为矩阵D(k)第i列置零后的矩阵，为第i个执行机构的故障量大小；
[0035]得到第i个执行机构故障下的卡尔曼滤波器方程为：
[0036][0037]P
i
(k|k
‑
1)＝F(k
‑
1)P
i
(k
‑
1|k
‑
1)F(k
‑
1)
T
+E(k
‑
1)Q(k
‑
1)E(k
‑
1)
T
[0038]K
i
(k)＝P
i
(k|k
‑
1)H
T
[HP
i
(k|k
‑
1)H
T
+R(k)]‑1[0039]P
i
(k|k)＝[I
‑
K
i
(k)H]P
i
(k|k
‑
1)
[0040][0041]式中，为k
‑
1次的状态估计值，为预测值，P
i
(k
‑
1|k
‑
1)为k
‑
1次的状态估计向量的协方差矩阵，P
i
(k|k
‑
1)为中间过程的协方差矩阵；
[0042]k+1时刻，第i个执行机构对应的卡尔曼滤波器残差为：
[0043][0044]检测第i个执行机构对应的卡尔曼滤波器残差Δr
i
(k)是否发生突变，若是则检测出相应的执行机构故障并隔离。
[0045]进一步地，所述步骤S3具体包括：
[0046]第j个传感器故障下的的卡尔曼滤波器的表达式为：
[0047][0048]式中，y
j
(k)、f
j
(k)分别为系统输出向量、传感器故障向量的第j行；y
remian
(k)、f
remian
(k为系统输出向量、传感器故障向量的剩余行；H
j
为公式(11)中H矩阵的第j行，H
remian
为系统中H矩阵的剩余行；
[0049]在k+1时刻，第j个传感器对应的卡尔曼滤波器残差为：
[0050][0051]检测第j个传感器的卡尔曼滤波器残差Δr
j
是否发生突变，若是则检测出相应的传感器故障并隔离。
[0052]进一步地，所述步骤S4具体为：
[0053]当传感器对应的卡尔曼滤波器组加权平方的残差仅有一组超过阈值时，则表示发生了本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种运载火箭姿态控制系统的故障检测与隔离方法，其特征在于，包括以下步骤：S1、通过运载火箭小偏差姿态动力学模型得到系统状态方程；S2、构建执行机构对应的卡尔曼滤波器组，并生成该卡尔曼滤波器残差；S3、构建传感器对应的卡尔曼滤波器，并生成该卡尔曼滤波器残差；S4、根据执行机构对应的卡尔曼滤波器残差以及传感器对应的卡尔曼滤波器残差构建故障隔离策略，并根据该故障隔离策略实现不同故障类型的检测与隔离。2.根据权利要求1所述的运载火箭姿态控制系统的故障检测与隔离方法，其特征在于，所述步骤S1具体包括：将运载火箭的各个通道进行解耦处理，得到三个互相独立的通道：俯仰通道、偏航通道与滚转通道，建立小偏差姿态动力学模型的表达式为：与滚转通道，建立小偏差姿态动力学模型的表达式为：与滚转通道，建立小偏差姿态动力学模型的表达式为：式中，ψ、γ、Δθ、Δα、σ、β分别为火箭飞行时姿态角与各欧拉角的偏差；Δδ
ψzt
、Δδ
γzt
为助推发动机的等效摆角指令；Δδ
ψxj
、Δδ
γxj
为芯级发动机的等效摆角指令；α
wp
、β
wp
和α
wq
、β
wq
分别是平稳风与切变风引起的两对附加攻角与侧滑角；分别是平稳风与切变风引起的两对附加攻角与侧滑角；分别为箭体尾部坐标系x、y、z方向上的结构干扰力矩，其余参数均为刚体动力学模型系数；按照如下公式进行设定：u＝[δ
xj1 δ
xj2 δ
xj3 δ
xj4 δ
zt1 δ
zt2 δ
zt3 δ
zt4
]得到系统状态方程的表达式为：式中，x，y，u分别是状态变量、传感器测量值和控制指令，A，B，C，M是状态矩阵，w，v是系统噪声和测量噪声，w，v是不相关的高斯白噪声，即：E[w(k)]＝E[v(k)]＝0E[w(k),w
T
(j)]＝Q(k)τ
kj
E[v(k),v
T
(j)]＝R(k)τ
kj
系统在t(k)＝kT时刻进行采样，离散化可得：
式中，F(k)＝AT+I，D(k)＝BT，H(k)＝C。3.根据权利要求1所述的运载火箭姿态控制系统的故障检测与隔离方法，其特征在于，所述步骤S2具体包括：第i个执行机构故障时的系统状态方程为：式中，D
i
(k)为矩阵D(k)的第i列，D
remain
(k)为矩阵D(k)第i列置零后的矩阵，为第i个执行机构的故障量大小；得到第i个执行机构故障下的卡尔曼滤波器方程为：P
i
(k|k
‑
1)＝F(k
‑
1)P
i
(k
‑
1|k
...

【专利技术属性】
技术研发人员：谢昌霖，吴建军，程玉强，杨述明，宋立军，刘洪刚，刘育玮，邓凌志，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：