CN110414125B - 基于事件驱动的航天器交会故障诊断与滤波器设计方法 - Google Patents

基于事件驱动的航天器交会故障诊断与滤波器设计方法 Download PDF

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CN110414125B CN201910678477.8A CN201910678477A CN110414125B CN 110414125 B CN110414125 B CN 110414125B CN 201910678477 A CN201910678477 A CN 201910678477A CN 110414125 B CN110414125 B CN 110414125B
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Abstract

基于事件驱动的航天器交会故障诊断与滤波器设计方法，本发明涉及航天器交会故障诊断与滤波器设计方法。本发明的目的是为了解决现有航天器交会系统中，总线带宽占用率大，数据传送消耗能量大的问题。过程为：一、建立航天器交会系统的状态空间模型；二、设计加权故障函数；三、设计基于动态事件驱动的FDF的增益矩阵，建立事件驱动条件下的增广残差系统；四、根据FDF的增益矩阵得到残差信号和控制输入；五、设计动态事件驱动机制，使三中的获得的增益矩阵成立；六、根据残差信号，设计残差评价函数；七、设计残差评价函数阈值，根据残差评价函数完成航天器交会系统的故障诊断。本发明用于航天器交会故障诊断与滤波器设计领域。

Description

基于事件驱动的航天器交会故障诊断与滤波器设计方法
技术领域
本发明涉及航天器交会故障诊断与滤波器设计方法。
背景技术
空间航天器自主交会对接是许多航天任务中的重要问题。航天器一般造价十分昂贵，其交会对接成功与否常常具有非常重要的意义。在主从空间航天器交会对接过程中，可靠性是它的一个重要指标。然而，在交会过程中航天器的组成元件，尤其是测量主从航天器之间距离的测量传感器极有可能会发生故障。因此，为了提高空间航天器交会的鲁棒性和可靠性，我们设计了故障诊断滤波器(FDF)用以及时检测航天器交会系统可能发生的故障。
航天器交会系统中，传感器测量得到的数据需要通过总线传输到控制器，在传统的连续数据传输以及周期采样传输机制下，大量不必要的数据包通过总线进行传输，总线带宽占用率高而且会造成由大量数据传输产生的传送消耗能量大，浪费总线资源。由于总线带宽受限，需要在保证航天器交会系统性能的前提下减少数据传送，降低总线带宽的占用率以及由数据传输传送消耗的能量，因此，设计了动态事件驱动机制用于减少不必要的数据传输。
发明内容
本发明的目的是为了解决现有航天器交会系统中，总线带宽占用率大，数据传送消耗能量大的问题，而提出基于事件驱动的航天器交会故障诊断与滤波器设计方法。
基于事件驱动的航天器交会故障诊断与滤波器设计方法具体过程为：
步骤一、建立航天器交会系统的状态空间模型；
步骤二、设计加权故障函数；
步骤三、基于步骤一建立的航天器交会系统的状态空间模型，设计基于动态事件驱动的FDF的增益矩阵，建立事件驱动条件下的增广残差系统；
步骤四、根据FDF的增益矩阵得到
Figure BDA0002144033690000011
和x(t)，然后根据
Figure BDA0002144033690000012
和u(t)＝Kx(t)，得到残差信号r(t)和控制输入u(t)；
式中，
Figure BDA0002144033690000021
为航天器交会系统滤波器状态向量，x(t)为航天器交会系统状态，Cf、Df为滤波矩阵，
Figure BDA0002144033690000022
为动态事件驱动条件下的FDF输入，K为控制器；t为连续时间；
步骤五、设计动态事件驱动机制，使步骤三中的获得的增益矩阵成立；
步骤六、根据步骤四产生的残差信号r(t)，设计残差评价函数；
步骤七、设计残差评价函数阈值，根据残差评价函数完成航天器交会系统的故障诊断。
本发明的有益效果：
本发明航天器交会系统在动态事件驱动条件下的同步故障诊断与滤波器设计，主要包括基于故障诊断滤波器设计，以及动态事件驱动机制的设计方法。
本发明建立航天器交会系统的状态空间方程；设计加权故障函数提高故障诊断性能；基于航天器交会系统的状态空间模型，设计基于动态事件驱动的FDF的增益矩阵，建立事件驱动条件下的增广残差系统；设计动态事件驱动机制；根据残差信号r(t)，设计残差评价函数；设计残差评价函数阈值，根据残差评价函数完成航天器交会系统的故障诊断。
从附图3、4、5和附图6可知，航天器交会系统在无故障时，航天器交会系统是渐近稳定的，同时在300秒的仿真时间内有854次数据传输；由附图7、8、9和附图10得到，航天器交会系统在发生故障时，在300秒仿真时间内，仅发生1210次数据传输，而且能够根据残差评价函数及时检测到系统故障，得出本发明降低了总线带宽占用率，减少了航天器能源消耗，能够实现航天器的控制和故障诊断，节约了成本。本发明基于动态事件驱动的FDF，在航天器交会系统无故障的情况下，能够保证航天器交会系统的渐近稳定性；在航天器交会系统发生故障时，系统能够及时产生故障警报。
附图说明
图1为跟踪器与目标航天器的轨道坐标图，原点为目标航天器的质心，X轴为由地心指向原点的矢量，Y轴为目标航天器轨道切线方向，Z轴符合右手定则，r0为目标航天器圆轨道半径，n为目标航天器的角速度；
图2为动态事件驱动条件下的航天器交会系统同步故障诊断和滤波器设计系统框图，y(t)为航天器交会系统测量输出，
Figure BDA0002144033690000023
为事件驱动条件下的FDF输入，ω(t)为航天器交会系统的外部干扰，f(t)为航天器交会系统故障，r(t)为残差信号，re(t)为残差误差；y(tk)为动态事件驱动条件下的FDF输入；y(ih)为采样值；
Figure BDA0002144033690000024
为加权故障信号；
图3为实施例一在无系统故障时，目标航天器与跟踪器相对位置X轴、Y轴、Z轴方向的状态曲线图，x为目标飞行器与跟踪器相对位置X轴方向分量，y为目标飞行器与跟踪器相对位置Y轴方向分量，z为目标飞行器与跟踪器相对位置Z轴方向分量；
图4为实施例一在无系统故障时，目标航天器与跟踪器相对速度X轴、Y轴、Z轴方向分量的状态曲线图，
Figure BDA0002144033690000031
为目标飞行器与跟踪器相对速度X轴方向分量，
Figure BDA0002144033690000032
为目标飞行器与跟踪器相对速度Y轴方向分量，
Figure BDA0002144033690000036
为目标飞行器与跟踪器相对速度Z轴方向分量；
图5为实施例一在无系统故障时，跟踪器控制输入推进力X轴、Y轴、Z轴方向分量的状态曲线图，Tx为跟踪器控制输入推进力X轴方向分量，Ty为跟踪器控制输入推进力Y轴方向分量，Tz为跟踪器控制输入推进力Z轴方向分量；
图6为实施例一在无系统故障时，事件触发器的触发时刻和触发间隔示意图；
图7为实施例一在系统故障时，目标航天器与跟踪器相对位置X轴、Y轴、Z轴方向的状态曲线图，x为目标飞行器与跟踪器相对位置X轴方向分量，y为目标飞行器与跟踪器相对位置Y轴方向分量，z为目标飞行器与跟踪器相对位置Z轴方向分量；
图8为实施例一在系统故障时，目标航天器与跟踪器相对速度X轴、Y轴、Z轴方向分量的状态曲线图，
Figure BDA0002144033690000033
为目标飞行器与跟踪器相对速度X轴方向分量，
Figure BDA0002144033690000034
为目标飞行器与跟踪器相对速度Y轴方向分量，
Figure BDA0002144033690000035
为目标飞行器与跟踪器相对速度Z轴方向分量；
图9为实施例一在系统故障时，跟踪器控制输入推进力X轴、Y轴、Z轴方向分量的状态曲线图，Tx为跟踪器控制输入推进力X轴方向分量，Ty为跟踪器控制输入推进力Y轴方向分量，Tz为跟踪器控制输入推进力Z轴方向分量；
图10为实施例一在系统故障时，事件触发器的触发时刻和触发间隔示意图；
图11为实施例一在系统故障和系统无故障时的故障诊断滤波器残差输出r(t)示意图；
图12为实施例一在系统故障和系统无故障时的故障诊断滤波器残差误差re(t)示意图；
图13为实施例一在系统故障和系统无故障时的残差评价函数值J(t)示意图。
图14为实施例一系统故障标志位示意图。
具体实施方式
具体实施方式一：本实施方式基于事件驱动的航天器交会故障诊断与滤波器设计方法具体过程为：
步骤一、跟踪器与目标航天器的轨道坐标系如图1所示，根据牛顿动力学理论，建立C-W方程，根据运动学方程建立航天器交会系统的状态空间模型；
步骤二、设计加权故障函数提高故障诊断性能；
步骤三、基于步骤一建立的航天器交会系统的状态空间模型，设计基于动态事件驱动的FDF的增益矩阵，建立事件驱动条件下的增广残差系统；
步骤四、根据FDF的增益矩阵得到
Figure BDA0002144033690000041
和x(t)，然后根据
Figure BDA0002144033690000042
和u(t)＝Kx(t)，得到残差信号r(t)和控制输入u(t)；
式中，
Figure BDA0002144033690000043
为为航天器交会系统滤波器状态向量，x(t)为航天器交会系统状态，Cf、Df为滤波矩阵，
Figure BDA0002144033690000044
为动态事件驱动条件下的FDF输入，K为控制器；t为连续系统的时间；
步骤五、设计动态事件驱动机制，使步骤三中的获得的增益矩阵式(7)或(8)成立；
步骤六、根据步骤四产生的残差信号r(t)，设计残差评价函数；
步骤七、设计残差评价函数阈值，根据残差评价函数完成航天器交会系统的故障诊断。
动态事件驱动条件下的航天器交会系统同步故障诊断与滤波器设计系统框图如图2所示。
具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同的是，所述步骤一中跟踪器与目标航天器的轨道坐标系如图1所示，根据牛顿动力学理论，建立C-W方程，根据运动学方程建立航天器交会系统的状态空间模型；具体过程为：
根据牛顿动力学定理，航天器的相对动力学模型如下：
Figure BDA0002144033690000045
Figure BDA0002144033690000046
Figure BDA0002144033690000047
其中，x，y，z为卫星轨道坐标系下相对位置分量；
Figure BDA0002144033690000048
分别为卫星轨道坐标系x轴、y轴、z轴的相对速度分量；r0为目标飞行器地心距；μe为地球引力常数；n为目标飞行器的轨道角速度，等于
Figure BDA0002144033690000049
αx，αy，αz分别为x轴、y轴、z轴的控制输入加速度；
Figure BDA00021440336900000410
为x的二阶导数；
Figure BDA00021440336900000411
为y的二阶导数；
Figure BDA00021440336900000412
为z的二阶导数；
建立零解附近的线性化C-W方程：
Figure BDA0002144033690000051
其中，m为追踪器的质量；Tx，Ty，Tz分别为作用在x轴，y轴，z轴的控制输入推进力；ωx，ωy，ωz分别为x轴，y轴，z轴的外部扰动；
定义航天器交会系统状态向量
Figure BDA0002144033690000052
控制输入推进向量u(t)＝[Tx，Ty，Tz]T，扰动向量ω(t)＝[ωx，ωy，ωz]T，输出向量y(t)＝[x，y，z]T，通过引入航天器交会系统矩阵A0，B0，B1，C，得到航天器交会系统的状态空间模型，表达式为：
Figure BDA0002144033690000053
式中，
Figure BDA0002144033690000054
为航天器交会系统状态的导数；A0，B0，B1，C为航天器交会系统矩阵；
考虑航天器交会系统故障，假设航天器交会系统的控制输入推进向量u(t)＝Kx(t)，选择控制器K使矩阵A0+B0K为Hurwitz矩阵，则航天器交会系统的状态空间模型表达式(1)重写为
Figure BDA0002144033690000055
其中，f(t)为航天器交会系统故障；A为航天器交会系统的闭环系统矩阵，A＝A0+B0K，B2为给定的常值矩阵；ω(t)和f(t)满足L2[0，∞)范数有界，C为行满秩矩阵且(A，C)为可观测的。
其他步骤及参数与具体实施方式一相同。
具体实施方式三：本实施方式与具体实施方式一或二不同的是，所述航天器交会系统矩阵A0，B0，B1，C表达式如下：
Figure BDA0002144033690000056
Figure BDA0002144033690000061
其他步骤及参数与具体实施方式一或二相同。
具体实施方式四：本实施方式与具体实施方式一至三之一不同的是，所述步骤三中基于步骤一建立的航天器交会系统的状态空间模型，设计基于动态事件驱动的FDF的增益矩阵，并建立事件驱动条件下的增广残差系统，具体过程为：
基于动态事件驱动的FDF为：
Figure BDA0002144033690000062
其中，xw(t)为故障加权系统的状态向量；
Figure BDA0002144033690000063
为加权故障信号；
Figure BDA0002144033690000064
为航天器交会系统滤波器状态向量；
Figure BDA0002144033690000065
为动态事件驱动条件下的FDF输入(动态事件驱动条件下的FDF输入即上一次网络传输的航天器交会系统输出)；r(t)为残差信号；Aw，Bw，Cw，Dw为预先定义的常数矩阵；Af，Bf，Cf，Df为基于动态事件驱动的FDF的增益矩阵；
Figure BDA0002144033690000066
为xw(t)的一阶导数；
Figure BDA0002144033690000067
为
Figure BDA0002144033690000068
的一阶导数；xw(t)为故障加权系统的状态向量；f(t)为航天器交会系统故障；
Figure BDA0002144033690000069
为加权故障信号；
Figure BDA00021440336900000610
为xw(t)的一阶导数；
定义
Figure BDA00021440336900000611
υ(t)＝[ωT(t)，fT(t)]T，
Figure BDA00021440336900000612
其中，ih＝tk+lh，ey(t)为动态事件驱动条件下的FDF输入(上一次网络传输的航天器交会系统输出)
Figure BDA00021440336900000613
与航天器交会系统输出周期h采样值y(ih)之差；re(t)为残差误差；ξ(t)为增广残差系统状态；υ(t)为增广残差系统的扰动向量；T为矩阵的转置；tk为事件驱动机制触发时刻；l为tk时刻后每隔h进行数据采样，取值为正整数；i为tk时刻后航天器交会系统的采样时刻；
得到如下动态事件驱动条件下的增广残差系统：
Figure BDA00021440336900000614
其中，τ(t)为航天器交会系统的分段时变延时，τ(t)＝t-ih，满足τm≤τ(t)≤τM，τm为分段时变延时的最小值，τM为分段时变延时的最大值；t∈[tk+ηk，tk+1+ηk+1)，tk、tk+1为事件驱动时刻，ηk、ηk+1为网络传输时滞，
Figure BDA0002144033690000071
为ξ(t)的一阶导数；A1，A2，B，E1，C1，C2，D，E2为增广残差系统的常数矩阵。
其他步骤及参数与具体实施方式一至三之一相同。
具体实施方式五：本实施方式与具体实施方式一至四之一不同的是，所述增广残差系统的常数矩阵A1，A2，B，E1，C1，C2，D，E2表达式如下所示：
Figure BDA0002144033690000072
其中，
Figure BDA0002144033690000073
C、
Figure BDA0002144033690000074
为中间变量。
其他步骤及参数与具体实施方式一至四之一相同。
具体实施方式六：本实施方式与具体实施方式一至五之一不同的是，所述基于动态事件驱动的FDF的增益矩阵由下式给出：
Figure BDA0002144033690000075
或者
Figure BDA0002144033690000076
其中，
Figure BDA0002144033690000077
为矩阵变量，
Figure BDA0002144033690000078
为任意正定对称矩阵，P1，P2，P3为任意正定矩阵，W为中间变量矩阵，
Figure BDA0002144033690000079
I为单位矩阵。
所述基于动态事件驱动的FDF的增益矩阵(FDF的增益矩阵就是需要设计的滤波器矩阵)具体获得过程为：
f(t)表示信号在0-t的积分值，将信号f(t)的时间改为s，将s作为积分变量，对信号f(s)进行积分(避免了
Figure BDA00021440336900000710
容易造成t的歧义)；
定义李雅普诺夫函数：
V(t)＝V1(t)+V2(t)+V3(t)+η(t)
其中，V1(t)、V2(t)、V3(t)为V(t)的正定分量，η(t)为内部动态变量，t为增广残差系统当前时刻；
V1(t)＝ξT(t)Pξ(t)，
Figure BDA0002144033690000081
Figure BDA0002144033690000082
其中，S0、S1、R0、R1、
Figure BDA0002144033690000083
H、P为任意正定矩阵，H＝[I0]，
Figure BDA0002144033690000084
为ξ(s)的一阶导数，d为分段时变延时最大值τM与最小值τm之差，d＝τM-τm；
对V(t)求导得：
Figure BDA0002144033690000085
Figure BDA0002144033690000086
Figure BDA0002144033690000087
Figure BDA0002144033690000088
其中，
Figure BDA0002144033690000089
为V1(t)的一阶导数，
Figure BDA00021440336900000810
为V2(t)的一阶导数，
Figure BDA00021440336900000811
为V3(t)的一阶导数，
Figure BDA00021440336900000812
为η(t)的一阶导数；
得
Figure BDA00021440336900000813
Figure BDA0002144033690000091
其中，GH＝HTGH，H＝[I 0]，G、GH为为任意正定矩阵；
并且R1和G满足不等式
Figure BDA0002144033690000092
η(t)为与动态事件驱动有关的内部变量参数，[X]s＝X+XT，[·]s表示矩阵与其转置之和，·表示任意矩阵；
当t∈[tk+ηk，tk+1+ηk+1)时，根据驱动条件满足下面的不等式
Figure BDA0002144033690000093
其中，0＜δ＜1为给定标量，Ω为需要设计的触发参数矩阵；
为建立残差系统的H∞性能，定义函数
Figure BDA0002144033690000094
如下：
Figure BDA0002144033690000095
其中，γ为残差系统的H∞性能指标，
Figure BDA0002144033690000096
为定义的函数，y(t-τ(t))为每隔h时刻航天器交会系统的采样值，h为采样区间；
在零初始条件下得到
Figure BDA0002144033690000097
其中，
Figure BDA0002144033690000098
Figure BDA0002144033690000099
Figure BDA00021440336900000910
为定义的新的矩阵变量，Ψ、Γ、
Figure BDA00021440336900000911
Ξ为中间变量；
由Schur补定理，Ψ等价于
Figure BDA0002144033690000101
其中，
Figure BDA0002144033690000102
Figure BDA0002144033690000103
Figure BDA0002144033690000104
Ξ＝[C1，0，C2，0，D，E2]，
Figure BDA0002144033690000105
I为单位阵，符号*表示对称矩阵矩阵相应位置的转置部分，Φ为中间变量；
设计的FDF的增益矩阵满足不等式Φ＜0，由此，可以得到
Figure BDA0002144033690000106
当t→∞时，在零初始条件下得到
Figure BDA0002144033690000107
即增广残差系统(5)具有H∞性能指标γ；
当υ(t)≡0时，根据Schur补引理，增广残差系统(5)是渐近稳定的；
FDF的增益矩阵设计如下：
定义矩阵
Figure BDA0002144033690000108
由P＞0等价于
Figure BDA0002144033690000109
即P1-W＞0；因为
Figure BDA00021440336900001010
所以P2为非奇异矩阵；在矩阵Φ的左右两边分别乘以矩阵F和FT，不等式Φ＜0能够被以下约束保证：
Figure BDA0002144033690000111
其中，
Figure BDA0002144033690000112
为中间变量；
Figure BDA0002144033690000113
Figure BDA0002144033690000114
Figure BDA0002144033690000115
Figure BDA0002144033690000116
Figure BDA0002144033690000117
Figure BDA0002144033690000118
Figure BDA0002144033690000119
到r(t)的传递函数为：
Figure BDA00021440336900001110
其中，
Figure BDA00021440336900001111
为传递函数；
求解线性矩阵不等式(10)，则基于动态事件驱动的FDF的增益矩阵由下式给出：
Figure BDA0002144033690000121
或者
Figure BDA0002144033690000122
其他步骤及参数与具体实施方式一至五相同。
具体实施方式七：本实施方式与具体实施方式一至六之一不同的是，所述步骤五中设计动态事件驱动机制，使步骤三中的获得的增益矩阵式(7)或(8)成立；具体过程为：
定义事件驱动时刻为tk，
Figure BDA0002144033690000123
动态事件驱动机制为：
Figure BDA0002144033690000124
其中，θ、δ、Ω为事件驱动参数，θ＞0，0＜δ＜1，Ω＞0，
Figure BDA0002144033690000129
表示不为负数的整数集，η(t)为内部动态变量，满足以下微分方程：
Figure BDA0002144033690000125
其中，λ为大于零的实数，λ＞0，η(0)≥0
考虑到零阶保持器(ZOH)，故障诊断滤波器(FDF)的输入为
Figure BDA0002144033690000126
其中，ηk为网络传输延时，并且ηm≤ηk≤ηM，ηm为网络传输延时的最小值，ηM为网络传输延时的最大值；y(tk)为动态事件驱动条件下的FDF输入(动态事件驱动条件下的FDF输入即上一次网络传输的航天器交会系统输出)；tk+1为事件驱动机制触发时刻；ηk+1为网络传输延时；
将[tk+ηk，tk+1+ηk+1)定义为如下子区间：
Figure BDA0002144033690000127
其中，Υ0、Υ1、
Figure BDA0002144033690000128
为定义的区间变量；i*＝min{i|tk+(i+1)h+ηk≥tk+1+ηk+1}；
航天器交会系统的分段时变延时τ(t)和误差向量ey(t)定义如下：
Figure BDA0002144033690000131
Figure BDA0002144033690000132
由此可以得到FDF的输入
Figure BDA0002144033690000133
可以重写为：
Figure BDA0002144033690000134
定义τm＝ηm，τM＝ηM+h，d＝τM-τm，航天器交会系统的分段时变延时τ(t)满足
τm≤τ(t)≤τM
首先，证明内部动态变量η(t)始终保持非负；
由式(11)和式(12)，得到下面不等式
Figure BDA0002144033690000135
其中，η(0)＝η0≥0；由比较定理可得
Figure BDA0002144033690000136
则可以得到η(t)≥0；
其次，证明动态事件驱动滤波系统最小事件驱动区间为正数；由ey(t)＝y(ih)-y(tk)，t∈[tk+ηk，tk+1+ηk+1)，可以得到
Figure BDA0002144033690000137
其中，x(ih)为航天器交会系统状态的采样值，ω(ih)为航天器交会系统扰动的采样值，f(ih)为航天器教会系统故障的采样值；
Figure BDA0002144033690000138
为η(t)的一阶导数；
对
Figure BDA0002144033690000139
取范数
Figure BDA0002144033690000141
其中，α为常数变量，α＝|λmax(A)|，β为常数变量，β＝|λmax(A)|||y(tk)||+||CB1||||ω(ih)||+||CB2||||f(ih)||；
假设存在函数
Figure BDA0002144033690000142
满足
Figure BDA0002144033690000143
其中，
Figure BDA0002144033690000144
为定义的函数变量，
Figure BDA0002144033690000145
为初值，
Figure BDA0002144033690000146
基于比较定理，可以得到
Figure BDA0002144033690000147
对式(14)求解得
Figure BDA0002144033690000148
当t∈[tk，tk+1)时，由动态事件驱动机制(11)可以得到
Figure BDA0002144033690000149
则
Figure BDA00021440336900001410
其中，λmin(Ω)为事件驱动参数Ω的最小特征值，λmax(Ω)为事件驱动参数Ω的最大特征值；
考虑到||y(tk)+ey(t)||2≤(||y(tk)||+||ey(t)||)2，由不等式(16)可得
Figure BDA0002144033690000151
不等式(17)成立的充分条件为
Figure BDA0002144033690000152
则可以得到
Figure BDA0002144033690000153
结合等式(15)和不等式(19)，因为0＜δ＜1，当α≠0时
Figure BDA0002144033690000154
当α＝0时，
Figure BDA0002144033690000155
则τ＞0得证；
其中，τ为两次连续事件驱动时刻的差值；
在动态事件驱动机制式(11)下，，增广残差系统(5)是渐近稳定的且具有H∞性能指标γ。
其他步骤及参数与具体实施方式一至六之一相同。
具体实施方式八：本实施方式与具体实施方式一至七之一不同的是，所述步骤六中根据步骤四的残差信号r(t)设计残差评价函数，表达式为
Figure BDA0002144033690000161
其中，r(s)为残差信号。
其他步骤及参数与具体实施方式一至七之一相同。
具体实施方式九：本实施方式与具体实施方式一至八之一不同的是，所述步骤七中设计残差评价函数阈值，根据残差评价函数完成航天器交会系统的故障检测；表达式为：
Figure BDA0002144033690000162
其中，Jth为残差评价函数阈值。
其他步骤及参数与具体实施方式一至八之一相同。
采用以下实例验证本发明的有益效果：
实施例一：
航天器交会系统的模型参数如下所示：
追踪器的质量m＝200kg，目标航天器的地球静止轨道半径为r＝42241km，轨道角速度n＝1.117×10-3弧度/s，偏心率e＝0，轨道倾角i＝0。
假设B2＝[0.6，-1，2，0.8，1，0.5]T，状态反馈控制器K设计如下：
Figure BDA0002144033690000163
网络传输延时ηm＝0.01s，ηM＝0.05s，外部扰动信号
Figure BDA0002144033690000164
假设航天器交会系统的故障信号为
Figure BDA0002144033690000165
测量白噪声为
Figure BDA0002144033690000166
步骤一、利用模型参数，建立航天器交会系统的状态空间模型。
步骤二、为提高故障诊断性能，设计故障加权参数
Aw＝-0.1，Bw＝0.25，Cw＝0.5，Dw＝0，
步骤三、基于状态反馈控制器的FDF，建立增广残差模型。
步骤四、航天器交会系统的增广残差模型的H∞性能指标设置为γ＝1.5，求解线性矩阵不等式获得FDF的滤波器矩阵Af、Bf、Cf、Df为
Figure BDA0002144033690000171
Figure BDA0002144033690000172
Cf＝[-0.8420，-3.7182，-4.3611，-3.2235，0.4388，-0.2704，1.0112]，
Df＝1e-4*[0.1744，-0.0624，-0.1011].
步骤五、基于设计的控制器增益及得到的FDF增益矩阵设计动态事件驱动机制参数如下：
Figure BDA0002144033690000173
步骤六、根据残差评价函数计算残差评价函数值。
步骤七、设置残差评价函数阈值为Jth＝0.316，设计故障诊断逻辑。
将本发明方法的FDF模块以及动态事件驱动机制应用到航天器交会系统中。
在航天器交会系统无故障时，根据附图3、4、5，航天器交会系统状态趋于原点，即闭环控制系统是渐近稳定的。由附图6，在动态事件驱动机制下，只有航天器交会系统输出值满足设置的触发条件时，事件触发器将测量输出值发送至数据总线。在仿真时间(300秒)内，触发器发包量为854。采用传统的周期采样，采样频率为8Hz，采样周期为0.125s，那么300秒内将发包2400次。说明设计的动态事件驱动机制能够有效地降低总线带宽占用率以及由数据传送造成的航天器的能量消耗。
在航天器交会系统故障时，根据附图7、8、9，由附图10，触发器的发包量仅为1210次。根据附图11-12，航天器交会系统发生故障时(t＝150s)，残差输出r(t)和残差误差re(t)能快速响应，为故障诊断提供了基础。根据附图13-14，在t＝161.438s时残差评价函数值超过评价函数阈值Jth＝0.316，航天器交会系统故障标志位变为1，系统发生故障并产生警报，故障检测时间为11.438s。
综上，本发明提供的动态事件驱动机制下的航天器交会系统的同步故障诊断和滤波器设计能够使航天器交会系统在发生故障时能及时产生故障警报。同时，由于动态事件驱动的引入，航天器交会系统的发包量能够明显的减少，总线带宽占用以及由数据传送造成的航天器的能源消耗能够有效的降低。
以上所述仅为本发明的实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明专利的保护范围。
本发明还可有其它多种实施例，在不背离本发明精神及其实质的情况下，本领域技术人员当可根据本发明作出各种相应的改变和变形，但这些相应的改变和变形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。

Claims (8)

1.基于事件驱动的航天器交会故障诊断与滤波器设计方法，其特征在于：所述方法具体过程为：
步骤一、建立航天器交会系统的状态空间模型；
步骤二、设计加权故障函数；
步骤三、基于步骤一建立的航天器交会系统的状态空间模型，设计基于动态事件驱动的FDF的增益矩阵，建立事件驱动条件下的增广残差系统；
步骤四、根据FDF的增益矩阵得到
Figure FDA0003746128150000011
和x(t)，然后根据
Figure FDA0003746128150000012
和u(t)＝Kx(t)，得到残差信号r(t)和控制输入u(t)；
式中，
Figure FDA0003746128150000013
为航天器交会系统滤波器状态向量，x(t)为航天器交会系统状态，Cf、Df为滤波矩阵，
Figure FDA0003746128150000014
为动态事件驱动条件下的FDF输入，K为控制器；t为连续时间；
步骤五、设计动态事件驱动机制，使步骤三中的获得的增益矩阵成立；
步骤六、根据步骤四产生的残差信号r(t)，设计残差评价函数；
步骤七、设计残差评价函数阈值，根据残差评价函数完成航天器交会系统的故障诊断；
所述步骤一中建立航天器交会系统的状态空间模型；具体过程为：
航天器的相对动力学模型如下：
Figure FDA0003746128150000015
Figure FDA0003746128150000016
Figure FDA0003746128150000017
其中，x,y,z为卫星轨道坐标系下相对位置分量；
Figure FDA0003746128150000018
分别为卫星轨道坐标系x轴、y轴、z轴的相对速度分量；r0为目标飞行器地心距；μe为地球引力常数；n为目标飞行器的轨道角速度，等于
Figure FDA0003746128150000021
βx,βy,αz分别为x轴、y轴、z轴的控制输入加速度；
Figure FDA0003746128150000022
为x的二阶导数；
Figure FDA0003746128150000023
为y的二阶导数；
Figure FDA0003746128150000024
为z的二阶导数；
建立C-W方程：
Figure FDA0003746128150000025
其中，m为追踪器的质量；Tx,Ty,Tz分别为作用在x轴，y轴，z轴的控制输入推进力；ωx,ωy,ωz分别为x轴，y轴，z轴的外部扰动；
定义航天器交会系统状态向量
Figure FDA0003746128150000026
控制输入推进向量u(t)＝[Tx,Ty,Tz]T，扰动向量ω(t)＝[ωx,ωy,ωz]T，输出向量y(t)＝[x,y,z]T，通过引入航天器交会系统矩阵A0，B0，B1，C，得到航天器交会系统的状态空间模型，表达式为：
Figure FDA0003746128150000027
式中，
Figure FDA0003746128150000028
为航天器交会系统状态的导数；A0,B0,B1,C为航天器交会系统矩阵；
假设航天器交会系统的控制输入推进向量u(t)＝Kx(t)，选择控制器K使矩阵A0+B0K为Hurwitz矩阵，则航天器交会系统的状态空间模型表达式(1)重写为
Figure FDA0003746128150000029
其中，f(t)为航天器交会系统故障；A为航天器交会系统的闭环系统矩阵，A＝A0+B0K，B2为给定的常值矩阵；ω(t)和f(t)满足L2[0,∞)范数有界。
2.根据权利要求1所述基于事件驱动的航天器交会故障诊断与滤波器设计方法，其特征在于：所述航天器交会系统矩阵A0,B0,B1,C表达式如下：
Figure FDA0003746128150000031
Figure FDA0003746128150000032
3.根据权利要求2所述基于事件驱动的航天器交会故障诊断与滤波器设计方法，其特征在于：所述步骤三中基于步骤一建立的航天器交会系统的状态空间模型，设计基于动态事件驱动的FDF的增益矩阵，并建立事件驱动条件下的增广残差系统，具体过程为：
基于动态事件驱动的FDF为：
Figure FDA0003746128150000033
其中，xw(t)为故障加权系统的状态向量；
Figure FDA0003746128150000034
为加权故障信号；
Figure FDA0003746128150000035
为航天器交会系统滤波器状态向量；
Figure FDA0003746128150000036
为动态事件驱动条件下的FDF输入；r(t)为残差信号；Aw,Bw,Cw,Dw为常数矩阵；Af,Bf,Cf,Df为基于动态事件驱动的FDF的增益矩阵；
Figure FDA0003746128150000037
为xw(t)的一阶导数；
Figure FDA0003746128150000038
为
Figure FDA0003746128150000039
的一阶导数；f(t)为航天器交会系统故障；
定义
Figure FDA00037461281500000310
v(t)＝[ωT(t),fT(t)]T，
Figure FDA00037461281500000311
其中，ih＝tk+lh,ey(t)为动态事件驱动条件下的FDF输入
Figure FDA00037461281500000312
与航天器交会系统输出周期h采样值y(ih)之差；re(t)为残差误差；ξ(t)为增广残差系统状态；υ(t)为增广残差系统的扰动向量；T为矩阵的转置；tk为事件驱动机制触发时刻；l为tk时刻后每隔h进行数据采样，取值为正整数；i为tk时刻后航天器交会系统的采样时刻；
得到如下动态事件驱动条件下的增广残差系统：
Figure FDA00037461281500000313
其中，τ(t)为航天器交会系统的分段时变延时，τ(t)＝t-ih，满足τm≤τ(t)≤τM，τm为分段时变延时的最小值，τM为分段时变延时的最大值；t∈[tk+ηk,tk+1+ηk+1)，tk、tk+1为事件驱动时刻，ηk、ηk+1为网络传输时滞；
Figure FDA0003746128150000041
为ξ(t)的一阶导数；A1,A2,B,E1,C1,C2,D,E2为增广残差系统的常数矩阵。
4.根据权利要求3所述基于事件驱动的航天器交会故障诊断与滤波器设计方法，其特征在于：所述增广残差系统的常数矩阵A1,A2,B,E1,C1,C2,D,E2表达式如下所示：
Figure FDA0003746128150000042
其中，
Figure FDA0003746128150000043
C、
Figure FDA0003746128150000044
为中间变量。
5.根据权利要求4所述基于事件驱动的航天器交会故障诊断与滤波器设计方法，其特征在于：所述基于动态事件驱动的FDF的增益矩阵由下式给出：
Figure FDA0003746128150000045
或者
Figure FDA0003746128150000046
其中，
Figure FDA0003746128150000047
为矩阵变量，
Figure FDA0003746128150000048
为任意正定对称矩阵，P1，P2，P3为任意正定矩阵，W为中间变量矩阵，
Figure FDA0003746128150000049
I为单位矩阵。
6.根据权利要求5所述基于事件驱动的航天器交会故障诊断与滤波器设计方法，其特征在于：所述步骤五中设计动态事件驱动机制，使步骤三中的获得的增益矩阵成立；具体过程为：
定义事件驱动时刻为tk，
Figure FDA00037461281500000410
动态事件驱动机制为：
Figure FDA00037461281500000411
其中，θ、δ、Ω为事件驱动参数，θ＞0，0＜δ＜1，Ω＞0，
Figure FDA0003746128150000059
表示不为负数的整数集，η(t)为内部动态变量，满足以下微分方程：
Figure FDA0003746128150000051
其中，λ为大于零的实数，λ＞0，η(0)≥0
考虑到零阶保持器，故障诊断滤波器的输入为
Figure FDA0003746128150000052
其中，ηk为网络传输延时，并且ηm≤ηk≤ηM，ηm为网络传输延时的最小值，ηM为网络传输延时的最大值；y(tk)为动态事件驱动条件下的FDF输入；tk+1为事件驱动机制触发时刻；ηk+1为网络传输延时；
将[tk+ηk,tk+1+ηk+1)定义为如下子区间：
Figure FDA0003746128150000053
其中，Υ0、Υ1、
Figure FDA0003746128150000054
为区间变量；i*＝min{i|tk+(i+1)hηk≥tk+1+ηk+1}；
航天器交会系统的分段时变延时τ(t)和误差向量ey(t)定义如下：
Figure FDA0003746128150000055
Figure FDA0003746128150000056
由此得到FDF的输入
Figure FDA0003746128150000057
重写为：
Figure FDA0003746128150000058
定义τm＝ηm，τM＝ηM+h，d＝τM-τm，航天器交会系统的分段时变延时τ(t)满足
τm≤τ(t)≤τM
首先，证明内部动态变量η(t)始终保持非负；
由式(11)和式(12)，得到下面不等式
Figure FDA0003746128150000061
其中，η(0)＝η0≥0；得
Figure FDA0003746128150000062
则得到η(t)≥0；
其次，证明动态事件驱动滤波系统最小事件驱动区间为正数；由ey(t)＝y(ih)-y(tk),t∈[tk+ηk,tk+1+ηk+1)，得到
Figure FDA0003746128150000063
其中，x(ih)为航天器交会系统状态的采样值，ω(ih)为航天器交会系统扰动的采样值，f(ih)为航天器教会系统故障的采样值；
Figure FDA0003746128150000064
为η(t)的一阶导数；
对
Figure FDA0003746128150000065
取范数
Figure FDA0003746128150000066
其中，α为常数变量，α＝|λmax(λ)|，β为常数变量，β＝|λmax(A)|||y(tk)||+||CB1||||ω(ih)||+||CB2||||f(ih)||；
假设存在函数
Figure FDA0003746128150000067
满足
Figure FDA0003746128150000068
其中，
Figure FDA0003746128150000069
为函数变量，
Figure FDA00037461281500000610
为初值，
Figure FDA00037461281500000611
得到
Figure FDA00037461281500000612
对式(14)求解得
Figure FDA0003746128150000071
当t∈[tk,tk+1)时，由动态事件驱动机制(11)得到
Figure FDA0003746128150000072
则
Figure FDA0003746128150000073
其中，λmin(Ω)为事件驱动参数Ω的最小特征值，λmax(Ω)为事件驱动参数Ω的最大特征值；
考虑到||y(tk)+ey(t)||2≤(||y(tk)||+||ey(t)||)2，由不等式(16)得
Figure FDA0003746128150000074
不等式(17)成立的充分条件为
Figure FDA0003746128150000075
则得到
Figure FDA0003746128150000076
结合等式(15)和不等式(19)，因为0＜δ＜1，当α≠0时
Figure FDA0003746128150000077
Figure FDA0003746128150000081
当α＝0时，
Figure FDA0003746128150000082
则τ＞0得证；
其中，τ为两次连续事件驱动时刻的差值；
在动态事件驱动机制式(11)下，增广残差系统(5)是渐近稳定的且具有H∞性能指标。
7.根据权利要求6所述基于事件驱动的航天器交会故障诊断与滤波器设计方法，其特征在于：所述步骤六中根据步骤四的残差信号r(t)设计残差评价函数，表达式为
Figure FDA0003746128150000083
其中，r(s)为残差信号。
8.根据权利要求7所述基于事件驱动的航天器交会故障诊断与滤波器设计方法，其特征在于：所述步骤七中设计残差评价函数阈值，根据残差评价函数完成航天器交会系统的故障检测；表达式为：
Figure FDA0003746128150000084
其中，Jth为残差评价函数阈值。
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