CN103207569B - 一种卫星姿态控制系统可重构性度量方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种卫星姿态控制系统可重构性度量方法，属于航天器可重构性研究技术领域。该方法针对卫星姿态控制系统发生单个部件故障和两个部件故障情况，描述了一重故障可重构度和二重故障可重构度的概念，提出了可重构性度量指标。在基于系统可控性、可观性的理论基础上，建立了部件属性与系统可重构性判据之间的关系，采用基于深度搜索的方法实现一重故障和二重故障情形下的可重构度量指标计算。本发明可以直接针对卫星姿态控制系统在轨多种执行机构配置方案进行量化的可重构性评估，用于卫星姿态控制系统的在轨重构策略选择提供理论支持和计算依据，具有重要的理论和工程应用价值。
Description
技术领域
本发明涉及一种卫星姿态控制系统可重构性度量方法，属于航天器可重构性研究技术领域。
技术背景
随着空间科学技术的快速发展，航天器在轨运行可靠性日益受到重视。在轨卫星长时间工作在真空、失重、高低温和强辐射的环境下，任务多样化和复杂程度的日益增加使得对于卫星控制系统可靠性的要求越来越高，但是受重量和成本的限制，出现的故障并不能完全依靠硬件冗余解决，如何充分利用星载资源实现在轨可重构以确保卫星任务的正常实施和在轨可靠运行已成为当前发展趋势。
提高卫星在轨重构能力，除了提出有效的故障重构方法之外，另一条有效途径是提高系统的可重构性设计水平，针对在轨故障情况，预先进行可重构性度量，从而为提高卫星在轨故障处理能力，合理有效利用星载资源，提高卫星姿态控制系统的可靠性设计、优化资源配置、卫星在轨工作模式的合理切换等提供理论参考；针对星载资源受限情况，根据卫星任务需求，为选择正确的重构策略和方案提供有力的理论支持和决策依据。
发明内容
针对卫星姿态控制系统多执行机构配置方案，一重故障和二重故障情况下，本发明提出了一种卫星姿态控制系统可重构性度量方法，采用基于深度搜索方法实现系统可重构性度量指标的计算，从而为选择合适的在轨重构方案和设计方案提供一个理论上的决策依据。
本发明为解决其技术问题采用如下技术方案：
一种卫星姿态控制系统可重构性度量方法，包括如下步骤：
（1）描述可重构度量指标
针对卫星姿态控制系统可重构性，将一重部件故障概念描述为：系统中只有一个独立功能的部件发生故障；将系统一重部件故障下的系统可重构度概念记为一重可重构度；一重可重构故障个数记为 ，一重可重构度记为，即：， 表示系统所有部件个数，
针对卫星姿态控制系统可重构性，将二重部件故障概念描述为：系统中有两个最小重构单元发生故障，将系统二重可重构单元故障下的系统可重构度概念记为二重可重构度；定义二重可重构度为，二重可重构故障个数标志为，表示排列组合，表示系统可能发生的两部件故障数总和，则：；
（2）建立执行机构属性矩阵
用表示执行机构，记某一配置下的卫星姿态控制系统执行机构个数为个，不失一般性，斜装配置的执行机构对三轴都有作用力矩，在个执行机构中，第个执行部件记为，，给每个部件标定义一个向量来描述该部件的属性，记为，
其中：表示执行器编号；
表示执行器安装位置，1代表x轴，2代表y轴，3代表z轴，4代表斜装；
分别表示执行器安装方向与三轴之间夹角的正弦值；
是故障标志位，1代表正常工作，0代表发生故障，
根据步骤（1）定义的各部件属性向量，则某配置下个执行机构，建立一个属性矩阵如式（1）所示
； （1）
（3） 提出系统可重构性判据
卫星姿态控制系统的线性化模型描述如下：
其中：，、、、、、分别表示卫星滚转角、滚转角速率、俯仰角、俯仰角速率、偏航角、偏航角速率，
；
；；；；；，；；；是执行器输出力矩；为系统执行机构的安装矩阵，；为卫星三本体轴的转动惯量，表示卫星运行的轨道角速度，表示三轴安装的动量轮角动量；
提取部件属性矩阵中的第六列元素构造对角矩阵M，，用属性矩阵中的第3、4、5列元素构造矩阵,，根据矩阵和，得到如下的结果：
根据以上描述，对于执行机构，则；在部件故障情况下，在剩下的功能部件配置资源中如果能找到和，使得, 则系统可实现在线重构；否则，系统不可重构；
卫星姿态控制系统发生一重故障情形，如果在执行机构故障情况下，剩余的执行机构中是否存在属性矩阵，使得系统可重构；发生二重故障情形，如果在执行机构和故障情况下，剩余的部件中是否存在执行部件的属性矩阵，使得系统可重构；
（4）系统可重构度量指标计算
记系统可重构标志位为，1代表可重构，0代表不可重构；
一重故障情况下，采用基于深度搜索方法的执行机构可重构度量指标的计算，代表发生故障的部件编号，当判断第i个部件发生故障后，系统是否可重构时，置第i个部件的健康状态为故障状态，即：；按照各部件的编号顺序，从第1个部件开始，即，计算部件故障情况下，执行机构是否可在线重构，遍历搜索下去，直到，最后计算系统的可重构度量指标；
二重故障情况下，采用基于深度搜索方法的执行机构可重构度量指标的计算，，代表发生故障的两个部件编号，当判断第，部件发生故障后，系统是否可重构时，置第，部件的健康状态为故障状态，即：；按照各部件的编号顺序，从第1个部件和第2个部件开始，即，，计算部件，故障情况下，执行机构是否可在线重构；遍历搜索下去，直到，最后计算系统的可重构度量指标。
本发明的有益效果如下：
本发明可以直接针对卫星姿态控制系统在轨多执行机构配置方案设计进行量化的可重构性评估，可以用于小卫星姿态控制系统的在轨重构策略选择提供理论支持和计算依据，具有重要的理论和工程应用价值。
附图说明
图1为执行机构可重构性计算方法实施流程图。
图2为一重故障下执行机构可重构度量指标计算流程图。
图3为二重故障下执行机构可重构度量指标计算流程图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明创造做进一步详细说明。
本发明将系统的一重故障定义为：系统中只有一个独立功能的部件发生故障。二重故障定义为：系统中有两个独立功能的部件发生故障。从工程实际出发，卫星在轨发生部件故障后，优先采用的是硬件备份切换方式来重构系统。由此，针对系统发生一重故障情形，取硬件是否可切换备份来衡量系统是否可在轨重构。定义系统一重故障下的系统可重构度为：一重故障下系统可重构的故障数/系统可能发生的一重故障的总和。定义系统二重故障下的系统可重构度为：二重故障下系统可重构的故障数/系统可能发生的二重故障的总和。将系统的可重构度作为可重构度量指标。本发明在以上定义的基础上，针对某一硬件配置下的卫星姿态控制系统执行机构配置情况，在可控可观的理论基础上，建立部件属性与系统可重构性判据之间的关系，采用基于深度搜索的方法实现一重故障和二重故障情形下的可重构度量指标计算。
实施步骤如图1所示。
（1）可重构度量指标
本发明采用“可重构度”的概念来描述系统在发生故障情况下的系统剩余的重构能力。
针对卫星姿态控制系统可重构性，将一重部件故障概念描述为：系统中只有一个独立功能的部件发生故障；将系统一重部件故障下的系统可重构度概念记为一重可重构度；一重可重构故障个数记为，一重可重构度记为，即：， 表示系统所有部件个数。
针对卫星姿态控制系统可重构性，将二重部件故障概念描述为：系统中有两个最小重构单元发生故障，将系统二重可重构单元故障下的系统可重构度概念记为二重可重构度；定义二重可重构度为，二重可重构故障个数标志为，表示排列组合，表示系统可能发生的两部件故障数总和，则：。
（2）建立执行机构属性矩阵
系统可重构则系统可控，系统的可控性与控制输入相关，则卫星姿态控制系统可重构性取决于执行机构是否可重构。记某一配置下的卫星姿态控制系统执行机构个数为个，不失一般性，斜装配置的执行机构对三轴都有作用力矩。在个执行机构中，第个执行部件记为，，给每个部件标定义一个向量来描述该部件的属性，记为。
其中：表示执行器编号；
表示执行器安装位置，1代表x轴，2代表y轴，3代表z轴，4代表斜装；
分别表示执行器安装方向与三轴之间夹角的正弦值；
是故障标志位，1代表正常工作，0代表发生故障。
根据步骤（1）定义的各部件属性向量，则某配置下个执行机构，可建立一个属性矩阵如式（1）所示。
（1）
（3）系统可重构性判据
卫星姿态控制系统的线性化模型描述如下：
其中：，、、、、、分别表示卫星滚转角、滚转角速率、俯仰角、俯仰角速率、偏航角、偏航角速率。
；
；；；；；；；；；是执行器输出力矩；为系统执行机构的安装矩阵。；为卫星三本体轴的转动惯量，表示卫星运行的轨道角速度，表示三轴安装的动量轮角动量。
根据步骤（3）定义的部件属性矩阵，提取属性矩阵中的第六列元素构造对角矩阵M，。用属性矩阵中的第3、4、5列元素构造矩阵,。根据矩阵和，可以得到如下的结果：
根据以上描述，对于执行机构，则。在部件故障情况下，在剩下的功能部件配置资源中如果能找到和，使得, 则系统可实现在线重构；否则，系统不可重构。
卫星姿态控制系统发生一重故障情形，如果在部件故障情况下，剩余的部件中是否存在执行部件的属性矩阵，使得系统可重构。发生二重故障情形，如果在部件和故障情况下，剩余的部件中是否存在执行部件的属性矩阵，使得系统可重构。
（4）系统可重构度量指标计算
可重构故障的概念就是当一个部件发生故障时，系统中仍存在至少一个相同功能的部件能够替换故障的部件，从而使系统的性能不受影响，判断故障是否可重构的过程就是寻找相同功能部件的过程，需要对系统的所有部件逐一搜索，直到找到能够替换故障部件的部件为止，实际上这就是一个遍历搜索的过程；一重故障下系统可重构的故障数就是对系统可能存在的每一种故障情况分别重复上述的搜索过程。根据系统可重构度计算过程的特点，本发明选择深度搜索算法作为系统可重构度的计算方法。
深度搜索算法属于图算法的一种，其搜索所遵循的搜索策略是尽可能“深”地搜索图。在深度搜索中，对于最新发现的结点，如果它还有以此为起点而未搜索的边，就沿此边继续搜索下去。当结点v的所有边都已被探寻过，搜索将回溯到发现结点v有那条边的始结点。这一过程一直进行到已发现从源结点可达的所有结点为止。如果还存在未被发现的结点，则选择其中一个作为源结点并重复以上过程，整个过程反复进行直到所有结点都被发现为止。
记系统可重构标志位为，1代表可重构，0代表不可重构。
一重故障情况下，采用基于深度搜索方法的执行机构可重构度量指标的计算流程如图2所示。代表发生故障的部件编号，当判断第i个部件发生故障后，系统是否可重构时，置第i个部件的健康状态为故障状态，即：。按照各部件的编号顺序，从第1个部件开始，即，计算部件故障情况下，执行机构是否可在线重构。遍历搜索下去，直到。最后计算系统的可重构度量指标。
二重故障情况下，采用基于深度搜索方法的执行机构可重构度量指标的计算流程如图3所示。，代表发生故障的两个部件编号。当判断第，部件发生故障后，系统是否可重构时，置第，部件的健康状态为故障状态，即：。按照各部件的编号顺序，从第1个部件和第2个部件开始，即，，计算部件，故障情况下，执行机构是否可在线重构。遍历搜索下去，直到。最后计算系统的可重构度量指标。
为实现某一任务功能的卫星姿态控制系统其姿态确定系统和执行机构配置组合如下： 卫星本体轴X轴正方向安装飞轮1，卫星本体轴Y轴正方向安装飞轮2，卫星本体轴Z轴正方向安装飞轮3，斜装飞轮4与卫星本体坐标系交角分别为，斜装飞轮5与卫星本体坐标系交角分别为。针对以上执行安装方式进行可重构度量指标的计算与分析。
（1） 部件属性标识
根据以上执行机构配置，则。将这5个飞轮依次编号，在各部件状态正常情况下，飞轮的属性向量依次描述为：，，，，。
（2）建立执行机构属性矩阵
根据步骤（1）定义的各部件属性向量，可建立一个属性矩阵如式（2）所示。
（2）
（3）一重故障下系统可重构度量指标计算流程
该执行机构配置情况下，一重可重构故障个数。
一重故障情况下，系统可重构度量指标的计算流程如下。如图2所示，代表发生故障的部件编号。按照各部件的编号顺序，从第1个部件开始，即，计算部件故障情况下，执行机构是否可在线重构。遍历搜索下去，直到。最后计算系统的可重构度量指标。
飞轮1故障情况下，，判断剩余飞轮2,3,4,5是否可重构，记录。
飞轮2故障情况下，，判断剩余飞轮1,3,4,5是否可重构，记录。
飞轮3故障情况下，，判断剩余飞轮1,2,4,5是否可重构，记录。
飞轮4故障情况下，，判断剩余飞轮1,2,3,5是否可重构，记录。
飞轮5故障情况下，，判断剩余飞轮1,2,3,4是否可重构，记录。
（4）某一执行部件故障下系统是否可重构判断流程
当时，飞轮1故障情况下，系统还剩下飞轮2,3,4,5。
计算和，其中，
判断，则系统可重构。记。
依次得到如下结论：
飞轮2故障情况下，系统可重构，。飞轮3故障情况下，系统可重构，。
飞轮4故障情况下，系统可重构，。飞轮5故障情况下，系统可重构，。
（5）一重故障下系统可重构度量指标计算
一重可重构度量指标计算公式为。
（6）二重故障下系统可重构度量指标计算流程
二重故障情况下，系统可重构度量指标的计算流程如图3所示。，代表发生故障的两个部件编号。按照各部件的编号顺序，从第1个部件和第2个部件开始，即，，计算部件，故障情况下，搜索剩余的个执行机构是否可在线重构。遍历搜索下去，直到。最后计算系统的可重构度量指标。
系统所有可能发生的二重故障数为：。
二重故障情况下，系统可重构度量指标的计算流程如下。
,飞轮1,2故障情况下，判断剩余飞轮3,4,5是否可重构，记录。
,飞轮1,3故障情况下，判断剩余飞轮2,4,5是否可重构，记录。
,飞轮1,4故障情况下，判断剩余飞轮2,3,5是否可重构，记录。
,飞轮1,5故障情况下，判断剩余飞轮2,3,4是否可重构，记录。
,飞轮2,3故障情况下，判断剩余飞轮1,4,5是否可重构，记录。
,飞轮2,4故障情况下，判断剩余飞轮1,3,5是否可重构，记录。
,飞轮2,5故障情况下，判断剩余飞轮1,3,4是否可重构，记录。
,飞轮3,4故障情况下，判断剩余飞轮1,2,5是否可重构，记录。
,飞轮3,5故障情况下，判断剩余飞轮1,2,4是否可重构，记录。
,飞轮4,5故障情况下，判断剩余飞轮1,2,3是否可重构，记录。
记二重可重构故障个数标志为，二重可重构度为，即：。
（7）某两个执行部件故障下系统是否可重构判断流程
下面以飞轮1,2故障情况下，即，判断系统剩余飞轮3,4,5是否可重构.
计算和，其中，
判断，则系统可重构。记。
依次得到如下结论：
,飞轮1,3故障情况下，系统不可重构，记录。
,飞轮1,4故障情况下，系统可重构，记录。
,飞轮1,5故障情况下，系统可重构，记录。。
,飞轮2,3故障情况下，系统不可重构，记录。
,飞轮2,4故障情况下，系统可重构，记录。
,飞轮2,5故障情况下，系统可重构，记录。
,飞轮3,4故障情况下，系统可重构，记录。
,飞轮3,5故障情况下，系统可重构，记录。
,飞轮4,5故障情况下，系统可重构，记录。
（8）二重故障下系统可重构度量指标计算
计算二重故障情况下，该配置的执行机构其可重构度量指标计算结果为。
上述实施例不以任何形式限制本发明，凡采用等同替换或等效变换的形式所获得的技术方案，均落在本发明的保护范围之内。
Claims (1)
1.一种卫星姿态控制系统可重构性度量方法，其特征在于，包括如下步骤：
（1）描述可重构度量指标
针对卫星姿态控制系统可重构性，将一重部件故障概念描述为：系统中只有一个独立功能的部件发生故障；将系统一重部件故障下的系统可重构度概念记为一重可重构度；一重可重构故障个数记为 ，一重可重构度记为，即：， 表示系统所有部件个数，
针对卫星姿态控制系统可重构性，将二重部件故障概念描述为：系统中有两个最小重构单元发生故障，将系统二重可重构单元故障下的系统可重构度概念记为二重可重构度；定义二重可重构度为，二重可重构故障个数标志为，表示排列组合，表示系统可能发生的两部件故障数总和，则：；
（2）建立执行机构属性矩阵
用表示执行机构，记某一配置下的卫星姿态控制系统执行机构个数为个，不失一般性，斜装配置的执行机构对三轴都有作用力矩，在个执行机构中，第个执行部件的属性向量记为，，给每个部件标定义一个向量来描述该部件的属性矩阵，记为，
其中：表示执行器编号；
表示执行器安装位置，1代表x轴，2代表y轴，3代表z轴，4代表斜装；
分别表示执行器安装方向与三轴之间夹角的正弦值；
是故障标志位，1代表正常工作，0代表发生故障，
根据步骤（1）定义的各部件属性向量，则某配置下个执行机构，建立一个部件属性矩阵如式（1）所示
； （1）
（3）提出系统可重构性判据
卫星姿态控制系统的线性化模型描述如下：
其中：，、、、、、分别表示卫星滚转角、滚转角速率、俯仰角、俯仰角速率、偏航角、偏航角速率，
；
；；；；；；；；是执行器输出力矩；为系统执行机构的安装矩阵，；为卫星三本体轴的转动惯量，表示卫星运行的轨道角速度，表示三轴安装的动量轮角动量；
提取部件属性矩阵中的第六列元素构造对角矩阵M，，用属性矩阵中的第3、4、5列元素构造矩阵,，根据矩阵和，得到如下的结果：
根据以上描述，对于执行机构，则；在部件故障情况下，在剩下的功能部件配置资源中如果能找到和，使得, 则系统可实现在线重构；否则，系统不可重构；
卫星姿态控制系统发生一重故障情形，如果在执行机构i故障情况下，剩余的执行机构中是否存在安装矩阵，使得系统可重构；发生二重故障情形，如果在执行机构i和故障情况下，剩余的部件中是否存在系统执行机构的安装矩阵，使得系统可重构；
（4）系统可重构度量指标计算
记系统可重构标志位为，1代表可重构，0代表不可重构；
一重故障情况下，采用基于深度搜索方法的执行机构可重构度量指标的计算，i代表发生故障的部件编号，当判断第i个部件发生故障后，系统是否可重构时，置第i个部件的健康状态为故障状态，即：；按照各部件的编号顺序，从第1个部件开始，即，计算部件i故障情况下，执行机构是否可在线重构，遍历搜索下去，直到，最后计算系统的可重构度量指标；
二重故障情况下，采用基于深度搜索方法的执行机构可重构度量指标的计算，i，代表发生故障的两个部件编号，当判断第i，部件发生故障后，系统是否可重构时，置第i，部件的健康状态为故障状态，即：；按照各部件的编号顺序，从第1个部件和第2个部件开始，即，，计算部件i，故障情况下，执行机构是否可在线重构；遍历搜索下去，直到，最后计算系统的可重构度量指标。
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