CN103439974A - 一种卫星姿态确定系统硬件可重构性度量方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种卫星姿态确定系统硬件可重构性度量方法。所述方法针对星载冗余传感器配置情况下，以功能模块为最小重构单元，针对姿态确定系统，分析两个功能模块同时发生故障情形时的系统硬件可重构性，并给出了硬件可重构判据及可重构度计算方法。本发明为卫星姿态确定系统硬件可重构性分析和评估提供了实施手段；针对由共用功能模块和独立功能模块组成的多传感器配置系统，同时发生两个功能模块故障情况下，为系统硬件切换提供有效的评估依据。

Description

一种卫星姿态确定系统硬件可重构性度量方法

技术领域

本发明属于航天器控制技术领域，尤其是涉及一种卫星姿态确定系统硬件可重构性度量方法。

背景技术

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。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术的不足,提出了一种卫星姿态确定系统硬件可重构性度量方法。

为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案是：

一种卫星姿态确定系统硬件可重构性度量方法，包括卫星姿态确定系统硬件可重构的判据和可重构度计算；具体如下：

A，卫星姿态确定系统硬件可重构的判据为：

卫星姿态确定系统中同时发生两个功能模块故障情况下，如果：

rank(C^T,A^TC^T,(A²)^TC^T,(A³)^TC^T,(A⁴)^TC^T,(A⁵)^TC^T)^T=6

则卫星角度、角速度测量值均可获得，判定卫星姿态确定系统硬件可重构；

如果：

rank(C^T,A^TC^T,(A²)^TC^T,(A³)^TC^T,(A⁴)^TC^T,(A⁵)^TC^T)^T≠6

则卫星角度、角速度测量值不能全部获得，判定卫星姿态确定系统硬件不可重构；其中，rank(·)为矩阵求秩运算，矩阵A、C分别为系统状态矩阵和观测阵，(·)^T为矩阵转置运算；

B，卫星姿态确定系统硬件可重构度计算：

卫星姿态确定系统中同时发生两个功能模块故障情况下，硬件可重构度记为R₂，系统中同时发生两个功能模块故障的个数记为v₂，根据可重构性判据，在同时发生两个功能模块故障情况下，系统可硬件重构的故障个数记为n₂，则： $R_2=\frac{n_2}{v_2}.$

本发明的有益效果是：本发明提供了一种卫星姿态确定系统硬件可重构性度量方法。所述方法针对星载冗余传感器配置情况下，以功能模块为最小重构单元，针对姿态确定系统，分析两个功能模块同时发生故障情形时的系统硬件可重构性，并给出了硬件可重构判据及可重构度计算方法。本发明为卫星姿态确定系统硬件可重构性分析和评估提供了实施手段；针对由共用功能模块和独立功能模块组成的多传感器配置系统，同时发生两个功能模块故障情况下，为系统硬件切换提供有效的评估依据。

具体实施方式

下面对本发明提出的一种卫星姿态确定系统硬件可重构性度量方法进行详细说明：

本发明实施例卫星姿态确定系统硬件组成包括：3个星敏感器、2个太阳敏感器、2个红外地平仪、6个陀螺组合部件。各部件的内部功能模块如下：太阳敏感器的内部功能模块包括电源、滚动探头、俯仰探头、线路，各功能模块相互独立；星敏感器和红外地平仪的内部功能模块包括电源、探头、线路，各功能模块相互独立。6陀螺配置的内部功能模块包括电源、表头和输出。6陀螺组合部件共用2个电源功能模块，表头和输出功能模块各自独立。用m₁表示太阳敏感器个数，m₂表示红外地平仪个数，m₃表示星敏感器个数，m₄表示陀螺组合部件输出通道数，m表示陀螺组合部件电源功能模块个数，则有m₁=2,m₂=2,m₃=3,m₄=6,m=2。下面针对以上配置开展基于两个功能模块同时发生故障情形下的姿态确定分系统可重构度量指标的计算与分析。

1）卫星姿态控制系统描述

对于卫星姿态控制系统 $\left\{\begin{array}{c}\stackrel{\·}{x}=\mathrm{Ax}+\mathrm{Bu}\\ y=C\end{array},\right.$ 其中：

θ、ψ、

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。

$A=\left[\begin{array}{cccccc}0& 1& 0& 0& 0& 0\\ M_{21}& 0& 0& 0& 0& M_{26}\\ 0& 0& 0& 1& 0& 0\\ M_{41}& M_{42}& 0& 0& M_{45}& M_{46}\\ 0& 0& 0& 0& 0& 1\\ 0& M_{62}& 0& 0& M_{65}& 0\end{array}\right],$ $B=\left[\begin{array}{cccccc}0& 0& 0& 0& 0& 0\\ I_x^{-1}& I_x^{-1}& 0& 0& 0& 0\\ 0& 0& 0& 0& 0& 0\\ 0& 0& I_y^{-1}& I_y^{-1}& 0& 0\\ 0& 0& 0& 0& 0& 0\\ 0& 0& 0& 0& I_z^{-1}& I_z^{-1}\end{array}\right].H;$

$M_{21}={I_x}^{-1}[(I_y-I_z){\mathrm{\ω}}_0^2-{\mathrm{\ω}}_0{h}_y];$ M₂₆＝I_x ^-1[(I_y-I_z-I_x)ω₀-h_y]； $M_{41}=I_y^{-1}{h}_x{\mathrm{\ω}}_0;$

$M_{42}={-I}_y^{-1}{h}_z;$ $M_{45}=I_y^{-1}{h}_z{\mathrm{\ω}}_0;$ $M_{46}=I_y^{-1}{h}_x;$ M₆₂＝I_z ^-1[(I_y-I_z-I_x)ω₀-h_y]；

$M_{65}={I_z}^{-1}[(I_y-I_x){\mathrm{\ω}}_0^2-{\mathrm{\ω}}_0{h}_y];$

u=[u₁,u₂,…,u_m]^T，u是执行器输出力矩；H为系统执行机构的安装矩阵，C表示观测矩阵，I_x,I_y,I_z分别为卫星三本体轴的转动惯量，ω₀表示卫星运行的轨道角速度，h_x,h_y,h_z分别表示三轴安装的动量轮角动量。

某卫星姿态控制系统参数如下：令ω₀=0.0011rad/s，I_x=30.7kg·m²,I_y=18.6kg·m²,I_z=23.6kg·m²,h_x=h_y=h_z=0。则A阵为：

$A=\left[\begin{array}{cccccc}0& 0& 0& 1.0000& 0& 0\\ 0& 0& 0& 0& 1.0000& 0\\ 0& 0& 0& 0& 0& 1.0000\\ -0.0000& 0& 0& -0.0013& 0& 0\\ 0& 0& 0& 0& 0& 1\\ 0& 0& -0.0000& -0.0017& 0& 0\end{array}\right];$ D表示圆锥体六陀螺组合部件安装矩阵，具体描述如下：

$D=\left[\begin{array}{ccc}\sqrt{\frac{2}{3}}& 0& \frac{\sqrt{3}}{3}\\ \frac{\sqrt{6}}{6}& \frac{\sqrt{2}}{2}& \frac{\sqrt{3}}{3}\\ -\frac{\sqrt{6}}{6}& \frac{\sqrt{2}}{2}& \frac{\sqrt{3}}{3}\\ -\sqrt{\frac{2}{3}}& 0& \frac{\sqrt{3}}{3}\\ -\frac{\sqrt{6}}{6}& -\frac{\sqrt{2}}{2}& \frac{\sqrt{3}}{3}\\ \frac{\sqrt{6}}{6}& -\frac{\sqrt{2}}{2}& \frac{\sqrt{3}}{3}\end{array}\right]$

2）部件属性描述

对每个部件定义一个向量来描述该部件的属性，记为S_k=[s_k1,s_k2,s_k3,s_k4,s_k5,s_k6],k为部件编号。所有的太阳敏感器作为一个总部件，即太阳敏感器属性向量记为S₁，红外地球敏感器的编号为

星敏感器的编号为将所有陀螺部件作为一个整体编号为

s_k1表示传感器部件编号，即对于向量S_k，有s_k1=k；

s_k2表示部件的类型，值为1代表星敏感器，值为2代表红外地平仪，值为3代表太阳敏感器，值为4代表陀螺组合部件；

s_k3表示部件的故障位，值为1表示正常工作，值为0表示故障；

s_k4，s_k5，s_k6分别表示滚转、俯仰、偏航三个方向的输出，值为1表示有输出，值为0表示没有输出，由于太阳敏感器和红外地平仪均无法测得偏航方向的角度，则令其偏航角为零，即

3）各部件功能模块描述

现对姿态确定系统各部件的内部功能模块进行编号，分别记为P_ij，i=1,2,...,10,j=1,2,…,M_i。i=1～4表示的是太阳敏感器的功能模块（分别是电源，滚动探头，俯仰探头，线路），i=5～7表示的是红外地平仪和星敏感器的功能模块（分别是电源，探头和线路，i=8～10表示的是陀螺组合部件的功能模块（分别为电源，本体和线路）。j为某种功能模块个数编号，M_1～4=m₁，M_5～7=m₂+m₃，M₈=m，M_9,10=m₄。P_ij代表的是相应功能模块的故障位，若值为1代表正常工作，若值为0表示故障。

4）两个功能模块同时故障情况下系统可重构判断

矩阵D表示陀螺组合部件的安装矩阵，矩阵E是一个对角矩阵，其对角线元素均为

且其阶数等于矩阵D的行数，矩阵E_j是一个对角矩阵，其第j个对角线元素为P_ij，其余对角线元素为1，且其阶数等于矩阵D的行数，即E=diag(1,…,P_ij,…,1)。判断陀螺组合部件中的电源模块时有D'=ED,判断其它功能模块时有D'=E_jD。矩阵C为一个6阶对角矩阵，定义如下： $C=\left[\begin{array}{cccccc}{c}_{11}& & & & & \\ & c_{22}& & & & \\ & & c_{33}& & & \\ & & & c_{44}& & \\ & & & & c_{55}& \\ & & & & & c_{66}\end{array}\right]$

其对角线上的元素分别为c₄₄=c₅₅=c₆₆=ε(r-3)，其中函数ε(t)的定义为：当t>0时，函数值为1，t<0时，函数值为0。C阵剩余的对角元素分别为 $c_{11}=\mathrm{sgn}\left(\underset{j=1}{\overset{1+m_2+m_3}{\mathrm{\&Sigma;}}}{s}_{j4}\right),$ $c_{22}=\mathrm{sgn}\left(\underset{j=1}{\overset{1+m_2+m_3}{\mathrm{\&Sigma;}}}{s}_{j5}\right),$ $c_{33}=\mathrm{sgn}\left(\underset{j=1}{\overset{1+m_2+m_3}{\mathrm{\&Sigma;}}}{s}_{j6}\right),$ 其中r为矩阵D'的秩，sgn()为取符号运算。

由上述步骤所到的C阵若能满足rank(C^T,A^TC^T,(A²)^TC^T,(A³)^TC^T,(A⁴)^TC^T,(A⁵)^TC^T)^T=6,则系统可以在线重构；否则，系统不可重构。

5）两个功能模块同时故障情况下系统可重构度量指标计算

两个功能模块同时故障情况下，采用基于深度搜索方法计算姿态确定系统可重构度量指标。假设在某两个部件功能模块故障情形下，判断系统是否可重构，并计数；根据部件功能模块的编号，依次遍历搜索到系统中所有两个功能模块故障情形，判断各个情形下系统是否重构，累计计数；根据计算公式得到系统的可重构度量指标。

根据本案例给定的配置，两个功能模块同时故障情况下，根据可重构判据，得到可重构的方案为n₂=463。则两个功能模块同时故障情况下，姿态确定系统可重构度R₂的可根据下式得到：

$R_2=\frac{n_2}{C_{(4m_1+{3m}_2+{3m}_3+m+{2m}_4)}^2}=0.6952$

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)

1.一种卫星姿态确定系统硬件可重构性度量方法，其特征在于，包括卫星姿态确定系统硬件可重构的判据和可重构度计算；具体如下：

A，卫星姿态确定系统硬件可重构的判据为：

卫星姿态确定系统中同时发生两个功能模块故障情况下，如果：

rank(C^T,A^TC^T,(A²)^TC^T,(A³)^TC^T,(A⁴)^TC^T,(A⁵)^TC^T)^T=6

则卫星角度、角速度测量值均可获得，判定卫星姿态确定系统硬件可重构；

反之，则卫星角度、角速度测量值不能全部获得，判定卫星姿态确定系统硬件不可重构；其中，rank(·)为矩阵求秩运算，矩阵A、C分别为系统状态矩阵和观测阵，(·)^T为矩阵转置运算；

B，卫星姿态确定系统硬件可重构度计算：

卫星姿态确定系统中同时发生两个功能模块故障情况下，硬件可重构度记为R₂，系统中同时发生两个功能模块故障的个数记为v₂，根据可重构性判据，在同时发生两个功能模块故障情况下，系统硬件可重构的故障个数记为n₂，则： $R_2=\frac{n_2}{v_2}.$