CN104743100B - ×型配置执行机构故障情况下飞行器控制作用重分配方法 - Google Patents

×型配置执行机构故障情况下飞行器控制作用重分配方法 Download PDF

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×型配置执行机构故障情况下飞行器控制作用重分配方法，步骤如下：(1)对执行机构故障进行定位和判定；(2)确定发生故障的执行机构能够摆动的角度；(3)计算出在非故障情况下×型配置的四个执行机构的期望摆角；(4)计算出发生故障的执行机构实际摆动的角度及与步骤(3)的期望摆角的偏差；(5)计算未发生故障的其它三个执行机构的实际摆角；(6)执行机构按照重新计算分配的四个执行机构的实际摆角进行摆动，完成对飞行器的有效控制。本发明提出的方法在不新增设备的情况下，实现飞行器控制能力在执行机构发生非致命性故障时的合理配置，完成对飞行器的有效控制，对飞行器研制和航天飞行器高可靠完成飞行任务有重要意义。

Description

×型配置执行机构故障情况下飞行器控制作用重分配方法
技术领域
本发明涉及×型配置执行机构故障情况下飞行器控制作用重分配方法，属于航天飞行器可重构控制技术领域。
背景技术
随着航天技术的发展和任务的多样化，航天飞行器的发射密度增大、任务需求复杂化，对飞行器安全可靠完成飞行任务的要求也越来越高。由于航天飞行器制造、发射成本高，确保每次可靠飞行尤为重要。目前常采用的措施之一是加强研制、发射过程的质量控制，提高飞行可靠性；另一项措施是冗余配置控制系统设备，在某设备发生故障时，利用备份设备替换。后一项措施的实施不仅增加研制成本，而且往往受到飞行器空间和重量等的限制而较难实施。因此在航天飞行器飞行过程中发生非致命性故障时，若能通过对控制系统能力进行充分挖潜，实现飞行器控制能力在飞行器发生非致命性故障时的合理配置，完成对飞行器的有效控制，对提升航天飞行器的可靠性有重要意义。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种×型配置执行机构故障情况下飞行器控制作用重分配方法，该方法针对”×”字型配置的执行机构在发生非致命性故障时，对控制系统能力进行充分挖潜，对在非故障情况下计算出的控制系统执行机构摆角要求进行重新计算分配，实现飞行器控制能力在执行机构发生非致命性故障时的合理配置，完成对飞行器的有效控制。
本发明的技术解决方案是：×型配置执行机构故障情况下飞行器控制作用重分配方法，步骤如下：
(1)根据实时采集的飞行器的×字型配置的执行机构的状态信息，对×字型配置的执行机构的故障进行定位和判定，确定发生故障的执行机构和故障类型，所述飞行器具有四个执行机构，这四个执行机构按×型安装配置，即四个执行机构分别分布在四个象限的45°角上；
(2)根据步骤(1)中确定的发生故障的执行机构和故障类型，确定发生故障的执行机构能够摆动的角度；
(3)按照飞行器中的控制规律，计算出在非故障情况下×型配置的四个执行机构的期望摆角δ1d、δ2d、δ3d和δ4d；
(4)根据步骤(2)确定的发生故障的执行机构能够摆动的角度，计算出发生故障的执行机构实际摆动的角度，再计算出该发生故障的执行机构实际摆角与步骤(3)的期望摆角的偏差；
(5)根据步骤(4)得到的该发生故障的执行机构实际摆角与步骤(3)的期望摆角的偏差，计算未发生故障的其它三个执行机构的实际摆角，即未发生故障的其它三个执行机构中，与发生故障的执行机构相邻的两个执行机构的实际摆角分别为两个执行机构的期望摆角加上步骤(4)中该发生故障的执行机构实际摆角与步骤(3)的期望摆角的偏差，另外一个与发生故障的执行机构相对的执行机构的实际摆角为该执行机构的期望摆角减去步骤(4)中该发生故障的执行机构实际摆角与步骤(3)的期望摆角的偏差；
(6)执行机构按照步骤(4)和步骤(5)重新计算分配的四个执行机构的实际摆角进行摆动，完成对飞行器的有效控制。
本发明与现有技术相比有益效果为：
(1)本发明针对×型配置的执行机构在发生非致命性故障时，对控制系统能力进行充分挖潜，对在非故障情况下计算出的控制系统执行机构摆角要求进行重新计算分配，实现飞行器控制能力在执行机构发生非致命性故障时的合理配置，完成对飞行器的有效控制。本发明提出的方法可以提升航天飞行器抗发动机停摆、控制舵面卡死等执行机构故障的能力，因此对飞行器研制和航天飞行器高可靠完成飞行任务有重要意义,在航天飞行器研制中有广阔的应用前景。
(2)本发明在不新增设备的情况下，实现飞行器控制能力在执行机构发生非致命性故障时的合理配置，完成对飞行器的有效控制，从而提升航天飞行器可靠完成任务的能力。
(3)本发明中控制作用重新计算分配过程只在非故障情况下得到的期望摆角基础上，通过简单的加减运算就可求得伺服机构的实际摆动角度，计算量小，不会明显增加飞行器计算机的计算负担，可以保证飞行器控制过程的实时性，有较好的实用性。
附图说明
图1为本发明×型配置执行机构后视示意图；
图2为本发明流程图；
图3为执行机构无故障发生时，飞行器飞行过程中俯仰姿态角的偏差曲线；
图4为执行机构发生非致命性故障，没有采用本发明控制作用重分配方法时，飞行器飞行过程中俯仰姿态角的偏差曲线；
图5为执行机构发生非致命性故障，采用本发明控制作用重分配方法时，飞行器飞行过程中俯仰姿态角的偏差曲线。
具体实施方式
针对×型配置执行机构发生非致命性故障的情况，即，航天飞行器在当前飞行过程中控制系统具有四个执行机构，这四个执行机构按×型安装配置，如图1所示，当四个执行机构中只有一个发生卡死或摆动角度变小的故障，且通过其它三个非故障执行机构的合理摆动补偿，控制系统具有对飞行器实施有效控制的能力。在这种情况下，首先计算出在非故障情况下的控制系统执行机构期望摆角大小要求，然后按照×型执行机构配置情况，依据故障定位和判定结果，对控制系统执行机构摆角大小进行重新计算分配，完成对飞行器的有效控制。×型配置执行机构故障情况下飞行器控制作用重分配方法，如图2所示，步骤如下：
(1)根据实时采集的飞行器的×字型配置的执行机构的状态信息，对×字型配置的执行机构的故障进行定位和判定，确定发生故障的执行机构和故障类型，所述飞行器具有四个执行机构，这四个执行机构按×型安装配置，即四个执行机构分别分布在四个象限的45°角上；
该步骤中的对执行机构故障进行定位和判定，确定发生故障的执行机构和故障类型，是指确定出是哪个执行机构发生了卡死或摆动角度变小的故障。这可通过为每个执行机构安装摆动角度测量传感器，并分析实时采集的每个执行机构摆角数据与期望摆动角度值的差异完成对执行机构故障进行定位和判定。
(2)根据步骤(1)中确定的发生故障的执行机构和故障类型，确定发生故障的执行机构能够摆动的角度；
该步骤中的确定发生故障的执行机构能够摆动的角度，是指在执行机构被确定为发生了卡死或摆动角度变小的故障情况下，确定出该执行机构被卡死在哪个角度位置，或者确定出该执行机构在摆动角度变小故障下还能摆动多大的角度。这可通过实时采集的每个执行机构状态信息数据分析解算得到。
(3)按照飞行器中的控制规律，计算出在非故障情况下×型配置的四个执行机构的期望摆角δ1d、δ2d、δ3d和δ4d；
该步骤中首先按照飞行器中的控制规律得到俯仰、偏航和滚动三个通道的等效摆角δψ、和δγ；然后按照“×”字型执行机构布局，分解求得在非故障情况下四个执行机构的期望摆角δ1d、δ2d、δ3d和δ4d。计算过程如下：
(4)根据步骤(2)确定的发生故障的执行机构能够摆动的角度，计算出发生故障的执行机构实际摆动的角度，再计算出该发生故障的执行机构实际摆角与步骤(3)的期望摆角的偏差；
该步骤中将步骤(2)确定的发生故障的执行机构能够摆动的角度和步骤(3)计算出的期望摆角相比较，取其较小者为发生故障的执行机构实际摆动的角度，在此基础上，再计算出该发生故障的执行机构实际摆角与步骤(3)的期望摆角的偏差。
(5)根据步骤(4)得到的该发生故障的执行机构实际摆角与步骤(3)的期望摆角的偏差，计算未发生故障的其它三个执行机构的实际摆角；
该步骤中针对×字配置执行机构发生非致命性故障的情况，对执行机构摆角大小进行重新计算分配的过程如下：
当执行机构1发生故障时，根据故障情况，设执行机构1实际摆动的角度为δ1a，与期望摆角δ1d的偏差为de1＝δ1d-δ1a,则执行机构2、执行机构3和执行机构4的实际摆角按以下公式计算：
δ2a＝δ2d+de1
δ3a＝δ3d-de1
δ4a＝δ4d+de1
当执行机构2发生故障时，根据故障情况，设执行机构2实际摆动的角度为δ2a，与期望摆角δ2d的偏差为de2＝δ2d-δ2a,则执行机构1、执行机构3和执行机构4的实际摆角按以下公式计算：
δ1a＝δ1d+de2
δ3a＝δ3d+de2
δ4a＝δ4d-de2
当执行机构3发生故障时，根据故障情况，设执行机构3实际摆动的角度为δ3a，与期望摆角δ3d的偏差为de3＝δ3d-δ3a,则执行机构1、执行机构2和执行机构4的实际摆角按以下公式计算：
δ1a＝δ1d-de3
δ2a＝δ2d+de3
δ4a＝δ4d+de3
当执行机构4发生故障时，根据故障情况，设执行机构4实际摆动的角度为δ4a，与期望摆角δ4d的偏差为de4＝δ4d-δ4a,则执行机构1、执行机构2和执行机构3的实际摆角按以下公式计算：
δ1a＝δ1d+de4
δ2a＝δ2d-de4
δ3a＝δ3d+de4
(6)执行机构按照步骤(4)和步骤(5)重新计算分配的四个执行机构的实际摆角进行摆动，完成对飞行器的有效控制；
即按照当前的执行机构故障情况，将重新计算分配得到的δ1a、δ2a、δ3a、和δ4a输出到相应的执行机构，使执行机构按照重新计算分配的摆角大小进行摆动，完成对飞行器的有效控制。
实施例
以某飞行器纵向通道俯仰姿态角控制过程为例，在×型配置执行机构无故障发生时，在已设计好的控制规律作用下，飞行器飞行过程中俯仰姿态角的偏差如图3所示，俯仰姿态角偏差控制在较小的范围内，图3表明控制系统性能良好，飞行器能够全程稳定飞行；若在飞行器飞行到10秒时×型配置执行机构发生了执行机构2卡死在正10度的非致命性故障，没有采用本发明的控制作用重分配方法，在和上面所述相同控制规律作用下，飞行器飞行过程中俯仰姿态角的偏差如图4所示，俯仰姿态角偏差迅速增大，图4表明飞行器纵向通道俯仰姿态角快速发散，飞行器不能够完成飞行任务；若在飞行器飞行到10秒时×型配置执行机构发生了执行机构2卡死在正10度的非致命性故障，而且采用本发明的控制作用重分配方法对执行机构摆角大小进行重新计算分配，在和上面所述相同控制规律作用下，飞行器飞行过程中俯仰姿态角的偏差如图5所示，俯仰姿态角偏差控制在和无故障发生情况下相同的数值上，图5表明控制系统达到了和无故障发生情况下相同的性能，确保了飞行器能够全程稳定飞行。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (1)

1.×型配置执行机构故障情况下飞行器控制作用重分配方法，其特征在于步骤如下：
(1)根据实时采集的飞行器的×型配置的执行机构的状态信息，对×型配置的执行机构的故障进行定位和判定，确定发生故障的执行机构和故障类型，所述飞行器具有四个执行机构，这四个执行机构按×型安装配置，即四个执行机构分别分布在四个象限的45°角上；
(2)根据步骤(1)中确定的发生故障的执行机构和故障类型，确定发生故障的执行机构能够摆动的角度；
(3)按照飞行器中的控制规律，计算出在非故障情况下×型配置的四个执行机构的期望摆角δ1d、δ2d、δ3d和δ4d；
(4)根据步骤(2)确定的发生故障的执行机构能够摆动的角度，计算出发生故障的执行机构实际摆动的角度，再计算出该发生故障的执行机构实际摆角与步骤(3)的期望摆角的偏差；
(5)根据步骤(4)得到的该发生故障的执行机构实际摆角与步骤(3)的期望摆角的偏差，计算未发生故障的其它三个执行机构的实际摆角，即未发生故障的其它三个执行机构中，与发生故障的执行机构相邻的两个执行机构的实际摆角分别为两个执行机构的期望摆角加上步骤(4)中该发生故障的执行机构实际摆角与步骤(3)的期望摆角的偏差，另外一个与发生故障的执行机构相对的执行机构的实际摆角为该执行机构的期望摆角减去步骤(4)中该发生故障的执行机构实际摆角与步骤(3)的期望摆角的偏差；
(6)执行机构按照步骤(4)和步骤(5)重新计算分配的四个执行机构的实际摆角进行摆动，完成对飞行器的有效控制。
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105157487B (zh) * 2015-09-01 2017-08-29 四川航天系统工程研究所 基于解析冗余的导弹舵机故障容错控制方法
CN105955299B (zh) * 2016-06-08 2018-12-21 北京宇航系统工程研究所 一种可重构测控、导航、飞行控制一体化系统及重构方法
CN106527393B (zh) * 2016-10-31 2019-03-12 上海航天控制技术研究所 基于参考模型的伺服系统在轨故障诊断处理系统及方法
CN108664035B (zh) * 2018-05-16 2021-02-26 北京电子工程总体研究所 多执行机构飞行器分配控制方法及系统
CN109460055B (zh) * 2018-10-30 2021-09-03 中国运载火箭技术研究院 一种飞行器控制能力确定方法、装置及电子设备

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6138061A (en) * 1997-04-18 2000-10-24 Hughes Electronics Corporation Onboard orbit propagation using quaternions
US6041273A (en) * 1997-07-01 2000-03-21 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Emergency control aircraft system using thrust modulation
CN101786505B (zh) * 2010-02-26 2012-11-21 哈尔滨工业大学 基于气动力姿态控制的低轨飞行器及其姿态控制方法
CN101941528B (zh) * 2010-09-30 2012-07-04 哈尔滨工业大学 基于飞轮的卫星绕瞬时欧拉轴逐次逼近姿态机动控制装置及其控制方法
CN102514736B (zh) * 2011-11-15 2014-12-24 上海卫星工程研究所 摆动机构控制器
CN103466102B (zh) * 2013-09-24 2015-09-23 北京航天自动控制研究所 十字配置执行机构故障情况下飞行器控制作用重分配方法

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