CN106020165A - 一种针对执行机构故障的航天器容错控制方法与验证装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种针对执行机构故障的航天器容错控制方法与验证装置，验证装置包括实时仿真机、姿态确定模块、姿态控制模块、执行机构模块、试验主控模块、故障注入模块、干扰模拟模块以及三轴气浮台；所述的验证装置是一类通用化验证装置，能够通过故障注入模块完成不同类型执行机构故障注入，此外能够通过试验主控模块选择姿态控制模块中姿态控制算法类别，能够完成多类不同类型容错控制方法的控制能力进行对比分析验证；所述的容错控制方法，是一类具有干扰抑制特性且对执行机构完全失效具有容错能力的H_∞控制方法；本发明能够验证多类抗干扰容错控制方法的有效性与工程实用性，适用于航空航天领域的地面仿真验证，可应用于航天器的高精度姿态控制。

Description

一种针对执行机构故障的航天器容错控制方法与验证装置

技术领域

本发明涉及一种针对执行机构故障的航天器容错控制方法与验证装置及验证方法，所涉及的系统是一种通用化的验证装置，能够提供不同类型的故障，并能为不同类型的容错控制方法提供对比分析验证平台；所涉及的容错控制方法对干扰和执行机构故障具有抑制能力，能够快速实现姿态控制系统的可靠控制，本发明属于航天器的姿态控制领域。

背景技术

航天器由于其造价昂贵，所以对航天器安全运行的基本要求是整星的高可靠性。据统计，在1957至1988的30年间，发生灾难性事故的航天器约有140颗，1986年美国“挑战者”号航天飞机失事造成机组人员全部遇难，1990年“阿利安”火箭发射爆炸造成经济损失约3亿美元，1999年雅典娜2号、德尔它2号、美国大力神4B和日本H2运载火箭等发射相继失败造成经济损失约13亿美元；2003年，美国哥伦比亚号航天飞机在返回途中失事造成宇航员全部遇难，因此对于提高航天器的可靠性，提高航天器姿态控制系统的容错控制能力已经成为保证航天器任务的重要措施。

传统的方式是通过采用硬件冗余的方式来提高系统的可靠性，但是同时也带来载荷受限，结构设计复杂的问题，因此从算法软件上提高航天器姿态系统可靠性已经逐步成为一大重要研究方向，现有的容错控制方法有多种多样，但是部分容错控制方法并没有同时考虑实际航天器系统中广泛存在环境干扰等干扰力矩，对于系统中同时存在干扰与故障情况下的研究较少；此外现有的抗干扰容错方法是一类主动型控制方法，在现有航天器器部件可靠性已经大大提高的基础上，继续采用主动容错方式会带来计算复杂的问题，会加大航天器上星载计算机的负担。

传统的航天器控制系统验证装置大多针对一类具体任务、具体型号搭建，在航天器控制系统回路中均由单一的控制方法对于开展科学研究缺少通用性和普适性；此外，传统的航天器控制系统测试平台对于干扰和故障的情况都考虑较少，并没有充分考虑航天器系统的实际工作状况，缺少完备性。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种针对执行机构故障的航天器容错控制方法与验证装置及验证方法，结构简单，计算方便，既能够有效抑制外部干扰的影响，又具有容错能力的抗干扰容错控制算法，从而保证航天器姿态控制系统在具有抗干扰能力情况下实现容错功能，能有效提高航天器系统的可靠性；并进一步提出了一个具有通用性、普适性及完备性的航天器验证装置及验证方法。

本发明的技术解决方案是：一种针对执行机构故障的航天器容错控制验证装置，包括实时仿真目标机、姿态确定模块、姿态控制模块、执行机构模块、试验主控模块、故障注入模块、干扰模拟模块以及三轴气浮台；其中实时仿真目标机包括航天器姿态运动学仿真机，主要实时解算航天器运动学方程，并输出航天器姿态参数；姿态确定模块主要用于航天器的姿态测量和姿态解算；姿态控制模块包括姿态控制单元和无线通信单元，其中姿态控制单元主要用于进行容错控制算法解算，无线传输单元主要用于接收来自试验主控模块的控制指令，姿态控制单元可以根据无线传输单元接收到的控制指令完成控制算法的选择，从而实现不同容错控制方法的测试对比，其它已知的通用化容错控制方法主要包括滑模容错控制方法和基于故障观测的容错控制方法；执行机构模块主要根据姿态控制模块输出力矩进行实现并输出力矩，从而改变三轴气浮台的姿态，采用了三正交加一斜装的方式；试验主控模块主要包括试验主控单元、无线通信单元以及数据存储分析对比验证单元，试验主控模块中试验主控单元主要用于产生针对姿态控制模块、故障注入模块的控制指令以及干扰模拟模块的控制指令，无线通信单元主要用于试验主控单元的控制指令输出以及接收来自于实时仿真目标机的航天器姿态数据，并将接收的数据通过数据存储分析对比验证单元进行存储对比分析；故障注入模块包括无线收发单元和故障等效器，无线收发单元用于接收来自试验主控模块控制指令，并将故障等效器产生故障指令发送至执行机构模块，故障等效器主要是根据接收来自试验主控模块的控制指令完成故障信号的生成；干扰模拟模块包括干扰模拟器和无线输送单元，无线输送单元用于接收来自试验主控模块的控制指令，并将干扰模拟器产生的干扰信号传输至三轴气浮台中，用于实现航天器运行过程中的各类干扰；本实验平台中实施仿真目标机、姿态确定模块、姿态控制模块、执行机构模块、故障注入模块以及干扰模拟模块均安置在三轴气浮台的台面上，试验主控模块采用单独放置，与三轴气浮台上设备采用无线通讯方式，保障试验过程中研究人员安全；在不考虑试验主控模块、故障注入模块和干扰模拟模块，由实验仿真计算机、姿态确定模块、姿态控制模块、执行机构模块与三轴气浮台构成一个典型的航天器姿态控制回路，首先实时仿真目标机接收来自于三轴气浮台单元输出的信息，并进行运动学解算，此后将姿态信息传递至姿态确定模块、姿态确定模块完成姿态测量和解算后，将解算信息与期望姿态信号进行相比，将偏差信号传输至姿态控制模块中姿态控制单元，姿态控制单元进行姿态容错算法解算，继而把控制指令分配至发生故障的执行机构模块，执行机构模块中剩余健康的执行机构按照接收的力矩控制指令进行运转，进而直接驱动三轴气浮台姿态发生变化，从而有产生新的姿态信息并传递至实时仿真目标机中的航天器姿态运动学仿真机，完成一次整个回路的航天器姿态控制；在包含试验主控模块、故障注入模块和干扰模拟模块时，试验主控模块产生控制算法选择指令、故障类型指令以及干扰类型指令，并将控制算法选择指令通过无线通信单元发送至姿态控制模块中的姿态控制单元，在接收到新的控制算法指令后，姿态控制单元首先会重置航天器的初始参数，并将执行机构模块、三轴气浮台重置为初始状态，此后才会运行试验主控模块所选择的其他已有的待验证容错控制算法，保证所有算法均在相同条件下进行测试对比分析；试验主控模块将故障类型指令发送至故障注入模块中的故障等效器，故障注入模块接收后，通过故障等效器产生故障信号，并将故障信号传递至执行机构模块，从而导致反作用轮组模块中部分反作用轮发生故障，便于容错控制算法的效果检验；试验主控模块将干扰类型指令发送至干扰模拟模块中的干扰模拟器，干扰模拟模块接收后，通过干扰模拟器产生干扰信号，并将干扰信号传递至三轴气浮台，从而产生等价于在航天器本体上的施加干扰力矩的效果，完成干扰力矩的注入，便于姿态控制算法的抗干扰能力检验。

针对执行机构故障的航天器容错控制方法，是一种能够针对航天器系统中存在的执行机构失效故障以及范数有界不可建模干扰等多源干扰及故障下的H_∞的被动容错控制方法；首先搭建包含多源干扰、故障的航天器动力学模型，其次针对航天器系统同时存在有界的环境干扰和执行机构失效故障设计抗干扰容错控制器，最后求解抗干扰容错控制器控制增益矩阵，具体步骤如下：

第一步，建立包含干扰与执行机构故障的航天器系统模型

当航天器本体坐标系和轨道坐标系之间的欧拉角很小时，姿态运动学可以小角度线性化，得到如下的航天器系统模型：

${\mathrm{\Σ}}_1:\left\{\begin{array}{c}{I}_1\stackrel{\·\·}{\mathrm{\φ}}\left(t\right)-n(I_1-I_2+I_3)\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}\left(t\right)+4n^2(I_2-I_3)\mathrm{\φ}\left(t\right)=u_{f1}\left(t\right)+T_{d1}\left(t\right)\\ I_2\stackrel{\·\·}{\mathrm{\θ}}\left(t\right)+3n^2(I_1-I_3)\mathrm{\θ}\left(t\right)=u_{f2}\left(t\right)+T_{d2}\left(t\right)\\ I_3\stackrel{\·\·}{\mathrm{\ψ}}\left(t\right)+n(I_1-I_2+I_3)\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\left(t\right)+n^2(I_2-I_1)\mathrm{\ψ}\left(t\right)=u_{f3}\left(t\right)+T_{d3}\left(t\right)\end{array}\right.$

其中，I₁,I₂,I₃分别为航天器的三轴转动惯量；φ(t),θ(t),ψ(t)分别为三轴姿态角，分别为三轴姿态角速度，分别为三轴姿态角加速度；u_f1、u_f2和u_f3分别为发生执行机构失效故障后航天器三轴上的实际输出控制力矩；T_d1(t),T_d2(t),T_d3(t)分别为航天器三轴受到的环境干扰力矩，满足范数有界的条件；n为航天器轨道角速度；

进一步，从航天器系统模型Σ₁中提取惯量矩阵，Σ₁可以转化为如下形式：

$M\stackrel{\·\·}{p}\left(t\right)+C\stackrel{\·}{p}\left(t\right)+Vp\left(t\right)=B_{u}U\left(t\right)+B_w{d}_1\left(t\right)$

其中状态变量p(t)＝[φ,θ,ψ]^T为三轴欧拉角，d₁(t)＝[T_d1,T_d2,T_d3]^T表示干扰力矩；U(t)＝[u_f1,u_f2,u_f3]^T为发生执行机构故障后航天器三轴上的实际输出控制力矩，其中M、C、V、B_u、B_w为已知的参数矩阵；

进一步，对含执行器故障的的航天器姿态控制系统可描述为如下离线形势下的状态空间的形式：

Σ₂:x(k+1)＝Ax(k)+BU(k)+B₁d₁(k)

其中，k表示当前时刻，x(k+1)表示第k+1时刻的系统状态，d₁为范数有界干扰，A、B、C、B₁为已知的参数矩阵；

在实际航天器中，为了在某一执行机构发生完全失效故障时保证系统的正常工作，需在常规的三正交执行机构的基础上采取硬件冗余的措施，即在与三个主惯量轴角度相等的方位上增加第四个执行机构，构成三正交+斜装的执行机构结构。此时执行机构组安装方向阵为:

$D=\left[\begin{array}{cccc}1& 0& 0& -\frac{1}{\sqrt{3}}\\ 0& 1& 0& -\frac{1}{\sqrt{3}}\\ 0& 0& 1& -\frac{1}{\sqrt{3}}\end{array}\right]$

在执行机构发生完全失效故障，执行机构完全失效故障可描述如下：

u_f(k)＝DL_iu(k)

其中，u(k)表示第k时刻航天器姿态控制器实际解算的控制力矩，L_i＝diag{l₁ l₂l₃ l₄}∈L表示执行器故障矩阵，l_i为失效因子，表示第i个执行机构的失效程度u＝(u₁,u₂,u₃)，且满足:

其中L表示执行器完全失效故障模式的集合；针对航天器系统常见三正交+斜装执行机构模式下，其中一个执行机构发生完全失效，对应的故障模式集合可以表示为：

L＝{L₀,L₁,L₂,L₃,L₄}

＝{diag[1,1,1,1],diag[0,1,1,1],diag[1,0,1,1],diag[1,1,0,1],diag[1,1,1,0]}

因此，对含执行器故障的航天器姿态控制系统的状态空间表达形式Σ₂转化为：

Σ₃:x(k+1)＝Ax(k)+BDL_iu(k)+B₁d₁(k)

第二步，抗干扰容错控制器设计

在同时存在有界的环境干扰和执行机构失效故障的情况下，采用鲁棒H_∞设计思想，建立如下的系统：

${\mathrm{\Σ}}_4:\left\{\begin{array}{c}x(k+1)=Ax\left(k\right)+BD{L}_{i}u\left(k\right)+B_1{d}_1\left(k\right)\\ z\left(k\right)=Cx\left(k\right)\end{array}\right.$

其中z(k)为第k时刻H_∞性能的参考输出；

根据鲁棒H_∞设计思想，设计抗干扰容错控制器，完成抗干扰容错控制，抗干扰容错控制器对应的控制律为：

u(k)＝Kx(k)

式中K为航天器系统三轴的抗干扰容错控制器的增益阵；

第三步，抗干扰容错控制器控制增益矩阵求解

在同时考虑环境干扰和执行机构失效情况下，由于引入了鲁棒H_∞设计思想，控制器的增益必须满足使得闭环系统Σ₄稳定，且从d₁(k)到z(k)的闭环传递函数的H_∞范数小于给定的上界γ，因此抗干扰容错控制器控制增益矩阵求解问题转化为求解以下线性矩阵不等式问题：

$\left[\begin{array}{ccc}sym(AQ+{\mathrm{BDL}}_{i}R)& B_1& {\mathrm{QC}}^T\\ *& -{\mathrm{\&gamma;}}^{2}I& 0\\ *& *& -I\end{array}\right]<0$

其中，γ是任意选定的正数，Q是已知的正定矩阵，满足Q＝Q^T＞0，符号*表示对称矩阵中相应的对称部分；当控制律的增益阵K＝RQ^-1时，系统Σ₄在形式为L_i∈L的任意故障作用下均能渐近稳定且满足H_∞性能指标||z(t)||₂<γ||d₁(t)||₂，从而保证航天器姿态控制系统在具有抗干扰能力情况下实现容错功能，能有效提高航天器系统的可靠性。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明中，验证装置及验证方法通过引入试验主控模块、故障注入模块以及干扰模拟模块能够在地面实现航天器系统遭受的多类型干扰、故障的模型，并提供了一个多控制算法容错性能对比测试分析的功能，完善了现有航天器平台缺乏通用性、普适性和完备性的缺点，本能够验证多类抗干扰容错控制方法的有效性与工程实用性，适用于航空航天领域的地面仿真验证，可应用于航天器的高精度姿态控制；此外本发明中不同算法的切换以及测试对比的数据都采用无线传输的方式，保障了地面测试人员的安全并减少了实验的繁杂程度。

(2)本发明中涉及的一种抗干扰容错控制方法，具有设计简单，运算量小的优点，而且考虑了实际航天器系统同时遭受的干扰与故障的情况，通过鲁棒H_∞容错控制方法，能够实现故障和干扰下航天器系统的快速容错能力，能够有效提升航天器系统的可靠性。

附图说明

图1为本发明针对执行机构故障的航天器容错控制验证装置的结构组成图；

图2为本发明针对执行机构故障的航天器容错控制方法的设计流程图。

具体实施方式

以一类通用卫星系统为例来说明系统和方法的具体实现，其中采用三正装一斜装的反作用飞轮作为执行机构，卫星需要长期稳定在轨工作，对姿态控制系统可靠度具有很高要求；

如图1所示，本发明的组成部分包括实时仿真目标机1、姿态确定模块2、姿态控制模块3、反作用飞轮模块4、试验主控模块5、故障注入模块6、干扰模拟模块7以及三轴气浮台8；其中实时仿真目标机1包括航天器姿态运动学仿真机11，主要实时解算航天器运动学方程，并输出航天器姿态参数；姿态确定模块2主要用于航天器的姿态测量和姿态解算；姿态控制模块3包括姿态控制单元31和无线通信单元32，其中姿态控制单元31主要用于进行容错控制算法解算，无线传输单元32主要用于接收来自试验主控模块5的控制指令，姿态控制单元31可以根据无线传输单元32接收到的控制指令完成控制算法的选择，从而实现不同容错控制方法的测试对比，其它已知的通用化容错控制方法主要包括滑模容错控制方法和基于故障观测的容错控制方法；反作用飞轮模块4主要根据姿态控制模块输出力矩进行实现并输出力矩，从而改变三轴气浮台8的姿态，采用了三正交加一斜装的方式；试验主控模块5主要包括试验主控单元51、无线通信单元52以及数据存储分析对比验证单元53，试验主控模块5中试验主控单元主要用于产生针对姿态控制模块3、故障注入模块6的控制指令以及干扰模拟模块7的控制指令，无线通信单元52主要用于试验主控单元的控制指令输出以及接收来自于实时仿真目标机1的航天器姿态数据，并将接收的数据通过数据存储分析对比验证单元53进行存储对比分析；故障注入模块6包括无线收发单元62和故障等效器61，无线收发单元62用于接收来自试验主控模块控制指令，并将故障等效器61产生故障指令发送至反作用飞轮模块4，故障等效器61主要是根据接收来自试验主控模块5的控制指令完成故障信号的生成；干扰模拟模块7包括干扰模拟器71和无线输送单元72，无线输送单元72用于接收来自试验主控模块的控制指令，并将干扰模拟器71产生的干扰信号传输至三轴气浮台8中，用于实现航天器运行过程中的各类干扰；本实验平台中实施仿真目标机1、姿态确定模块2、姿态控制模块3、反作用飞轮模块4、故障注入模块6以及干扰模拟模块7均安置在三轴气浮台8的台面上，试验主控模块采用单独放置，与三轴气浮台8上设备采用无线通讯方式，保障试验过程中研究人员安全；在不考虑试验主控模块5、故障注入模块6和干扰模拟模块7，由实验仿真计算机1、姿态确定模块2、姿态控制模块3、反作用飞轮模块4与三轴气浮台8构成一个典型的航天器姿态控制回路，首先实时仿真目标机1接收来自于三轴气浮台单元8输出的信息，并进行运动学解算，此后将姿态信息传递至姿态确定模块2、姿态确定模块2完成姿态测量和解算后，将解算信息与期望姿态信号进行相比，将偏差信号传输至姿态控制模块3中姿态控制单元31，姿态控制单元3进行姿态容错算法解算，继而把控制指令分配至发生故障的反作用飞轮模块4，反作用飞轮模块4中剩余健康的反作用飞轮按照接收的力矩控制指令进行运转，进而直接驱动三轴气浮台8姿态发生变化，从而有产生新的姿态信息并传递至实时仿真目标机1中的航天器姿态运动学仿真机11，完成一次整个回路的航天器姿态控制；在包含试验主控模块5、故障注入模块6和干扰模拟模块7时，试验主控模块产生控制算法选择指令、故障类型指令以及干扰类型指令，并将控制算法选择指令通过无线通信单元52发送至姿态控制模块3中的姿态控制单元31，在接收到新的控制算法指令后，姿态控制单元31首先会重置航天器的初始参数，并将反作用飞轮模块、三轴气浮台重置为初始状态，此后才会运行试验主控模块所选择的其他已有的待验证容错控制算法，保证所有算法均在相同条件下进行测试对比分析；试验主控模块5将故障类型指令发送至故障注入模块6中的故障等效器61，故障注入模块6接收后，通过故障等效器61产生故障信号，并将故障信号传递至反作用飞轮模块4，从而导致反作用轮组模块4中部分反作用轮发生故障，便于容错控制算法的效果检验；试验主控模块5将干扰类型指令发送至干扰模拟模块7中的干扰模拟器71，干扰模拟模块7接收后，通过干扰模拟器71产生干扰信号，并将干扰信号传递至三轴气浮台8，从而产生等价于在航天器本体上的施加干扰力矩的效果，完成干扰力矩的注入，便于姿态控制算法的抗干扰能力检验。

如图2所示，本发明是一种能够针对卫星系统中存在的反作用飞轮的失效故障以及范数有界不可建模干扰等多源干扰及故障下的H_∞的被动容错控制方法；首先搭建包含多源干扰、故障的卫星动力学模型，其次针对卫星系统同时存在有界的环境干扰和执行机构失效故障设计抗干扰容错控制器，最后求解抗干扰容错控制器控制增益矩阵，具体步骤如下：

1、建立包含干扰与反作用飞轮故障的卫星系统模型

当卫星本体坐标系和轨道坐标系之间的欧拉角很小时，姿态运动学可以小角度线性化，得到如下的卫星系统模型：

${\mathrm{\&Sigma;}}_1:\left\{\begin{array}{c}{I}_1\stackrel{\&CenterDot;\&CenterDot;}{\mathrm{\&phi;}}\left(t\right)-n(I_1-I_2+I_3)\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&psi;}}\left(t\right)+4n^2(I_2-I_3)\mathrm{\&phi;}\left(t\right)=u_{f1}\left(t\right)+T_{d1}\left(t\right)\\ I_2\stackrel{\&CenterDot;\&CenterDot;}{\mathrm{\&theta;}}\left(t\right)+3n^2(I_1-I_3)\mathrm{\&theta;}\left(t\right)=u_{f2}\left(t\right)+T_{d2}\left(t\right)\\ I_3\stackrel{\&CenterDot;\&CenterDot;}{\mathrm{\&psi;}}\left(t\right)+n(I_1-I_2+I_3)\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&phi;}}\left(t\right)+n^2(I_2-I_1)\mathrm{\&psi;}\left(t\right)=u_{f3}\left(t\right)+T_{d3}\left(t\right)\end{array}\right.$

其中，I₁,I₂,I₃分别为卫星的三轴转动惯量；φ(t),θ(t),ψ(t)分别为三轴姿态角，分别为三轴姿态角速度，分别为三轴姿态角加速度；u_f1、u_f2和u_f3分别为发生反作用飞轮失效故障后卫星三轴上的实际输出控制力矩；T_d1(t),T_d2(t),T_d3(t)分别为卫星三轴受到的环境干扰力矩，满足范数有界的条件；n为卫星轨道角速度；

进一步，从卫星系统模型Σ₁中提取惯量矩阵，Σ₁可以转化为如下形式：

$M\stackrel{\&CenterDot;\&CenterDot;}{p}\left(t\right)+C\stackrel{\&CenterDot;}{p}\left(t\right)+Vp\left(t\right)=B_{u}U\left(t\right)+B_w{d}_1\left(t\right)$

其中状态变量p(t)＝[φ,θ,ψ]^T为三轴欧拉角，d₁(t)＝[T_d1,T_d2,T_d3]^T表示干扰力矩；U(t)＝[u_f1,u_f2,u_f3]^T为发生反作用飞轮故障后卫星三轴上的实际输出控制力矩，其中M、C、V、B_u、B_w为已知的参数矩阵；

进一步，对含执行器故障的的卫星姿态控制系统可描述为如下离线形势下的状态空间的形式：

Σ₂:x(k+1)＝Ax(k)+BU(k)+B₁d₁(k)

其中，k表示当前时刻，x(k+1)表示第k+1时刻的系统状态，d₁为范数有界干扰，A、B、C、B₁为已知的参数矩阵；

在实际卫星中，为了在某一反作用飞轮发生完全失效故障时保证系统的正常工作，需在常规的三正交反作用飞轮的基础上采取硬件冗余的措施，即在与三个主惯量轴角度相等的方位上增加第四个反作用飞轮，构成三正交+斜装的反作用飞轮结构。此时反作用飞轮组安装方向阵为:

$D=\left[\begin{array}{cccc}1& 0& 0& -\frac{1}{\sqrt{3}}\\ 0& 1& 0& -\frac{1}{\sqrt{3}}\\ 0& 0& 1& -\frac{1}{\sqrt{3}}\end{array}\right]$

在反作用飞轮发生完全失效故障，反作用飞轮完全失效故障可描述如下：

u_f(k)＝DL_iu(k)

其中，u(k)表示第k时刻卫星姿态控制器实际解算的控制力矩，L_i＝diag{l₁ l₂ l₃l₄}∈L表示执行器故障矩阵，l_i为失效因子，表示第i个反作用飞轮的失效程度u＝(u₁,u₂,u₃)，且满足:

其中L表示执行器完全失效故障模式的集合；针对卫星系统常见三正交+斜装反作用飞轮模式下，其中一个反作用飞轮发生完全失效，对应的故障模式集合可以表示为：

L＝{L₀,L₁,L₂,L₃,L₄}

＝{diag[1,1,1,1],diag[0,1,1,1],diag[1,0,1,1],diag[1,1,0,1],diag[1,1,1,0]}

因此，对含执行器故障的卫星姿态控制系统的状态空间表达形式Σ₂转化为：

Σ₃:x(k+1)＝Ax(k)+BDL_iu(k)+B₁d₁(k)

2、抗干扰容错控制器设计

在同时存在有界的环境干扰和反作用飞轮失效故障的情况下，采用鲁棒H_∞设计思想，建立如下的系统：

${\mathrm{\&Sigma;}}_4:\left\{\begin{array}{c}x(k+1)=Ax\left(k\right)+BD{L}_{i}u\left(k\right)+B_1{d}_1\left(k\right)\\ z\left(k\right)=Cx\left(k\right)\end{array}\right.$

其中z(k)为第k时刻H_∞性能的参考输出；

根据鲁棒H_∞设计思想，设计抗干扰容错控制器，完成抗干扰容错控制，抗干扰容错控制器对应的控制律为：

u(k)＝Kx(k)

式中K为卫星系统三轴的抗干扰容错控制器的增益阵；

3、抗干扰容错控制器控制增益矩阵求解

在同时考虑环境干扰和反作用飞轮失效情况下，由于引入了鲁棒H_∞设计思想，控制器的增益必须满足使得系统Σ₄稳定，且从d₁(k)到z(k)的闭环传递函数的H_∞范数小于给定的上界γ，因此抗干扰容错控制器控制增益矩阵求解问题转化为求解以下线性矩阵不等式问题：

$\left[\begin{array}{ccc}sym(AQ+{\mathrm{BDL}}_{i}R)& B_1& {\mathrm{QC}}^T\\ *& -{\mathrm{\&gamma;}}^{2}I& 0\\ *& *& -I\end{array}\right]<0$

其中，γ是任意选定的正数，Q是已知的正定矩阵，满足Q＝Q^T＞0，符号*表示对称矩阵中相应的对称部分；当控制律的增益阵K＝RQ^-1时，系统Σ₄在形式为L_i∈L的任意故障作用下均能渐近稳定且满足H_∞性能指标||z(t)||₂<γ||d₁(t)||₂，从而保证卫星姿态控制系统在具有抗干扰能力情况下实现容错功能，能有效提高卫星系统的可靠性。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims (7)

1.一种针对执行机构故障的航天器容错控制方法，其特征在于实现步骤如下：

第一步，搭建包含多源干扰、故障的航天器动力学模型；

第二步，针对第一步建立的含干扰的航天器系统动力学模型中同时存在有界的环境干扰和执行机构失效故障设计抗干扰容错控制器；

第三步，求解抗干扰容错控制器控制增益矩阵。

2.根据权利要求1所述的针对执行机构故障的航天器容错控制方法，其特征在于：所述第一步，建立包含干扰与执行机构故障的航天器系统模型如下：

当航天器本体坐标系和轨道坐标系之间的欧拉角很小时，姿态运动学可以小角度线性化，得到如下的航天器系统模型：

${\mathrm{\&Sigma;}}_1:\left\{\begin{array}{c}{I}_1\stackrel{\&CenterDot;\&CenterDot;}{\mathrm{\&phi;}}\left(t\right)-n(I_1-I_2+I_3)\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&psi;}}\left(t\right)+4n^2(I_2-I_3)\mathrm{\&phi;}\left(t\right)=u_{f1}\left(t\right)+T_{d1}\left(t\right)\\ I_2\stackrel{\&CenterDot;\&CenterDot;}{\mathrm{\&theta;}}\left(t\right)+3n^2(I_1-I_3)\mathrm{\&theta;}\left(t\right)=u_{f2}\left(t\right)+T_{d2}\left(t\right)\\ I_3\stackrel{\&CenterDot;\&CenterDot;}{\mathrm{\&psi;}}\left(t\right)+n(I_1-I_2+I_3)\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&phi;}}\left(t\right)+n^2(I_2-I_1)\mathrm{\&psi;}\left(t\right)=u_{f3}\left(t\right)+T_{d3}\left(t\right)\end{array}\right.$

其中，I₁,I₂,I₃分别为航天器的三轴转动惯量；φ(t),θ(t),ψ(t)分别为三轴姿态角，分别为三轴姿态角速度，分别为三轴姿态角加速度；u_f1、u_f2和u_f3分别为发生执行机构失效故障后航天器三轴上的实际输出控制力矩；T_d1(t),T_d2(t),T_d3(t)分别为航天器三轴受到的环境干扰力矩，满足范数有界的条件；n为航天器轨道角速度；

进一步，从航天器系统模型Σ₁中提取惯量矩阵，Σ₁可以转化为如下形式：

$M\stackrel{\&CenterDot;\&CenterDot;}{p}\left(t\right)+C\stackrel{\&CenterDot;}{p}\left(t\right)+Vp\left(t\right)=B_{u}U\left(t\right)+B_w{d}_1\left(t\right)$

其中状态变量p(t)＝[φ,θ,ψ]^T为三轴欧拉角，d₁(t)＝[T_d1,T_d2,T_d3]^T表示干扰力矩；U(t)＝[u_f1,u_f2,u_f3]^T为发生执行机构故障后航天器三轴上的实际输出控制力矩，其中M、C、V、B_u、B_w为已知的参数矩阵；

进一步，对含执行器故障的航天器姿态控制系统可描述为如下离线形势下的状态空间的形式：

Σ₂:x(k+1)＝Ax(k)+BU(k)+B₁d₁(k)

其中，k表示当前时刻，x(k+1)表示第k+1时刻的系统状态，d₁为范数有界干扰，A、B、C、B₁为已知的参数矩阵；

在实际航天器中，为了在某一执行机构发生完全失效故障时保证系统的正常工作，需在常规的三正交执行机构的基础上采取硬件冗余的措施，即在与三个主惯量轴角度相等的方位上增加第四个执行机构，构成三正交+斜装的执行机构结构，此时执行机构组安装方向阵为:

$D=\left[\begin{array}{cccc}1& 0& 0& -\frac{1}{\sqrt{3}}\\ 0& 1& 0& -\frac{1}{\sqrt{3}}\\ 0& 0& 1& -\frac{1}{\sqrt{3}}\end{array}\right]$

在执行机构发生完全失效故障，执行机构完全失效故障可描述如下：

u_f(k)＝DL_iu(k)

其中，u(k)表示第k时刻航天器姿态控制器实际解算的控制力矩，L_i＝diag{l₁ l₂ l₃l₄}∈L表示执行器故障矩阵，l_i为失效因子，表示第i个执行机构的失效程度u＝(u₁,u₂,u₃)，且满足:

其中L表示执行器完全失效故障模式的集合；针对航天器系统常见三正交+斜装执行机构模式下，其中一个执行机构发生完全失效，对应的故障模式集合表示为：

L＝{L₀,L₁,L₂,L₃,L₄}

＝{diag[1,1,1,1],diag[0,1,1,1],diag[1,0,1,1],diag[1,1,0,1],diag[1,1,1,0]}

因此，对含执行器故障的航天器姿态控制系统的状态空间表达形式Σ₂转化为：

Σ₃:x(k+1)＝Ax(k)+BDL_iu(k)+B₁d₁(k)。

3.根据权利要求1所述的针对执行机构故障的航天器容错控制方法，其特征在于：所述第二步，抗干扰容错控制器设计如下：

在同时存在有界的环境干扰和执行机构失效故障的情况下，采用鲁棒H_∞设计思想，建立如下抗干扰容错控制系统Σ₄：

${\mathrm{\&Sigma;}}_4:\left\{\begin{array}{c}x(k+1)=Ax\left(k\right)+BD{L}_{i}u\left(k\right)+B_1{d}_1\left(k\right)\\ z\left(k\right)=Cx\left(k\right)\end{array}\right.$

其中z(k)为第k时刻H_∞性能的参考输出；

根据鲁棒H_∞设计思想，设计抗干扰容错控制器，完成抗干扰容错控制，抗干扰容错控制器对应的控制律为：

u(k)＝Kx(k)

式中K为航天器系统三轴的抗干扰容错控制器的增益阵。

4.根据权利要求1所述的针对执行机构故障的航天器容错控制方法，其特征在于：所述第三步，抗干扰容错控制器控制增益矩阵求解如下：

在同时考虑环境干扰和执行机构失效情况下，由于引入了鲁棒H_∞设计思想，控制器的增益必须满足使得抗干扰容错控制系统Σ₄稳定，且从d₁(k)到z(k)的闭环传递函数的H_∞范数小于给定的上界γ，因此抗干扰容错控制器控制增益矩阵求解问题转化为求解以下线性矩阵不等式问题：

$\left[\begin{array}{ccc}sym(AQ+{\mathrm{BDL}}_{i}R)& B_1& {\mathrm{QC}}^T\\ *& -{\mathrm{\&gamma;}}^{2}I& 0\\ *& *& -I\end{array}\right]<0$

其中，γ是任意选定的正数，Q是已知的正定矩阵，满足Q＝Q^T>0，符号*表示对称矩阵中相应的对称部分；当控制律的增益阵K＝RQ^-1时，抗干扰容错控制系统Σ₄在形式为L_i∈L的任意故障作用下均能渐近稳定且满足H_∞性能指标||z(t)||₂<γ||d₁(t)||₂。

5.一种针对执行机构故障的航天器容错控制验证装置，其特征在于：包括实时仿真目标机、姿态确定模块、姿态控制模块、执行机构模块、试验主控模块、故障注入模块、干扰模拟模块以及三轴气浮台；其中实时仿真目标机包括航天器姿态运动学仿真机，实时解算航天器运动学方程，并输出航天器姿态参数；姿态确定模块用于航天器的姿态参数测量和姿态解算；姿态控制模块包括姿态控制单元和无线通信单元，其中姿态控制单元用于进行容错控制算法解算，所述容错控制算法为包括针对执行机构故障的航天器容错控制方法与其它已知容错控制方法的多类抗干扰容错控制方法；无线传输单元用于接收来自试验主控模块的控制指令，姿态控制单元根据无线传输单元接收到的控制指令完成所述容错控制算法的选择，从而实现不同容错控制方法的测试对比；执行机构模块根据姿态控制模块输出力矩进行实现并输出力矩，从而改变三轴气浮台的姿态，采用了三正交加一斜装的方式；试验主控模块包括试验主控单元、无线通信单元以及数据存储分析对比验证单元，试验主控模块中试验主控单元主要用于产生针对姿态控制模块、故障注入模块的控制指令以及干扰模拟模块的控制指令，无线通信单元用于试验主控单元的控制指令输出以及接收来自于实时仿真目标机的航天器姿态数据，并将接收的数据通过数据存储分析对比验证单元进行存储对比分析；故障注入模块包括无线收发单元和故障等效器，无线收发单元用于接收来自试验主控模块控制指令，并将故障等效器产生故障指令发送至执行机构模块，故障等效器；根据接收来自试验主控模块的控制指令完成故障信号的生成；干扰模拟模块包括干扰模拟器和无线输送单元，无线输送单元用于接收来自试验主控模块的控制指令，并将干扰模拟器产生的干扰信号传输至三轴气浮台中，用于实现航天器运行过程中的各类干扰的加载；仿真目标机、姿态确定模块、姿态控制模块、执行机构模块、故障注入模块以及干扰模拟模块均安置在三轴气浮台的台面上，试验主控模块采用单独放置，与三轴气浮台上设备采用无线通讯方式，保障试验过程中研究人员安全；在不考虑试验主控模块、故障注入模块和干扰模拟模块，由实验仿真计算机、姿态确定模块、姿态控制模块、执行机构模块与三轴气浮台构成一个典型的航天器姿态控制回路。

6.根据权利要求5所述的针对执行机构故障的航天器容错控制验证装置，其特征在于：所述针对执行机构故障的航天器容错控制方法，实现步骤如下：

第一步，搭建包含多源干扰、故障的航天器动力学模型；

第二步，针对第一步建立的含干扰的航天器系统动力学模型中同时存在有界的环境干扰和执行机构失效故障设计抗干扰容错控制器；

第三步，求解抗干扰容错控制器控制增益矩阵。

7.一种针对执行机构故障的航天器容错控制验证方法，其特征在于实现步骤为：首先实时仿真目标机接收来自于三轴气浮台单元输出的信息，并进行运动学解算，此后将姿态信息传递至姿态确定模块、姿态确定模块完成姿态测量和解算后，将解算信息与期望姿态信号进行相比，将偏差信号传输至姿态控制模块中姿态控制单元，姿态控制单元进行所述容错算法解算，继而把控制指令分配至发生故障的执行机构模块，执行机构模块中剩余健康的执行机构按照接收的力矩控制指令进行运转，进而直接驱动三轴气浮台姿态发生变化，从而有产生新的姿态信息并传递至实时仿真目标机中的航天器姿态运动学仿真机，完成一次整个回路的航天器姿态控制；在包含试验主控模块、故障注入模块和干扰模拟模块时，试验主控模块产生控制算法选择指令、故障类型指令以及干扰类型指令，并将所述容错控制算法选择指令通过无线通信单元发送至姿态控制模块中的姿态控制单元，在接收到新的容错控制算法指令后，姿态控制单元首先会重置航天器的初始参数，并将执行机构模块、三轴气浮台重置为初始状态，此后才会运行试验主控模块所选择的其他已有的待验证容错控制算法，保证所有容错控制算法均在相同条件下进行测试对比分析；试验主控模块将故障类型指令发送至故障注入模块中的故障等效器，故障注入模块接收后，通过故障等效器产生故障信号，并将故障信号传递至执行机构模块，从而导致反作用轮组模块中部分反作用轮发生故障，便于容错控制算法的效果检验；试验主控模块将干扰类型指令发送至干扰模拟模块中的干扰模拟器，干扰模拟模块接收后，通过干扰模拟器产生干扰信号，并将干扰信号传递至三轴气浮台，从而产生等价于在航天器本体上的施加干扰力矩的效果，完成干扰力矩的注入，便于姿态控制算法的抗干扰能力检验。