CN110442110B - 一种基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法 - Google Patents

一种基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法，采用罗德里格参数建立刚体航天器姿态数学模型，根据刚体航天器姿态数学模型建立非线性动力学方程，并将非线性动力学方程进行改写，根据改写的非线性动力学方程设计二阶滑模观测器；对二阶滑模观测器的等价注入项进行低通滤波处理，估计故障的外轮廓，将故障的估计值与设定的阈值进行比较，完成系统故障诊断。本发明使得航天器系统在发生故障后，能够及时得到故障信息及具体的故障情况，同时抑制了外部干扰对故障诊断结果的影响，因此，可以有效地提高系统故障诊断效率，提高航天器运行的安全性和可靠性。

Description

一种基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法
技术领域
本发明涉及航天器故障诊断领域，具体地说是一种基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法。
背景技术
航天器系统结构复杂、由为数众多的器件和部件组成，并且需要长时间的工作在恶劣的空间环境中，受到多种环境因素的影响，难免在飞行过程中出现这样那样的问题，因此，故障诊断技术在航天器系统的发射和运行中是非常重要的。
姿态控制系统是航天器系统中最复杂的一个分系统，其任务是获取航天器的姿态信息并保持其在太空中的姿态定向，一旦姿态控制系统运行出错，航天器会有极大的概率在短时间内丢失姿态失去控制，这对于在轨任务往往是致命的。而故障诊断技术可以有效地提高系统可靠性，增强系统的安全性及可维护性。因此姿控系统的故障诊断研究具有非常重要的意义。
现有航天器姿态控制方法以及故障诊断方法均需姿态与角速度全反馈信息。然而航天工程中并不是所有状态信息都是高精度可测量的。角速率敏感器发生故障时，有可能导致错误的角速度测量值；另一方面角速率敏感器噪声也将导致不精确的角速度测量值。本发明提出一种无需角速度信息的基于二阶滑模观测器的故障诊断方法，以解决角速度无法获得时的航天器系统的故障诊断问题。
发明内容
针对现有技术的不足，本发明提供一种基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法，解决航天器系统在发生故障后，不能够及时得到故障信息及具体的故障情况，以及外部干扰影响故障诊断结果的问题。
本发明为实现上述目的所采用的技术方案是：
一种基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法，包括以下步骤：
采用罗德里格参数建立刚体航天器姿态数学模型，根据刚体航天器姿态数学模型建立非线性动力学方程，并将非线性动力学方程进行改写，根据改写的非线性动力学方程设计二阶滑模观测器；
对二阶滑模观测器的等价注入项进行低通滤波处理，估计故障的外轮廓，将故障的估计值与设定的阈值进行比较，完成系统故障诊断。
所述刚体航天器姿态数学模型为：
Figure BDA0001650042820000021
Figure BDA0001650042820000022
其中，σ为航天器姿态信息；
Figure BDA0001650042820000023
为σ的导数；σT为σ的转置；σ×为σ的叉乘矩阵；F(σ)为σ的状态矩阵；ω为航天器角速度信息；
Figure BDA0001650042820000024
为ω的导数；ω×为ω的叉乘矩阵；J为航天器的转动惯量矩阵；τ为作用于航天器的控制力矩；d为作用于航天器的干扰力矩；I为单位矩阵。
所述非线性动力学方程为：
Figure BDA0001650042820000025
Figure BDA0001650042820000026
Figure BDA0001650042820000027
其中，σ为航天器姿态信息；
Figure BDA0001650042820000028
为σ的导数；
Figure BDA0001650042820000029
为σ的二阶导数；J*(σ)为σ的对称正定矩阵；
Figure BDA00016500428200000210
为σ和
Figure BDA00016500428200000211
的状态矩阵；G(σ)为σ的转换矩阵；GT(σ)为G(σ)的转置；d为作用于航天器的干扰力矩；
Figure BDA00016500428200000212
为转换后的干扰力矩；F(σ)为σ的状态矩阵；
Figure BDA00016500428200000213
为F(σ)的导数；J为航天器的转动惯量矩阵；"×"为求叉乘矩阵符号。
所述将非线性动力学方程进行改写为：
Figure BDA0001650042820000031
Figure BDA0001650042820000032
y＝x1
其中，x1为σ的符号表示；x2为
Figure BDA0001650042820000033
的符号表示；
Figure BDA0001650042820000034
为x1的导数；
Figure BDA0001650042820000035
为x2的导数；J*(x1)为对称正定矩阵；C(x1,x2)为状态矩阵；GT(x1)为转换矩阵；τ为作用于航天器的控制力矩；Δτ为作用于航天器的故障力矩值；y为系统输出；d为作用于航天器的干扰力矩。
所述二阶滑模观测器为：
Figure BDA0001650042820000036
Figure BDA0001650042820000037
Figure BDA0001650042820000038
Figure BDA0001650042820000039
Figure BDA00016500428200000310
Figure BDA00016500428200000311
Figure BDA00016500428200000312
其中，x1为σ的符号表示；x2为
Figure BDA00016500428200000313
的符号表示；
Figure BDA00016500428200000314
为x1的估计值，
Figure BDA00016500428200000315
为
Figure BDA00016500428200000316
的导数；
Figure BDA00016500428200000317
为x2的估计值，
Figure BDA00016500428200000318
为
Figure BDA00016500428200000319
的导数；z1和z2均为二阶滑模观测器的等价注入项，其中z1为二阶滑模观测器的第一等价注入项；z2为二阶滑模观测器的第二等价注入项；J*(x1)为对称正定矩阵，(J*(x1))-1为J*(x1)的逆矩阵；
Figure BDA00016500428200000320
为状态矩阵；GT(x1)为转换矩阵；λ为z1的比例系数，α为z2的比例系数；sign()为符号函数；max()为取最大值函数；f+为估计常数；m,n,p为正整数，且m/n的最优值为0.5；
Figure BDA0001650042820000041
为对
Figure BDA0001650042820000042
取绝对值；τ为作用于航天器的控制力矩；d为作用于航天器的干扰力矩。
所述对二阶滑模观测器的等价注入项进行低通滤波处理为：
Figure BDA0001650042820000043
其中，z2为二阶滑模观测器的等价注入项；
Figure BDA0001650042820000044
为z2进行低通滤波后的值；ε为z2和
Figure BDA0001650042820000045
之间的差值。
所述故障的外轮廓可估计为：
Figure BDA0001650042820000046
其中，
Figure BDA0001650042820000047
为z2进行低通滤波后的值；Δτ为作用于航天器的故障力矩值。
所述将故障的估计值与设定的阈值进行比较包括：
Figure BDA0001650042820000048
其中，r为航天器系统故障指示值，当“r＝1”时表示系统发生故障；“r＝0”表示系统未发生故障；
Figure BDA0001650042820000049
为对
Figure BDA00016500428200000410
取绝对值；T为设定的阈值。
本发明具有以下有益效果及优点：
本发明应用滑模控制方法设计二阶滑模观测器，并基于该观测器设计了相应的故障诊断策略，使得航天器系统在发生故障后，能够及时得到故障信息及具体的故障情况，同时抑制了外部干扰对故障诊断结果的影响，因此，可以有效地提高系统故障诊断效率，提高航天器运行的安全性和可靠性。同时本发明提出的故障诊断方法不需要系统的角速度信息，可以很好地以解决角速度敏感器故障时不能提供角速度测量信息的航天器姿态控制问题，提高了该方法在实际工程中应用的价值，其对于实际姿控系统的控制具有更强的适用性。
附图说明
图1是本发明的方法流程图。
具体实施方式
下面结合附图及实施例对本发明做进一步的详细说明。
如图1所示为本发明的方法流程图，本发明提出了一种基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法，包括以下步骤：
步骤1：采用罗德里格参数建立刚体航天器姿态数学模型。
所述航天器姿态数学模型为：
Figure BDA0001650042820000051
Figure BDA0001650042820000052
其中，σ为航天器姿态信息；
Figure BDA0001650042820000053
为σ的导数；σT为σ的转置；σ×为σ的叉乘矩阵；F(σ)为σ的状态矩阵；ω为航天器角速度信息；
Figure BDA0001650042820000054
为ω的导数；ω×为ω的叉乘矩阵；J为航天器的转动惯量矩阵；τ为作用于航天器的控制力矩；d为作用于航天器的干扰力矩；I为单位矩阵。
步骤2：根据航天器姿态数学模型建立非线性动力学方程。
根据所述的航天器姿态数学模型建立非线性动力学方程，所建立的非线性动力学方程：
Figure BDA0001650042820000055
Figure BDA0001650042820000056
Figure BDA0001650042820000057
其中，J*(σ)为σ的对称正定矩阵；
Figure BDA0001650042820000058
为σ的二阶导数；
Figure BDA0001650042820000059
为σ和
Figure BDA00016500428200000510
的状态矩阵；G(σ)为σ的转换矩阵；GT(σ)为G(σ)的转置；
Figure BDA00016500428200000511
为转换后的干扰力矩；
Figure BDA00016500428200000512
为F(σ)的导数；J为航天器的转动惯量矩阵；"×"为求叉乘矩阵符号。
步骤3：为设计二阶滑模观测器将上述非线性动力学方程进行改写。
改写后的非线性动力学方程为：
Figure BDA0001650042820000061
Figure BDA0001650042820000062
y＝x1
其中，x1为σ的符号表示；x2为
Figure BDA0001650042820000063
的符号表示；
Figure BDA0001650042820000064
为x1的导数；
Figure BDA0001650042820000065
为x2的导数；J*(x1)为对称正定矩阵；C(x1,x2)为状态矩阵；GT(x1)为转换矩阵；τ为作用于航天器的控制力矩；Δτ为作用于航天器的故障力矩值；y为系统输出；d为作用于航天器的干扰力矩。
步骤4：根据改写的非线性动力学方程设计二阶滑模观测器；
根据改写的非线性动力学方程，所述的二阶滑模观测器设计为：
Figure BDA0001650042820000066
Figure BDA0001650042820000067
Figure BDA0001650042820000068
Figure BDA0001650042820000069
Figure BDA00016500428200000610
Figure BDA00016500428200000611
Figure BDA00016500428200000612
其中，x1为σ的符号表示；x2为
Figure BDA00016500428200000613
的符号表示；
Figure BDA00016500428200000614
为x1的估计值，
Figure BDA00016500428200000615
为
Figure BDA00016500428200000616
的导数；
Figure BDA00016500428200000617
为x2的估计值，
Figure BDA00016500428200000618
为
Figure BDA00016500428200000619
的导数；z1为二阶滑模观测器的等价注入项1；z2为二阶滑模观测器的等价注入项2；J*(x1)为对称正定矩阵，(J*(x1))-1为J*(x1)的逆矩阵；
Figure BDA00016500428200000620
为状态矩阵；GT(x1)为转换矩阵；λ为z1的比例系数，α为z2的比例系数；sign()为符号函数；max()为取最大值函数；f+为估计常数；m,n,p为正整数，且m/n的最优值为0.5；
Figure BDA0001650042820000071
为对
Figure BDA0001650042820000072
取绝对值；τ为作用于航天器的控制力矩；d为作用于航天器的干扰力矩。
步骤5：进一步对滑模观测器的等价注入项2进行低通滤波处理，估计故障的外轮廓。
所述的等价注入项2低通滤波处理为：
Figure BDA0001650042820000073
其中，z2为滑模观测器的等价注入项2；
Figure BDA0001650042820000074
为z2进行低通滤波后的值；ε为z2和
Figure BDA0001650042820000075
之间的差值。
所述故障的外轮廓可估计为：
Figure BDA0001650042820000076
其中，
Figure BDA0001650042820000077
为z2进行低通滤波后的值；Δτ为作用于航天器的故障力矩值。
步骤6：设计故障诊断策略，将故障的估计值与设定的阈值进行比较，完成系统故障诊断。
所述的故障诊断策略设计为：
Figure BDA0001650042820000078
其中，r为航天器系统故障指示值，当“r＝1”时表示系统发生故障；“r＝0”表示系统未发生故障；
Figure BDA0001650042820000079
为对
Figure BDA00016500428200000710
取绝对值；T为设定的阈值。

Claims (4)

1.一种基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法，其特征在于：包括以下步骤：
采用罗德里格参数建立刚体航天器姿态数学模型，根据刚体航天器姿态数学模型建立非线性动力学方程，并将非线性动力学方程进行改写，根据改写的非线性动力学方程设计二阶滑模观测器；
对二阶滑模观测器的等价注入项进行低通滤波处理，估计故障的外轮廓，将故障的估计值与设定的阈值进行比较，完成系统故障诊断；
所述二阶滑模观测器为：
Figure FDA0002487501240000011
Figure FDA0002487501240000012
Figure FDA0002487501240000013
Figure FDA0002487501240000014
α＞f+,
Figure FDA0002487501240000015
Figure FDA0002487501240000016
Figure FDA0002487501240000017
其中，x1为σ的符号表示；x2为
Figure FDA0002487501240000018
的符号表示；
Figure FDA0002487501240000019
为x1的估计值，
Figure FDA00024875012400000110
为
Figure FDA00024875012400000111
的导数；
Figure FDA00024875012400000112
为x2的估计值，
Figure FDA00024875012400000113
为
Figure FDA00024875012400000114
的导数；z1和z2均为二阶滑模观测器的等价注入项，其中z1为二阶滑模观测器的第一等价注入项；z2为二阶滑模观测器的第二等价注入项；J*(x1)为对称正定矩阵，(J*(x1))-1为J*(x1)的逆矩阵；
Figure FDA00024875012400000115
为状态矩阵；GT(x1)为转换矩阵；λ为z1的比例系数，α为z2的比例系数；sign()为符号函数；max()为取最大值函数；f+为估计常数；m,n,p为正整数；
Figure FDA00024875012400000116
为对
Figure FDA0002487501240000021
取绝对值；τ为作用于航天器的控制力矩；d为作用于航天器的干扰力矩；
所述对二阶滑模观测器的等价注入项进行低通滤波处理为：
Figure FDA0002487501240000022
其中，z2为二阶滑模观测器的等价注入项；
Figure FDA0002487501240000023
为z2进行低通滤波后的值；ε为z2和
Figure FDA0002487501240000024
之间的差值；
所述故障的外轮廓可估计为：
Figure FDA0002487501240000025
其中，
Figure FDA0002487501240000026
为z2进行低通滤波后的值；Δτ为作用于航天器的故障力矩值；
所述将故障的估计值与设定的阈值进行比较包括：
Figure FDA0002487501240000027
其中，r为航天器系统故障指示值，当“r＝1”时表示系统发生故障；“r＝0”表示系统未发生故障；
Figure FDA0002487501240000028
为对
Figure FDA0002487501240000029
取绝对值；T为设定的阈值。
2.根据权利要求1所述的基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法，其特征在于：所述刚体航天器姿态数学模型为：
Figure FDA00024875012400000210
Figure FDA00024875012400000211
其中，σ为航天器姿态信息；
Figure FDA00024875012400000212
为σ的导数；σT为σ的转置；σ×为σ的叉乘矩阵；F(σ)为σ的状态矩阵；ω为航天器角速度信息；
Figure FDA00024875012400000213
为ω的导数；ω×为ω的叉乘矩阵；J为航天器的转动惯量矩阵；τ为作用于航天器的控制力矩；d为作用于航天器的干扰力矩；I为单位矩阵。
3.根据权利要求1所述的基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法，其特征在于：所述非线性动力学方程为：
Figure FDA0002487501240000031
J*(σ)＝GT(σ)JG(σ),
Figure FDA0002487501240000032
Figure FDA0002487501240000033
其中，σ为航天器姿态信息；
Figure FDA0002487501240000034
为σ的导数；
Figure FDA0002487501240000035
为σ的二阶导数；J*(σ)为σ的对称正定矩阵；
Figure FDA0002487501240000036
为σ和
Figure FDA0002487501240000037
的状态矩阵；G(σ)为σ的转换矩阵；GT(σ)为G(σ)的转置；d为作用于航天器的干扰力矩；
Figure FDA0002487501240000038
为转换后的干扰力矩；F(σ)为σ的状态矩阵；
Figure FDA0002487501240000039
为F(σ)的导数；J为航天器的转动惯量矩阵；"×"为求叉乘矩阵符号。
4.根据权利要求1所述的基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法，其特征在于：所述将非线性动力学方程进行改写为：
Figure FDA00024875012400000310
Figure FDA00024875012400000311
y＝x1
其中，x1为σ的符号表示；x2为
Figure FDA00024875012400000312
的符号表示；
Figure FDA00024875012400000313
为x1的导数；
Figure FDA00024875012400000314
为x2的导数；J*(x1)为对称正定矩阵；C(x1,x2)为状态矩阵；GT(x1)为转换矩阵；τ为作用于航天器的控制力矩；Δτ为作用于航天器的故障力矩值；y为系统输出；d为作用于航天器的干扰力矩。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111284732B (zh) * 2020-03-13 2021-08-03 北京航空航天大学 一种基于事件触发通信的航天器抗干扰姿态协同控制方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103399493A (zh) * 2013-08-07 2013-11-20 长春工业大学 可重构机械臂传感器故障实时诊断和容错系统及其方法
CN103699131A (zh) * 2013-12-26 2014-04-02 北京控制工程研究所 一种卫星控制系统离散积分滑模容错控制方法
CN104467595A (zh) * 2014-12-05 2015-03-25 沈阳工业大学 直接驱动伺服系统的二阶滑模控制系统及其控制方法
CN106055770A (zh) * 2016-05-26 2016-10-26 南京航空航天大学 一种基于滑模理论的航空发动机气路故障诊断方法
CN106647693A (zh) * 2016-11-17 2017-05-10 南京邮电大学 刚体航天器执行器多故障的诊断与容错控制方法
CN107942653A (zh) * 2017-10-30 2018-04-20 南京航空航天大学 航空电动燃油泵流量控制系统传感器故障鲁棒容错方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2420416B (en) * 2004-11-18 2008-12-24 Univ Leicester Sliding mode method for predictive diagnostics

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103399493A (zh) * 2013-08-07 2013-11-20 长春工业大学 可重构机械臂传感器故障实时诊断和容错系统及其方法
CN103699131A (zh) * 2013-12-26 2014-04-02 北京控制工程研究所 一种卫星控制系统离散积分滑模容错控制方法
CN104467595A (zh) * 2014-12-05 2015-03-25 沈阳工业大学 直接驱动伺服系统的二阶滑模控制系统及其控制方法
CN106055770A (zh) * 2016-05-26 2016-10-26 南京航空航天大学 一种基于滑模理论的航空发动机气路故障诊断方法
CN106647693A (zh) * 2016-11-17 2017-05-10 南京邮电大学 刚体航天器执行器多故障的诊断与容错控制方法
CN107942653A (zh) * 2017-10-30 2018-04-20 南京航空航天大学 航空电动燃油泵流量控制系统传感器故障鲁棒容错方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Sliding Mode observers for fault detection and isolation;Chritopher Edwards etc.;《Automatica》;20000430;第36卷(第4期);正文第2部分 *
基于二阶滑模的刚体航天器姿态跟踪控制;林壮 等;《系统工程与电子技术》;20100228(第2期);正文第2部分 *
航天器姿态控制系统故障诊断与容错控制技术研究;冉德超;《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技II辑》;20160315(第3期);正文第二章、第三章 *

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