CN111176119A - 一种基于可重构性的受扰系统构型优化方法及系统 - Google Patents

Abstract

一种基于可重构性的受扰系统构型优化方法及系统，本发明专利将干扰影响纳入航天器系统的可重构性分析过程，在硬件备份冗余数量一定的条件下，以可重构度最大化为目标，通过优化系统的安装构型，提高已有硬件设备分配的合理性，充分利用不同硬件设备之间的内在关联关系，最大限度地发挥已有硬件设备的功能潜力，使得系统在故障情况下能够以尽可能小的代价恢复既有功能，提升航天器系统的自主重构能力。本发明方法与现有方法相比，不仅能够确保航天器系统既有的功能、性能保持不变，而且可以有效提升系统的可重构性，从而可以实现正常模式与故障模式的一体化设计，确保星上的有限资源得到全面的开发与利用。

Description

一种基于可重构性的受扰系统构型优化方法及系统

技术领域

本发明涉及一种基于可重构性的受扰系统构型优化方法及系统，通过优化航天器系统的安装构型，提升已有硬件冗余备份分配的合理性，充分利用不同硬件设备之间的内在关联关系，使得系统在故障情况下能够以尽可能小的代价恢复既有功能，实现正常模式与故障模式的一体化设计，提升航天器系统的自主重构能力。实现系统既有硬件备份冗余的高效分配与合理利用，从而全面有效地改善航天器系统的在轨运行质量。通过在航天器控制系统上的应用，证明方法有效可行。

背景技术

为满足未来航天器安全可靠自主运行的发展趋势，必须提升整个航天器系统的自主故障处理能力，使系统发生故障后，依然能够维持安全运行状态，并尽可能地满足期望性能指标要求。系统的自动化程度越高，自主故障处理能力的要求就越发突出。重构控制是由美国国家航空宇航局(NASA)于1982年首先提出的概念，是目前系统自主故障处理的主要方法之一。实现重构控制的前提是航天器系统具有可以重构的能力，即可重构性。通过增加系统备份和优化冗余分配等技术手段，可以有效提升航天器系统的可重构性。

目前，可重构性研究尚处于起步阶段，存在很多不足。一方面，现有航天器系统的可重构性优化方法，没有考虑恶劣的运行环境和独特的运行条件等外部干扰带来的影响；事实上，干扰的存在会加速故障的恶化、引起控制偏差的扩散并造成有限资源的浪费，进而削弱系统的实际重构潜能。另一方面，在实际工程中，多采用增加硬件备份冗余的方式来提高系统的重构控制能力；但受成本与重量等因素的制约，航天器能够携带的备份数量有限；而且，即使采用硬件冗余，在航天器运行过程当中切换硬件设备(特别是执行机构)会在一定程度上影响系统的稳定性，由此引发的后果在某些工况(例如，航天器的高精度自主软着陆工况)是不被容许的。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了一种基于可重构性的受扰系统构型优化方法及系统，不仅能够确保航天器系统既有的功能、性能保持不变，而且可以有效提升系统的可重构性，从而可以实现正常模式与故障模式的一体化设计，确保星上的有限资源得到全面的开发与利用。

本发明的技术解决方案是：一种基于可重构性的受扰系统构型优化方法，包括如下步骤：

S1，根据航天器系统参数，建立包含故障、干扰与时间约束的航天器系统模型；

S2，根据S1所得航天器系统模型，针对航天器的任务要求、当前健康状态以及所受约束条件和航天器系统具有可重构性需要满足的性能阈值，获取可重构度与航天器系统结构参数的关系；

S3，将航天器系统结构参数作为变量，根据S2所得可重构度关于系统结构参数的关系，对航天器系统设备的安装构型进行优化，直至航天器系统的可重构性满足要求。

进一步地，所述航天器系统模型为

C_n＝I_6×6；其中，I_x,I_y,I_z为航天器系统的三轴转动惯量；x∈Rⁿ、u∈R^m、y∈R^q、

分别为系统的状态向量、输入向量、输出向量以及外部干扰，n、m、q、m_d为正整数，R表示实数域；t为时间，t_f为故障发生时刻，t_mis为实际任务的规定完成时间；α和β为系统中硬件设备的安装角度，Φ(α,β)为力矩分配矩阵，取决于硬件设备的安装构型；Λ＝diag{θ₁,θ₂,...,θ_m}为系统中硬件设备的失效因子矩阵，θ_i∈[0,1],i＝1,2,...,m；0_3×3、I_3×3和I_6×6分别为3阶零矩阵、3阶单位矩阵和6阶单位矩阵；ω_o为航天器的轨道角速度；D为外部干扰的系数矩阵。

进一步地，所述可重构度与航天器系统结构参数的关系为

其中，ρ表示系统的可重构度，

κ为航天器具有可重构性需要满足的性能阈值；

Q为状态偏差权值矩阵，W为使得A+γ^-2DD^TP-(BΛ)R^-1(BΛ)^TP稳定的半正定矩阵解，W_f的取值与终端状态要求有关，可取W_f＝0。

进一步地，所述对航天器系统硬件设备的安装构型进行优化的方法为：

其中，st.为约束条件。

一种基于可重构性的受扰系统构型优化系统，包括

第一模块，根据航天器系统参数，建立包含故障、干扰与时间约束的航天器系统模型；

第二模块，根据所得航天器系统模型，针对航天器的任务要求、当前健康状态以及所受约束条件和航天器系统具有可重构性需要满足的性能阈值，获取可重构度与航天器系统结构参数的关系；

第三模块，将航天器系统结构参数作为变量，根据所得可重构度关于系统结构参数的关系，对航天器系统设备的安装构型进行优化，直至航天器系统的可重构性满足要求。

进一步地，所述航天器系统模型为

C_n＝I_6×6；其中，I_x,I_y,I_z为航天器系统的三轴转动惯量；x∈Rⁿ、u∈R^m、y∈R^q、

分别为系统的状态向量、输入向量、输出向量以及外部干扰，n、m、q、m_d为正整数，R表示实数域；t为时间，t_f为故障发生时刻，t_mis为实际任务的规定完成时间；α和β为系统中硬件设备的安装角度，Φ(α,β)为力矩分配矩阵，取决于硬件设备的安装构型；Λ＝diag{θ₁,θ₂,...,θ_m}为系统中硬件设备的失效因子矩阵，θ_i∈[0,1],i＝1,2,...,m；0_3×3、I_3×3和I_6×6分别为3阶零矩阵、3阶单位矩阵和6阶单位矩阵；ω_o为航天器的轨道角速度；D为外部干扰的系数矩阵。

进一步地，所述可重构度与航天器系统结构参数的关系为

其中，ρ表示系统的可重构度，

κ为航天器具有可重构性需要满足的性能阈值；

Q为状态偏差权值矩阵，W为使得A+γ^-2DD^TP-(BΛ)R^-1(BΛ)^TP稳定的半正定矩阵解，W_f的取值与终端状态要求有关，可取W_f＝0。

进一步地，所述对航天器系统硬件设备的安装构型进行优化，具体的方法为：

其中，st.为约束条件。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明专利将航天器的可重构性纳入到系统的构型优化过程，以最大化可重构度为目的，通过优化系统中硬件设备的安装构型，对既有的硬件备份冗余资源进行合理分配，充分利用硬件设备之间的内在关联关系，从而最大限度的发挥已有硬件设备的能力，不仅能够确保航天器系统既有的功能、性能保持不变，而且可以有效提升系统的可重构性，可以实现正常模式与故障模式的一体化设计目标，为从根本上提升航天器系统的自主重构能力提供了一种有效的技术途径。

(2)本发明考虑了干扰对航天器系统可重构性的削弱作用，通过量化干扰因素对系统可重构性的影响，将其引入到系统的可重构性优化设计过程，使得系统构型的优化结果更符合航天器的实际运行环境，更具有实际可操作性。

(3)本发明基于精细积分算法对航天器系统硬件设备的安装构型优化问题进行求解。相对于遗传、蚁群等智能优化求解算法，该算法具有计算量小、精度高、速度快、稳定性好等比较优势。

附图说明

图1为四斜装动量轮构型方案图；

图2为可重构度随动量轮安装角度的变化曲面图；

图3为可重构度随动量轮安装角度的变化曲线图；

图4为优化前可重构度随失效因子的变化曲面图；

图5为优化后可重构度随失效因子的变化曲面图。

具体实施方式

下面结合说明书附图和具体实施方式对本发明进行进一步解释和说明。

一种基于可重构性的受扰系统构型优化方法，包括如下步骤：

S1，根据航天器系统参数，建立包含故障、干扰与时间约束的航天器系统模型；

S2，根据S1所得航天器系统模型，针对航天器的任务要求、当前健康状态以及所受约束条件和航天器系统具有可重构性需要满足的性能阈值，获取可重构度与航天器系统结构参数的关系；

S3，将航天器系统结构参数作为变量，根据S2所得可重构度关于系统结构参数的关系，对航天器系统设备的安装构型进行优化，直至航天器系统的可重构性满足要求。

具体如下：

一、根据航天器系统参数，建立包含故障、干扰与时间约束的航天器系统模型：

C_n＝I_6×6

其中，I_x,I_y,I_z为航天器系统的三轴转动惯量；x∈Rⁿ、u∈R^m、y∈R^q、

分别为系统的状态向量、输入向量、输出向量以及外部干扰，n、m、q、m_d为正整数，R表示实数域；t为时间，t_f为故障发生时刻，t_mis为实际任务的规定完成时间；α和β为系统中硬件设备的安装角度，Φ(α,β)为力矩分配矩阵，取决于硬件设备的安装构型；Λ＝diag{θ₁,θ₂,...,θ_m}为系统中硬件设备的失效因子矩阵，θ_i∈[0,1],i＝1,2,...,m，θ_i越小说明相应执行器的剩余效率越低；0_3×3、I_3×3和I_6×6分别为3阶零矩阵、3阶单位矩阵和6阶单位矩阵；ω_o为航天器的轨道角速度；t为时间；D为外部干扰的系数矩阵。

二、针对根据航天器的任务要求、当前健康状态以及所受约束条件和航天器系统具有可重构性需要满足的性能阈值，获取可重构度与航天器系统结构参数的关系；

其中，ρ表示系统的可重构度；

κ为航天器具有可重构性需要满足的性能阈值；

Q为状态偏差权值矩阵；

W为使得A+γ^-2DD^TP-(BΛ)R^-1(BΛ)^TP稳定的半正定矩阵解；

W_f的取值与终端状态要求有关，可取W_f＝0。

上述获取可重构度与航天器系统结构参数的关系

的难点在于γ^*的求解；本发明专利，采用精细积分方法通过求解下述Riccatti微分方程来实现γ^*的求解：

其中，W_f的取值与终端状态要求有关，可取W_f＝0。

主要计算过程：根据求解结果适当调整γ数值：若Riccatti微分方程存在半正定矩阵解，则适当减小数值再算；若Riccatti微分方程不存在半正定矩阵，则适当增大γ数值再算，反复进行迭代，直至精度满足为止，从而得到满足Riccatti微分方程的γ最小值γ^*。

三、将航天器系统结构参数作为变量，根据上述所得可重构度关于系统结构参数的关系，对航天器系统硬件设备的安装构型进行优化，直至航天器系统的可重构性满足要求。

为最大限度地发挥已有硬件设备的功能潜力，使得系统在故障情况下能够以尽可能小的代价恢复既有功能，在硬件备份冗余数量一定的条件下，以可重构度最大化为目标，实现系统硬件设备安装构型的优化，具体优化问题可以描述成：

四、为验证本发明专利所提方法的有效性，以某航天器控制系统为实施例进行说明，相关参数由表1给出。

表1某航天器控制系统及其轨道参数

将动量轮安装角的取值范围设置为α∈[0,90°]和β∈[0,90°]，利用本发明专利所提基于可重构性的受扰系统构型优化方法，得到可重构度指标随动量轮安装角度的变化曲面和变化曲线，具体如图2和3所示。由于4斜装构型的对称性，α角对系统可重构度没有明显影响，而β角对可重构度影响显著，只有当安装角度满足β∈(2.7°,89.1°)时，系统才具备重构能力，而当β^*＝68.53°时，可重构度达到最大ρ^*＝0.9399。

安装角度分别设置为α＝45°,β＝60.592°(优化前)和α＝45°,β^*＝68.53°(优化后)，以图1中的1、2号动量轮失效为例，将失效因子α_i(i＝1,2)依次从0取到1，得到系统可重构度ρ随失效因子α_i的变化曲面，如图4和5所示。曲面的不对称性说明了2号动量轮故障对系统带来的影响比1号动量轮故障更加严重；当α₂≤0.84时，即使1号动量轮无故障，系统的可重构度也为零。因此，为提高系统的可重构度，应提高2号动量轮的可重构度。另外，对比图4和5容易发现：优化安装角度以后，系统的可重构度得到明显提升。

通过上述实施例，验证了本发明提出的基于可重构性的受扰航天器构型优化方法的可行性和有效性。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (8)

1.一种基于可重构性的受扰系统构型优化方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1，根据航天器系统参数，建立包含故障、干扰与时间约束的航天器系统模型；

S2，根据S1所得航天器系统模型，针对航天器的任务要求、当前健康状态以及所受约束条件和航天器系统具有可重构性需要满足的性能阈值，获取可重构度与航天器系统结构参数的关系；

S3，将航天器系统结构参数作为变量，根据S2所得可重构度关于系统结构参数的关系，对航天器系统设备的安装构型进行优化，直至航天器系统的可重构性满足要求。

2.根据权利要求1所述的一种基于可重构性的受扰系统构型优化方法，其特征在于，所述航天器系统模型为

C_n＝I_6×6；其中，I_x,I_y,I_z为航天器系统的三轴转动惯量；x∈Rⁿ、u∈R^m、y∈R^q、

分别为系统的状态向量、输入向量、输出向量以及外部干扰，n、m、q、m_d为正整数，R表示实数域；t为时间，t_f为故障发生时刻，t_mis为实际任务的规定完成时间；α和β为系统中硬件设备的安装角度，Φ(α,β)为力矩分配矩阵，取决于硬件设备的安装构型；Λ＝diag{θ₁,θ₂,...,θ_m}为系统中硬件设备的失效因子矩阵，θ_i∈[0,1],i＝1,2,...,m；0_3×3、I_3×3和I_6×6分别为3阶零矩阵、3阶单位矩阵和6阶单位矩阵；ω_o为航天器的轨道角速度；D为外部干扰的系数矩阵。

3.根据权利要求2所述的一种基于可重构性的受扰系统构型优化方法，其特征在于，所述可重构度与航天器系统结构参数的关系为

其中，ρ表示系统的可重构度，

κ为航天器具有可重构性需要满足的性能阈值；

Q为状态偏差权值矩阵，W为使得A+γ^-2DD^TP-(BΛ)R^-1(BΛ)^TP稳定的半正定矩阵解，W_f的取值与终端状态要求有关，可取W_f＝0。

4.根据权利要求3所述的一种基于可重构性的受扰系统构型优化方法，其特征在于，所述对航天器系统硬件设备的安装构型进行优化的方法为：

其中，st.为约束条件。

5.一种基于可重构性的受扰系统构型优化系统，其特征在于，包括

第一模块，根据航天器系统参数，建立包含故障、干扰与时间约束的航天器系统模型；

第二模块，根据所得航天器系统模型，针对航天器的任务要求、当前健康状态以及所受约束条件和航天器系统具有可重构性需要满足的性能阈值，获取可重构度与航天器系统结构参数的关系；

第三模块，将航天器系统结构参数作为变量，根据所得可重构度关于系统结构参数的关系，对航天器系统设备的安装构型进行优化，直至航天器系统的可重构性满足要求。

6.根据权利要求5所述的一种基于可重构性的受扰系统构型优化系统，其特征在于，所述航天器系统模型为

C_n＝I_6×6；其中，I_x,I_y,I_z为航天器系统的三轴转动惯量；x∈Rⁿ、u∈R^m、y∈R^q、

分别为系统的状态向量、输入向量、输出向量以及外部干扰，n、m、q、m_d为正整数，R表示实数域；t为时间，t_f为故障发生时刻，t_mis为实际任务的规定完成时间；α和β为系统中硬件设备的安装角度，Φ(α,β)为力矩分配矩阵，取决于硬件设备的安装构型；Λ＝diag{θ₁,θ₂,...,θ_m}为系统中硬件设备的失效因子矩阵，θ_i∈[0,1],i＝1,2,...,m；0_3×3、I_3×3和I_6×6分别为3阶零矩阵、3阶单位矩阵和6阶单位矩阵；ω_o为航天器的轨道角速度；D为外部干扰的系数矩阵。

7.根据权利要求6所述的一种基于可重构性的受扰系统构型优化系统，其特征在于，所述可重构度与航天器系统结构参数的关系为

其中，ρ表示系统的可重构度，

κ为航天器具有可重构性需要满足的性能阈值；

Q为状态偏差权值矩阵，W为使得A+γ^-2DD^TP-(BΛ)R^-1(BΛ)^TP稳定的半正定矩阵解，W_f的取值与终端状态要求有关，可取W_f＝0。

8.根据权利要求7所述的一种基于可重构性的受扰系统构型优化系统，其特征在于，所述对航天器系统硬件设备的安装构型进行优化，具体的方法为：

其中，st.为约束条件。

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