CN111625931B - 一种基于角动量守恒的航天器控制执行机构异常检测方法 - Google Patents
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Abstract
一种基于角动量守恒的航天器控制执行机构异常检测方法，适用于多种类型执行机构的航天器。本发明是将执行机构(动量轮、CMG和推力器)产生的力矩均统一描述成角动量形式的数学表达方式，将闭环系统动力学方程以角动量的形式描述，给出在不同类执行机构出现异常状态时的偏差角动量形式，根据执行机构异常问题的特点，确定了异常检测判断的规则，在此基础上，根据执行机构的安装与系统异常检测结果，定位异常的执行机构。方法具有较强的通用性，充分利用实际闭环系统与理论闭环系统给出相关的解析冗余信息，直接对异常执行机构定位，优化了当前型号中动量轮等角动量交换装置的异常判断方法，并提升了对推力器异常判断和定位能力。
Description
技术领域
本发明涉及一种航天器控制执行机构异常检测方法，属于卫星故障诊断与容错控制技术领域。
背景技术
目前型号上均有针对动量轮、CMG异常的诊断方法，但方法各异，其本质均是利用了角动量守恒原理。另外，针对推力器仅有系统级的喷气频繁故障判断，尚未有针对推力器自身的异常检测和定位。虽然上述执行机构各有特点，但是可以通过构建共同的基础理论框架将其统一描述，形成一套通用的异常检测和定位的方法。
在以往设计中，各执行机构故障或异常的检测判断和定位方法尽管原理相同，但所涉猎的逻辑较多，内容较为分散，另外，受到星载计算机能力的限制，无法获得系统中所有的解析冗余信息，判断多为逻辑条件，而非严格的数学条件，这样很容易出现人为的逻辑失误。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于角动量守恒的航天器控制执行机构异常检测方法，提升了对推力器异常判断和定位能力。
本发明的技术解决方案是：一种基于角动量守恒的航天器控制执行机构异常检测方法，包括步骤如下：
(1)对于喷气式推力器，建立角动量异常检测和定位模型如下：
角动量变化量的理论误差：
其中，Tcl+、Tcl-分别为推力器产生正向、负向的标称理论控制力矩，为角动量交换装置产生的摩擦干扰力矩；
Δtc+、Δtc-分别为Δt时间段内实际系统中推力器正向喷气脉冲累计时间和负向喷气脉冲累计时间；
Δtcl+、Δtcl-分别为Δt时间段内仿真模型中正向理论喷气脉冲累计时间和负向理论喷气脉冲累计时间；
ω为星体角速度；
ΔHe0＝-ω×HeΔt-(ω-ωl)×HlΔt，真实角动量与理论计算角动量偏差值He＝HI-HIl，HI为星本体角动量，HIl为执行机构标称输出状态下动力学理论计算的星体角动量，ωl为理论角速度。
(2)根据角动量异常检测和定位模型，定位航天器的异常执行机构，根据判定规则，对推力器异常、角动量交换装置异常进行相应判断。
2.1)当推力器存在推力性能下降异常时，有
δHe＝(γ+-1)Tcl+Δtcl++(γ--1)Tcl-Δtcl-；
其中，
当|ΔHe0(i)|<σmax(i)，且γ-(i)<δ thr(i)时，则推力器正向组合中存在推力下降异常问题；i＝x,y,z分别表示星体x,y,z方向轴；/>表示3维实数列向量；
当|ΔHe0(i)|<σmax(i)且且γ+(i)<δ thr(i)时，则推力器负向组合中存在推力下降异常问题；
当|ΔHe0(i)|<σmax(i)且且γ+(i)>δ thr(i)时，则推力器存在对喷问题；
其中，σmax(i)为给定标称允差最大槛值，为推力器超差上限槛值，δ thr(i)为推力器超差下限槛值；
2.2)当角动量交换装置存在摩擦力矩异常增大时，有
Cw表示安装矩阵；Irk为动量轮转动惯量，表示陀螺角速度测量差分值，/>表示陀螺模型角速度输出差分值，k＝1,2,…,n，n为角动量交换装置的个数；
为动量轮的摩擦力矩，Aw表示动量轮的分配矩阵；
当γ+(i)<δ thr(i)且γ-(i)<δ thr(i)时，则：
当|ΔHe0(i)|<σmax(i)且|δHe(i)|<σHl(i)且时，则角动量交换装置存在摩擦力矩异常增大问题；
当|δHe(i)|≥σHl(i)且则角动量交换装置存在饱和问题；
当且|δHe(i)|≥σHl(i)，则角动量交换装置存在断电问题；
当且|δHe(i)|≥σHl(i)，则敏感器异常；
其中，σHl(i)为i轴上的角动量偏差限幅值，σTmax(i)为摩擦力矩上限幅值，σTmin(i)为摩擦力矩下限幅值，σwmax(k)为角动量交换装置k的转速限幅值；i＝x,y,z表示星体三个方向轴。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明提出的方法具有较强的通用性，充分利用实际闭环系统与理论闭环系统之间的残差，给出了系统和执行机构间的所有解析冗余信息，利用这些信息和执行机构输出特点，设定异常判断数学条件规则，进而对异常执行机构定位。该方法优化了当前型号中动量轮等角动量交换装置的异常判断方法，并提升了对推力器异常判断和定位能力，扩展了当前使用的推力器频繁喷气的系统级判断方法。
(2)本发明提出的方法从逻辑条件向严谨的数学条件转换，由于逻辑条件的设定是否完备与设计师的知识、经验和逻辑能力相关，中间存在的主观因素相对较多，而数学条件是经过严格的理论推导得出的，具有客观性，所以本发明所提方法具备广泛地应用于航天器控制系统领域的优势。
附图说明
图1为基于角动量守恒的执行机构异常检测及定位设计流程框图；
图2(a)为位保模式推力器无故障下的角速度理论状态结果图；
图2(b)为位保模式推力器无故障下的三轴喷气脉冲理论状态结果图；
图3(a)为位保模式推力器6A喷气效率降低至4N状态下角速度的结果图；
图3(b)为位保模式推力器6A喷气效率降低至4N状态下三轴喷气脉冲状态的结果图；
图3(c)为位保模式推力器6A喷气效率降低至4N状态下ΔHe0(x),ΔHe0(y),ΔHe0(z)的结果图；
图4(a)为正常模式动量轮无故障下的角速度理论状态结果图；
图4(b)为正常模式动量轮无故障下的三轴控制力矩理论状态结果图；
图4(c)为正常模式动量轮无故障下的4个动量轮的转速理论状态结果图；
图5(a)为正常模式动量轮摩擦力矩增大的角速度结果图；
图5(b)为正常模式动量轮摩擦力矩增大的三轴控制力矩结果图；
图5(c)为正常模式动量轮摩擦力矩增大的4个动量轮的转速结果图；
图6(a)为正常模式ΔHe0(x),ΔHe0(y),ΔHe0(z)主要计算结果图；
图6(b)为正常模式δHe(x),δHe(y),δHe(z)主要计算结果图；
图6(c)为正常模式4个轮子摩擦力矩估计主要计算结果；
图6(d)为正常模式主要计算局部放大结果图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。
如图1所示，本发明提供了一种基于角动量守恒的航天器控制执行机构异常检测方法，卫星上装有动量轮、CMG和推力器等执行机构，是用来对航天器进行姿态和轨道的控制，当某个部件出现异常后，通过本方法可以检测和定位问题部件。
该方法是将执行机构(动量轮、CMG和推力器)产生的力矩均统一描述成角动量形式的数学表达方式，将闭环系统动力学方程以角动量的形式描述，给出在不同类执行机构出现异常状态时的偏差角动量形式，根据执行机构异常问题的特点，确定了异常检测判断的规则，在此基础上，根据执行机构的安装与系统异常检测结果，定位异常的执行机构。具体步骤如下：
(1)建立系统角动量异常检测和定位模型
建立基于角动量描述的动力学方程如下：
其中，Tc为推力器产生的控制力矩，Td为外界干扰力矩，ω为星体角速度。
H为整星角动量，可以描述为
H＝Hw+HI (2)
其中，Hw为角动量交换装置形成的角动量，HI为星本体角动量。
将方程(2)带入(1)中可得
其中，
HI＝Ixyzω (4)
Ixyz为星体转动惯量，HI可根据星体测量的角速度和转动惯量求出。
当角动量交换装置异常时，可以描述为
其中，为角动量交换装置产生的标称理论控制力矩，/>为角动量交换装置产生的摩擦干扰力矩；
当推力器产生异常时，Tc可描述为
Tc＝Tcl+Tcd (6)
其中，Tcl为推力器产生的标称理论控制力矩，Tcd为推力器产生的干扰力矩(如推力下降)；
将(5)和(6)带入方程(3)有
相对于(7)中描述真实的动力学系统，存在由标称执行机构输出力矩和力给的理论动力学系统，该系统可描述为
其中，HIl为执行机构标称输出状态下动力学理论计算的星体角动量，ωl为理论角速度
令
真实角动量与理论计算角动量偏差值He＝HI-HIl(9)
利用方程(7)与方程(8)做差，可得偏差式角动量方程如下：
整理方程(10)，得
其中，Hl＝HIl+Hwl，为整星理论角动量。
当执行机构无异常时，Tcd＝0和方程(11)为
当有执行机构发生异常时，即当Tcd≠0和/或时，He的变化与执行机构的异常状态有密切关联。
令则公式(11)可以写成：
而对于喷气式推力器，上式中相关角动量TcdΔt需写成如下形式
TcdΔt＝Tcl(Δtc-Δtcl) (14)
其中，Δtc和Δtcl分别为Δt时间段内实际系统中推力器喷气脉冲累计时间和仿真模型中理论喷气脉冲累计时间。
将(14)代入(13)，经整理后得
根据式(15)可知，在执行机构无异常状况下，ΔHe可由下式描述：
ΔHe＝-ω×HeΔt-(ω-ωl)×HlΔt (16)
在闭环系统下无任何异常情况下(ω-ωl)→0且He→0，则ΔHe→0。
令
标称角动量误差ΔHe0＝-ω×HeΔt-(ω-ωl)×HlΔt (17)
将式(17)代入式(15)，有
角动量变化量的理论误差
(2)定位异常执行机构
一般而言，推力器和角动量交换装置产生的力矩相差至少1个数量级，因此，可以按照如下规则给出两类执行机构异常状态检测和定位。考虑到推力器产生的力矩有正有负，且正负是互斥关系，因此可以将式(18)写成
其中，Tcl+、Tcl-分别为推力器产生正向、负向的标称理论控制力矩；
Δtc+、Δtc-分别为Δt时间段内实际系统中推力器正向喷气脉冲累计时间和负向喷气脉冲累计时间；
Δtcl+、Δtcl-分别为Δt时间段内仿真模型中正向理论喷气脉冲累计时间和负向理论喷气脉冲累计时间；
1)当推力器存在推力性能下降异常时，有
δHe＝Tcl+(Δtc+-Δtcl+)+Tcl-(Δtc--Δtcl-)＝(γ+-1)Tcl+Δtcl++(γ--1)Tcl-Δtcl-
其中，
a)当|ΔHe0(i)|<σmax(i)，且γ-(i)<δ thr(i)，推力器正向组合中存在推力下降异常问题，i＝x,y,z表示星体三个方向轴；
b)当|ΔHe0(i)|<σmax(i)且且γ+(i)<δ thr(i)，推力器负向组合中存在推力下降异常问题；
c)当|ΔHe0(i)|<σmax(i)且且γ+(i)>δ thr(i)，系统存在对喷问题，其中，σmax(i)为给定标称允差最大槛值，/>为推力器超差上限槛值，δ thr(i)为推力器超差下限槛值。
ΔHe0(i)表示ΔHe0中的第i个元素，γ+(i)、γ-(i)分别表示γ+、γ-中的第i个元素；
2)当角动量交换装置(包括动量轮、控制力矩陀螺CMG)存在摩擦力矩异常增大时，有
在使用角动量交换装置进行控制时，系统的角速度很小，因此式(19)中的最后一项可忽略。其中，
Cw表示安装矩阵。
Irk为动量轮转动惯量，表示陀螺角速度测量差分值，/>表示陀螺模型角速度输出差分值，k＝1,2,…,n，n为角动量交换装置的个数，则有
另外，角动量交换装置是由控制计算机输出的控制力矩来驱动，即在无任何故障和摩擦力矩情况下有
而实际上，任何设备都存在摩损问题，因此式(20)的相等关系仅为理想状态。但我们却可以利用(20)来估算动量轮的摩擦力矩即
进而有
下面给出判断规则：
当γ+(i)<δ thr(i)且γ-(i)<δ thr(i)时有：
a)当|ΔHe0(i)|<σmax(i)且|δHe(i)|<σHl(i)且则角动量交换装置存在摩擦力矩异常增大问题。
b)当|δHe(i)|≥σHl(i)且则角动量交换装置存在饱和问题。
c)当且|δHe(i)|≥σHl(i)，则角动量交换装置存在断电问题。
d)当且|δHe(i)|≥σHl(i)，则系统中敏感器异常。
其中，σHl(i)为i轴上的角动量偏差限幅值，σTmax(i)为摩擦力矩上限幅值，σTmin(i)为摩擦力矩下限幅值，σwmax(k)为角动量交换装置k的转速限幅值。
i＝x,y,z表示星体三个方向轴。
δHe(i)表示δHe的第i个元素；表示/>的第k个元素，/>表示/>的第i个元素，/>表示/>的第k个元素；
实施例
以某卫星为例，星体三轴惯量分别为19400,20667,29000Kgm2。星上配置有若干星敏和陀螺，4个金字塔构型的动量轮，12个10N推力器，推力器配对使用，实现三轴控制力矩和控制力的输出。其中，动量轮的转动惯量Irk＝0.104Kgm2,k＝1,2,3,4，动量轮的安装矩阵为
在位置保持模式下，推力器控制卫星姿态。设置200s开始点火，点火时长600s，仿真时长2000s，设置σmax(i)＝0.05Nms， δ thr(i)＝1。推力器无故障情况下的仿真结果见图2(a)和2(b)。当推力器6A推力下降至4N后，喷气时间长度显然加长，见图3(a)～3(c)。根据图3(c)可知，|ΔHe0(i)|<0.01，且经计算有γ-(x)＝1.036，γ+(x)＝4.439，γ-(y)＝0.724，γ+(y)＝0.795，γ-(z)＝0.995，γ+(z)＝0.873。由此说明，X轴正向推力器6A推力下降。
在正常模式下，主要由动量轮控制卫星姿态。设置仿真时长2000s，动量轮MW1的摩擦力矩为0.02Nm。σmax(i)＝0.01Nms，σHl(i)＝0.01Nms，σTmax(i)＝0.01Nm。当动量轮无故障时，正常模式仿真结果见图4(a)～4(c)。当动量轮1出现摩擦力矩增大问题时，正常模式仿真结果见图5(a)～5(c)。
经本专利提出的方法估计的4个动量轮的摩擦力矩分别约为0.02，0.0，0.0，0.0。有且|ΔHe0(i)|<σmax(i)且|δHe(i)|<σHl(i)，因此，角动量交换装置存在摩擦力矩异常增大，见图6(a)～6(d)。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域技术人员的公知技术。
Claims (5)
1.一种基于角动量守恒的航天器控制执行机构异常检测方法，其特征在于，包括步骤如下：
(1)对于喷气式推力器，建立角动量异常检测和定位模型；
(2)根据角动量异常检测和定位模型，定位航天器的异常执行机构，根据判定规则，对推力器异常、角动量交换装置异常进行相应判断；
角动量异常检测和定位模型如下：
角动量变化量的理论误差：
其中，Tcl+、Tcl-分别为推力器产生正向、负向的标称理论控制力矩，为角动量交换装置产生的摩擦干扰力矩；
Δtc+、Δtc-分别为Δt时间段内实际系统中推力器正向喷气脉冲累计时间和负向喷气脉冲累计时间；
Δtcl+、Δtcl-分别为Δt时间段内仿真模型中正向理论喷气脉冲累计时间和负向理论喷气脉冲累计时间；
ω为星体角速度；
ΔHe0＝-ω×HeΔt-(ω-ωl)×HlΔt，真实角动量与理论计算角动量偏差值He＝HI-HIl，HI为星本体角动量，HIl为执行机构标称输出状态下动力学理论计算的星体角动量，ωl为理论角速度；Hl为整星理论角动量；He为真实角动量与理论计算角动量偏差值He的导数。
2.根据权利要求1所述的一种基于角动量守恒的航天器控制执行机构异常检测方法，其特征在于，步骤(2)中，当推力器存在推力性能下降异常时，有
δHe＝(γ+-1)Tcl+Δtcl++(γ--1)Tcl-Δtcl-；
其中，
3.根据权利要求2所述的一种基于角动量守恒的航天器控制执行机构异常检测方法，其特征在于，
对推力器异常的判定规则如下：
当|ΔHe0(i)|＜σmax(i)，且γ-(i)＜δ thr(i)时，则推力器正向组合中存在推力下降异常问题；i＝x,y,z分别表示星体x,y,z方向轴；/>表示3维实数列向量；
当|ΔHe0(i)|＜σmax(i)且且γ+(i)＜δ thr(i)时，则推力器负向组合中存在推力下降异常问题；
当|ΔHe0(i)|＜σmax(i)且且γ+(i)＞δ thr(i)时，则推力器存在对喷问题；
其中，σmax(i)为给定标称允差最大槛值，为推力器超差上限槛值，δ thr(i)为推力器超差下限槛值。
4.根据权利要求3所述的一种基于角动量守恒的航天器控制执行机构异常检测方法，其特征在于，步骤(2)中，当角动量交换装置存在摩擦力矩异常增大时，有
Cw表示安装矩阵；Irk为动量轮转动惯量，表示陀螺角速度测量差分值，/>表示陀螺模型角速度输出差分值，k＝1，2，…，n，n为角动量交换装置的个数；
为动量轮的摩擦力矩，Aw表示动量轮的分配矩阵。
5.根据权利要求4所述的一种基于角动量守恒的航天器控制执行机构异常检测方法，其特征在于，
对角动量交换装置异常的判定规则如下：
当γ+(i)＜δ thr(i)且γ-(i)＜δ thr(i)时，则：
当|ΔHe0(i)|＜σmax(i)且|δHe(i)|＜σHl(i)且时，则角动量交换装置存在摩擦力矩异常增大问题；
当|δHe(i)|≥σHl(i)且则角动量交换装置存在饱和问题；
当且|δHe(i)|≥σHl(i)，则角动量交换装置存在断电问题；
当且|δHe(i)|≥σHl(i)，则敏感器异常；
其中，σHl(i)为i轴上的角动量偏差限幅值，σTmax(i)为摩擦力矩上限幅值，σTmin(i)为摩擦力矩下限幅值，σwmax(k)为角动量交换装置k的转速限幅值；i＝x,y,z表示星体三个方向轴。
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2020
- 2020-04-28 CN CN202010350525.3A patent/CN111625931B/zh active Active
Patent Citations (5)
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Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN111625931A (zh) | 2020-09-04 |
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