CN111912429B - 一种航天器姿态控制系统不同类部件异常检测方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于航天器控制系统稳定运行技术领域，针对航天器控制系统自主数据异常诊断与故障定位问题，提出了一种航天器姿态控制系统不同类部件异常检测方法。针对多种敏感器和执行机构的输出，结合航天器姿态动力学、运动学和几何关系，将不同类部件的输出进行等效转换，并通过设计不同类部件间基于异常判断阈值的检验方法获得部件间的异常比对结果，并依据参与异常检测的部件可信度信息，实现对不同类部件间的输出异常自主检测与定位。

Description

一种航天器姿态控制系统不同类部件异常检测方法
技术领域
本发明属于航天器控制系统稳定运行技术领域，涉及一种航天器姿态控制系统不同类部件异常检测方法。针对多种敏感器和执行机构的输出，结合航天器姿态动力学、运动学和几何关系，将不同类部件的输出进行等效转换，并通过设计不同类部件间基于异常判断阈值的检验方法获得部件间的异常比对结果，并依据参与异常检测的部件可信度信息，实现对不同类部件间的输出异常自主检测与定位。
背景技术
随着航天器应用领域的发展和航天技术的进步，航天器姿态控制系统面临越来越高的任务需求和技术指标。同时，在高密度、高强度的任务形势下，提高航天器全生命周期的自主性、健壮性和安全性受到高度关注。航天器姿态控制系统的任务概括起来是根据航天器飞行控制流程和载荷工作需要实现姿态机动或者保持姿态稳定，因此其可靠性是航天器正常运行的基本保障。姿态控制系统一旦发生故障，轻则导致性能指标下降、载荷任务中断，重则可能导致航天器姿态丢失甚至威胁到整星的结构、能源安全。因此，姿态控制系统是整星一个极为重要的分系统，而同时又因其涉及单机部件众多、软件架构庞大、工作环境恶劣且存在空间环境各种各样的未知干扰，姿态控制系统又是非常容易发生故障的分系统。由此可见，完善航天器姿态控制系统的异常检测和故障诊断具有十分重要的价值和意义。
发明内容
本发明解决的技术问题是：针对航天器不同类部件间输出数据的异常检测问题，提出了一种基于可信度的部件输出数据异常检测与定位方法。
本发明的技术解决方案是：
航天器姿态控制系统包括各类敏感器和各类执行机构；
高低轨道航天器通用且常用的敏感器部件包括各类光学姿态敏感器(如星敏感器、地球敏感器、太阳敏感器等)和惯性姿态敏感器(如机械陀螺、光学陀螺、振动陀螺等)；
高低轨道航天器通用且常用的执行机构部件包括动量轮、控制力矩陀螺以及用于姿态控制的推力器等。
同为星敏感器为同类；
同为地球敏感器为同类
同为太阳敏感器为同类
同为惯性姿态敏感器为同类；
同为动量轮为同类；
同为控制力矩陀螺为同类；
同为用于姿态控制的推力器为同类；
一般来说，提高航天器姿态控制系统的可靠性主要是通过保证软硬件本身的高可靠性和通过合理范围内的部件冗余配置来实现。由于空间环境的特殊性及地面测试的局限性，航天器在轨出现故障的情况时有发生，航天器姿态控制系统作为一个整体，除了对每个部件自身的输出数据进行有效性检验以外，还可根据同类部件输出相互比对来进行数据有效性判断(例如多个陀螺自身之间的平衡方程判断及多个星敏感器自身之间输出异常检测等)。在此基础上，本发明提出一种不同类部件异常检测方法，针对多种敏感器和执行机构的输出，结合航天器姿态动力学、运动学和几何关系，将不同类部件的输出进行等效转换，并通过设计不同类部件间基于异常判断阈值的检验方法获得部件间的异常比对结果，并依据参与异常检测的部件可信度信息，以实现对不同类部件间的输出异常自主检测与定位。
一种航天器姿态控制系统不同类部件异常检测方法，步骤如下：
(1)根据单机级部件的输出数据，将单机级部件输出按照可信度等级分为三类，分别为高可信部件输出、低可信部件输出和无效部件输出，航天器姿态控制系统的单机级部件包括各敏感器、执行机构，方法为：
第一步，对单机级部件输出的数据进行有效性自检验，有效性自检验包括硬件输出有效性标志判断、通讯成功检验和数据有效范围检验等；如果单机级部件输出未能通过有效性自检验，则直接将该单机级部件输出判定为无效部件输出；如果单机级部件输出通过有效性自检验，则继续执行第二步；
第二步，对通过有效性自检验的单机级部件判断是否具备同类互检验条件。具备同类互检验条件是指存在冗余的同类部件输出可作为有效性同类互检验的依据，否则称为不具备同类互检验条件。如果该单机级部件具备同类互检验条件，则进行有效性同类互检验；如果该单机级部件不具备同类互检验条件，则该单机级部件定义为低可信部件输出。
有效性同类互检验为：进行同类部件输出数据的一致性判断或两同类部件测量值相对量与理论计算相对量的一致性判断，例如多个陀螺之间的平衡方程检验或多个星敏感器之间光轴夹角输出值与理论值的比对检验等。当同类部件间输出数据两两比对结果一致时，判断数据有效，将比对一致的单机级部件定义为高可信部件输出。当比对结果不一致时，如果有超过两个同类部件的输出数据且根据相信多数的原则，通过同类部件输出数据两两比对可识别出无效数据时，将该无效数据对应的单机级部件输出判定为无效部件输出，将两两比对一致的单机级部件定义为高可信部件输出；如果仅有两个同类部件输出数据，比对结果不一致无法确定无效数据时，则将对应单机级部件定义为低可信部件输出。
对根据上述判断确定的高可信部件输出和无效部件输出，无需再引入其他类部件进行类间异常检测；对根据上述判断确定的低可信部件输出，进入步骤(2)进行类间异常检测。
(2)采用类间异常检测方法对低可信部件输出进行异常检测，采用类间异常检测方法对低可信部件输出进行异常检测包括不同类敏感器之间的异常检测和敏感器与执行机构间的异常检测；
面向不同类敏感器之间的异常检测方法，指的是对于具有瞬时姿态输出特性的光学类敏感器和具有时间积分输出特性的惯性姿态敏感器，提供一种基于最大时间窗口姿态变化量的输出异常检测方法。该方法为：将光学敏感器输出时刻与惯性姿态敏感器输出时刻对准，将光学敏感器输出姿态的变化量等效为惯性敏感器输出的积分特性并取最大时间窗口限值，在该最大时间窗口限值时间段内实时判断姿态变化量比对是否超限，如果超限则判断为输出不一致，则进行类间异常检测定位；如果未超限则判断该低可信部件输出为有效输出；
面向敏感器与执行机构间的异常检测方法，指的是对于敏感器与执行机构间的异常检测，首先设置固定时间窗口，在该固定时间窗口内基于航天器动力学及运动学计算执行机构力矩作用对星体产生的角速度增量，同时将惯性姿态敏感器直接测量的角速度增量转换到同一坐标系中的相应轴上或同时将光学敏感器测量得到的星体姿态(姿态角速度)变化量转换到同一坐标系中的相应轴上，根据异常检测阈值，当比对差值大于给定异常检测阈值时判断为输出不一致，则进行类间异常检测定位；当比对差值不大于给定异常检测阈值时则判断为输出一致，判断该低可信部件输出为有效输出；
类间异常检测定位为：当类间异常检测判断为输出不一致时，如果不同类敏感器或执行机构中包含高可信部件输出时，则以该高可信度部件输出结果作为异常检测的依据，将与其比对不一致的单机级部件输出判定为无效部件输出；
如果不同类敏感器或执行机构中不包含高可信部件输出时，引入多个低可信部件输出进行类间异常检测，两两比对打分，每次比对满足输出一致性条件的两个部件分别加分，不满足输出一致性条件的两个部件分别减分，完成所有部件的两两比对打分后，将最终得分低于给定阈值的部件输出判断为无效部件输出，将最终得分高于给定阈值的部件输出判断为有效输出。
(3)对于判定为无效部件输出的单机级部件进行无效持续时间累计：当该部件连续两次被判定为无效部件输出时，将两次判定之间的时间间隔累加到无效持续时间中；当该部件输出被判定为高可信部件输出或有效输出时，将其无效持续时间清零。如果无效持续时间超出给定阈值，则判断该单机级部件异常，进行相应的部件异常处理。
本发明与现有技术相比的有益效果在于：
(1)本发明对各类部件输出数据的可信性给出明确定义与划分方法，实现面向各类部件的异常检测方法的系统化和体系化应用；
(2)本发明针对各类部件的异常比对问题，通过高可信部件定位低可信部件中的异常数据或低可信部件间基于比对打分来定位异常数据，从而实现对异常数据的剔除，避免非预期数据进入控制闭环；
(3)本发明所给出的不同类敏感器之间的输出异常检测方法和敏感器与执行机构间的异常检测方法涵盖了高中低轨道航天器常用部件，方法抽象度高、统一性好；
(4)本发明通过检验窗口和检验阈值的设计将不同类敏感器、敏感器与执行机构的输出对准，并通过预设统一基准坐标系，将不同部件的输出进行等效转换，技巧性好，工程上容易实现。
(5)本发明专利提出一种不同类部件异常检测方法，针对多种敏感器和执行机构的输出，结合航天器姿态动力学、运动学和几何关系，将不同类部件的输出进行等效转换，并通过设计不同类部件间基于异常判断阈值的检验方法获得部件间的异常比对结果，并依据参与异常检测的部件可信度信息，实现对不同类部件间的输出异常检测与定位。
附图说明
图1为本发明的方法流程示意图；
图2为星敏感器A测量的对地三轴姿态图；
图3为星敏感器B测量的对地三轴姿态图；
图4为地球敏感器测量的对地三轴姿态图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述。
本发明针对航天器控制系统自主数据异常诊断与故障定位问题，提出了一种航天器姿态控制系统不同类部件异常检测方法。首先根据部件输出定义了部件的可信度等级，以部件数据自检验和同类部件间数据互检验的先验信息为基础，当同类部件检验判断出不一致或不具备同类部件互检验条件时定义为低可信度输出，再通过引入不同类部件进行不同部件间的异常检测；当同类部件检验满足一致性条件时定义为高可信度部件，可为其他低可信度部件提供异常检测和异常定位依据；当同为低可信度部件时，通过投票表决完成异常定位。逻辑流程清晰完备，在部件本身自检验和同类部件互检验的基础上提供有效的补充检验手段，提高数据检验覆盖性和可信度。
如图1所示，本发明方法主要包括以下步骤：
(1)根据单机级部件的输出数据，将单机级部件输出按照可信度等级分为三类，分别为高可信部件输出、低可信部件输出和无效部件输出，航天器姿态控制系统的单机级部件包括各敏感器、执行机构，方法为：
第一步，对单机级部件输出的数据进行有效性自检验，有效性自检验包括硬件输出有效性标志判断、通讯成功检验和数据有效范围检验等；如果单机级部件输出未能通过有效性自检验，则直接将该单机级部件输出判定为无效部件输出；如果单机级部件输出通过有效性自检验，则继续执行第二步；
第二步，对通过有效性自检验的单机级部件判断是否具备同类互检验条件。具备同类互检验条件是指存在冗余的同类部件输出可作为有效性同类互检验的依据，否则称为不具备同类互检验条件。如果该单机级部件具备同类互检验条件，则进行有效性同类互检验；如果该单机级部件不具备同类互检验条件，则该单机级部件定义为低可信部件输出。
有效性同类互检验为：进行同类部件输出数据的一致性判断或两同类部件测量值相对量与理论计算相对量的一致性判断，例如多个陀螺之间的平衡方程检验或多个星敏感器之间光轴夹角输出值与理论值的比对检验等。当同类部件间输出数据两两比对结果一致时，判断数据有效，将比对一致的单机级部件定义为高可信部件输出。当比对结果不一致时，如果有超过两个同类部件的输出数据且根据相信多数的原则，通过同类部件输出数据两两比对可识别出无效数据时，将该无效数据对应的单机级部件输出判定为无效部件输出，将两两比对一致的单机级部件定义为高可信部件输出；如果仅有两个同类部件输出数据，比对结果不一致无法确定无效数据时，则将对应单机级部件定义为低可信部件输出。
对根据上述判断确定的高可信部件输出和无效部件输出，无需再引入其他类部件进行类间异常检测；对根据上述判断确定的低可信部件输出，进入步骤(2)进行类间异常检测。
(2)采用类间异常检测方法对低可信部件输出进行异常检测，采用类间异常检测方法对低可信部件输出进行异常检测包括不同类敏感器之间的异常检测和敏感器与执行机构间的异常检测；
面向不同类敏感器之间的异常检测方法，指的是对于具有瞬时姿态输出特性的光学类敏感器和具有时间积分输出特性的惯性姿态敏感器，提供一种基于最大时间窗口姿态变化量的输出异常检测方法。该方法为：将光学敏感器输出时刻与惯性姿态敏感器输出时刻对准，将光学敏感器输出姿态的变化量等效为惯性敏感器输出的积分特性并取最大时间窗口限值，在该最大时间窗口限值时间段内实时判断姿态变化量比对是否超限，如果超限则判断为输出不一致，则进行类间异常检测定位；如果未超限则判断该低可信部件输出为有效输出；
面向敏感器与执行机构间的异常检测方法，指的是对于敏感器与执行机构间的异常检测，首先设置固定时间窗口，在该固定时间窗口内基于航天器动力学及运动学计算执行机构力矩作用对星体产生的角速度增量，同时将惯性姿态敏感器直接测量的角速度增量转换到同一坐标系中的相应轴上或同时将光学敏感器测量得到的星体姿态(姿态角速度)变化量转换到同一坐标系中的相应轴上，根据异常检测阈值，当比对差值大于给定异常检测阈值时判断为输出不一致，则进行类间异常检测定位；当比对差值不大于给定异常检测阈值时则判断为输出一致，判断该低可信部件输出为有效输出；
类间异常检测定位为：当类间异常检测判断为输出不一致时，如果不同类敏感器或执行机构中包含高可信部件输出时，则以该高可信度部件输出结果作为异常检测的依据，将与其比对不一致的单机级部件输出判定为无效部件输出；
如果不同类敏感器或执行机构中不包含高可信部件输出时，引入多个低可信部件输出进行类间异常检测，两两比对打分，每次比对满足输出一致性条件的两个部件分别加分，不满足输出一致性条件的两个部件分别减分，完成所有部件的两两比对打分后，将最终得分低于给定阈值的部件输出判断为无效部件输出，将最终得分高于给定阈值的部件输出判断为有效输出。
(3)对于判定为无效部件输出的单机级部件进行无效持续时间累计：当该部件连续两次被判定为无效部件输出时，将两次判定之间的时间间隔累加到无效持续时间中；当该部件输出被判定为高可信部件输出或有效输出时，将其无效持续时间清零。如果无效持续时间超出给定阈值，则判断该单机级部件异常，进行相应的部件异常处理。
下面结合实施例对本发明作进一步说明。
实施例
为了进一步阐述设计的不同类部件异常检测方法，以一个典型姿态控制系统为例，采用星敏感器、陀螺和地球敏感器作为姿态测量敏感器，动量轮和推力器作为姿态控制执行机构。对于两个星敏感器A和B来说，首先假设星敏感器B发生故障，输出的对地三轴姿态角设置输出偏差。如图2所示为星敏感器A测量得到的对地三轴姿态角，图3为星敏感器B测量得到的对地三轴姿态角，两星敏感器输出数据均通过数据有效性自检验。由于具有同类部件冗余设计，首先进行同类部件异常检测中，可知星敏感器A和B测量得到的三轴姿态角之差超过设计阈值0.15°，因而依据本发明的部件异常检测方法，将两星敏感器部件测量判定为低可信部件输出数据。对于低可信度部件输出数据，引入不同类部件的输出数据进行一致性检测。此时地球敏感器输出通过数据有效性自检验，但不存在同类部件异常检测条件，故同样被确定为低可信部件输出。依照本方法，可将地球敏感器的测量结果引入进行类间异常检测定位，即并采用本发明中提出的比对打分方法定位无效部件输出。将三个敏感器输出结果进行两两比对、打分，每次比对满足一致条件的两个部件分别加分，不满足一致条件的两个部件分别减分。图4为参与打分的地球敏感器输出结果，可以看出地球敏感器输出结果与星敏感器A输出结果之差远小于地球敏感器输出与星敏感器B输出结果之差。经过打分，星敏感器B的得分明显低于其他两个敏感器得分，因而可判定星敏感器B输出为无效部件输出。由于星敏感器B的输出数据异常持续超过1000秒，在该过程经过上述判定过程一直判定星敏感器B输出为无效部件输出，由于无效持续时间累计超限，认定星敏感器B异常，从而完成异常检测和异常定位。本方法的异常检测结果与仿真条件中设定的星敏感器B故障一致，证明了本发明方法的有效性。

Claims (8)

1.一种航天器姿态控制系统不同类部件异常检测方法，其特征在于步骤如下：
（1）根据单机级部件的输出数据，将单机级部件输出按照可信度等级分为三类，分别为高可信部件输出、低可信部件输出和无效部件输出，航天器姿态控制系统的单机级部件包括各敏感器、执行机构；
对于高可信部件输出和无效部件输出，无需再引入其他类部件进行类间异常检测；对于低可信部件输出，进入步骤（2）进行类间异常检测；
（2）采用类间异常检测方法对低可信部件输出进行异常检测，采用类间异常检测方法对低可信部件输出进行异常检测包括不同类敏感器之间的异常检测和敏感器与执行机构间的异常检测；
面向不同类敏感器之间的异常检测方法，指的是对于具有瞬时姿态输出特性的光学类敏感器和具有时间积分输出特性的惯性姿态敏感器；
面向敏感器与执行机构间的异常检测方法，指的是对于敏感器与执行机构间的异常检测；
（3）对于判定为无效部件输出的单机级部件进行无效持续时间累计：当该部件连续两次被判定为无效部件输出时，将两次判定之间的时间间隔累加到无效持续时间中；当该部件输出被判定为高可信部件输出或有效输出时，将其无效持续时间清零；如果无效持续时间超出给定阈值，则判断该单机级部件异常，进行相应的部件异常处理。
2.根据权利要求1所述的一种航天器姿态控制系统不同类部件异常检测方法，其特征在于：可信度等级划分方法为：
第一步，对单机级部件输出的数据进行有效性自检验，如果单机级部件输出未能通过有效性自检验，则直接将该单机级部件输出判定为无效部件输出；如果单机级部件输出通过有效性自检验，则继续执行第二步；
第二步，对通过有效性自检验的单机级部件判断是否具备同类互检验条件，如果该单机级部件具备同类互检验条件，则进行有效性同类互检验；如果该单机级部件不具备同类互检验条件，则该单机级部件定义为低可信部件输出。
3.根据权利要求2所述的一种航天器姿态控制系统不同类部件异常检测方法，其特征在于：有效性同类互检验为：进行同类部件输出数据的一致性判断或两同类部件测量值相对量与理论计算相对量的一致性判断；当同类部件间输出数据两两比对结果一致时，判断数据有效，将比对一致的单机级部件定义为高可信部件输出，当比对结果不一致时，如果有超过两个同类部件的输出数据且根据相信多数的原则，通过同类部件输出数据两两比对可识别出无效数据时，将该无效数据对应的单机级部件输出判定为无效部件输出，将两两比对一致的单机级部件定义为高可信部件输出；如果仅有两个同类部件输出数据，比对结果不一致无法确定无效数据时，则将对应单机级部件定义为低可信部件输出。
4.根据权利要求2所述的一种航天器姿态控制系统不同类部件异常检测方法，其特征在于：不同类敏感器之间的异常检测方法为：将光学敏感器输出时刻与惯性姿态敏感器输出时刻对准，将光学敏感器输出姿态的变化量等效为惯性敏感器输出的积分特性并取最大时间窗口限值，在该最大时间窗口限值时间段内实时判断姿态变化量比对是否超限，如果超限则判断为输出不一致，则进行类间异常检测定位；如果未超限则判断该低可信部件输出为有效输出。
5.根据权利要求2所述的一种航天器姿态控制系统不同类部件异常检测方法，其特征在于：敏感器与执行机构间的异常检测方法为：首先设置固定时间窗口，在该固定时间窗口内基于航天器动力学及运动学计算执行机构力矩作用对星体产生的角速度增量，同时将惯性姿态敏感器直接测量的角速度增量转换到同一坐标系中的相应轴上或同时将光学敏感器测量得到的星体姿态（姿态角速度）变化量转换到同一坐标系中的相应轴上，根据异常检测阈值，当比对差值大于给定异常检测阈值时判断为输出不一致，则进行类间异常检测定位；当比对差值不大于给定异常检测阈值时则判断为输出一致，判断该低可信部件输出为有效输出。
6.根据权利要求4或5所述的一种航天器姿态控制系统不同类部件异常检测方法，其特征在于：类间异常检测定位方法为：当类间异常检测判断为输出不一致时，如果不同类敏感器或执行机构中包含高可信部件输出时，则以该高可信度部件输出结果作为异常检测的依据，将与其比对不一致的单机级部件输出判定为无效部件输出；
如果不同类敏感器或执行机构中不包含高可信部件输出时，引入多个低可信部件输出进行类间异常检测，两两比对打分，每次比对满足输出一致性条件的两个部件分别加分，不满足输出一致性条件的两个部件分别减分，完成所有部件的两两比对打分后，将最终得分低于给定阈值的部件输出判断为无效部件输出，将最终得分高于给定阈值的部件输出判断为有效输出。
7.根据权利要求2所述的一种航天器姿态控制系统不同类部件异常检测方法，其特征在于：有效性自检验包括硬件输出有效性标志判断、通讯成功检验和数据有效范围检验。
8.根据权利要求2所述的一种航天器姿态控制系统不同类部件异常检测方法，其特征在于：具备同类互检验条件是指存在冗余的同类部件输出可作为有效性同类互检验的依据，否则称为不具备同类互检验条件，同为星敏感器为同类，同为地球敏感器为同类，同为太阳敏感器为同类，同为惯性姿态敏感器为同类，同为动量轮为同类，同为控制力矩陀螺为同类，同为用于姿态控制的推力器为同类。
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