CN116880521A - 一种航天器自主诊断重构的正常和故障一体化设计方法 - Google Patents
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Abstract
一种航天器自主诊断重构的正常和故障一体化设计方法，首先，建立航天器控制系统的状态空间模型并对系统不确定性进行数学建模；然后建立故障和故障后系统模型间的映射关系并利用代价函数对故障系统的性能进行评价；其次，将不确定系统代价函数的求解转换成对应确定系统修正代价函数的求解并确定修正代价函数的可容许阈值；接着，确定系统可重构的故障集并将其划分为子集；最后，对不同子集进行正常模式和故障模式一体化设计得到一个可处理正常模式及该子集中所有故障模式的可靠控制器，并对其进行优化以降低过保守性。该发明平衡了正常模式下的标称性能和故障模式下的可重构性，保证了系统在不同模式下均具备良好性能。
Description
技术领域
本发明涉及一种航天器自主诊断重构的正常和故障一体化设计方法，属于航天器总体设计技术领域。
背景技术
在航天器的研制过程中，会面临系统本身及其所涉及的环境、运行条件中诸多不确定性因素的影响，如输入、测量、模型参数、外部环境等。以航天器模型参数为例，不确定性因素包括设计模型假设和简化引起的预测误差，材料性能和制造缺陷、精度等引起的性能不确定性，以及航天器在运行过程中不同载荷条件引起的不确定性。这些不确定性因素可能导致系统性能发生变化或波动，造成严重的控制偏差，进而导致任务失败。因此，需要对这类不确定系统进行设计优化，进而增强系统的鲁棒性，使其在各类不确定性影响下也能保持一定的性能水平。
此外，在对航天器进行优化设计的过程中，不仅要保证系统在正常模式下具备较高的标称性能，还需要考虑故障发生的可能性，保证系统在不同故障下具备充分的可重构性以恢复性能。然而，现有设计方法缺乏科学的指导依据，一般如文件1(Longman R W,Lindberg R E.The Search for Appropriate Actuator Distribution Criteria inLarge Space Structures Control[M].Boston:Springer,2013.)只侧重于正常模式，或者如文件2(Hassan R,William C.Spacecraft reliability-based design optimizationunder uncertainty including discrete variables[J].Journal of Spacecraft andRockets,2008,45(2):394-405.)只侧重于故障模式，在资源严重受限时，可能会出现“顾此失彼”的问题，即为了提高系统的标称性能而牺牲过多的可重构性，或为了提高系统的可重构性而过度削弱其标称性能、导致过保守设计。因此，需要进行航天器正常模式与故障模式一体化设计，科学平衡系统的标称性能与可重构性，以提高有限资源的分配效率，有效提升航天器在不同工作模式下的综合性能，解决有限资源在航天器研制过程中带来的“顾此失彼”问题，这将为我国航天领域的快速发展发挥重要作用，具有广阔的发展前景。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种航天器自主诊断重构的正常和故障一体化设计方法，在有限的资源下可兼顾系统无故障时的标称性能和故障后的诊断重构性能。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种航天器自主诊断重构的正常和故障一体化设计方法，包括：
利用航天器设计参数，建立航天器控制系统在正常模式下的状态空间模型其中，/>和/>分别表示航天器的转动惯量、旋转角速度和控制力矩矢量，Δf(x)表示由建模误差、部件老化以及干扰因素引起的系统不确定性，x×为以矩阵形式表示的矢量x的叉乘算子，/>为执行器安装矩阵；
对不确定性Δf(x)进行数学建模；针对给定的系统，确定其在故障θs下的执行器选择矩阵Σs，该矩阵中与健康执行器相关的元素为1，与故障执行器相关的元素为0，建立故障θs和故障后不确定系统间的映射关系；
利用代价函数对故障后不确定系统在运行时间[t0,∞)中的性能进行评价，其中x0是系统在初始时刻t0的状态；
将故障后不确定系统代价函数的求解转换成相对应确定系统修正代价函数/>的求解，其中Γs(x)是满足特定条件的一个有界函数；
根据任务需求，确定修正代价函数的可容许阈值为η，基于此制定系统在故障下重构的目标需求为Js≤η；通过对比不同故障模式下最优修正代价函数和阈值η的大小，确定系统可重构的故障集/>
通过不同故障之间的逻辑关系，确定可重构故障集中最严重故障集并将整个可重构故障集/>划分为不同最严重故障的子故障集即/>
针对系统的正常模式和系统可重构的故障集，进行正常模式和故障模式一体化设计，通过求解某最严重故障下系统最优代价函数与状态量的偏导，得到一个可处理/>所有子故障的可靠控制器ui；
以得到的可靠控制器为初始控制器，进一步对其进行优化，以降低控制器的过保守性。
所述Cb2a反映了执行器安装坐标系到航天器本体坐标系的力矩映射，对经典的四斜装飞轮构型而言，Cb2a取值为：
所述对不确定性Δf(x)进行数学建模，包括：
其中G(·)和是表示不确定性结构的已知函数，d(·)是满足d(0)＝0的不确定函数，并且h(·)是满足h(0)＝0的给定函数。
所述建立故障θs和故障后不确定系统间的映射关系：
其中gs(x)＝g0(x)Σs，对于装有4个执行器的航天器姿态控制系统，共有16种执行器选择方案，对应16种可能的系统模型，即s＝0,1,2,...,15，s＝0表示正常模式，Σ0为相应维度的单位矩阵。
所述利用代价函数对故障后不确定系统在运行时间[t0,∞)中的性能进行评价，其中x0是系统在初始时刻t0的状态，包括：
利用代价函数对故障后不确定系统在运行时间[t0,∞)中的性能进行评价，其中x0是系统在初始时刻t0的状态，Ls(x,u)＝xTQx+uTRsu，Q＝QT≥0，分别为半正定和正定对称矩阵。
所述将故障后不确定系统代价函数的求解转换成相对应确定系统修正代价函数/>的求解，其中Γs(x)是满足特定条件的一个有界函数，包括：
将故障后不确定系统代价函数/>的求解转换成相对应确定系统修正代价函数/>的求解，其中Γs(x)是满足如下条件的一个有界函数，即：
所述修正代价函数的可容许阈值为其中标量βs＞0称为系统的瞬态边界。
所述通过对比不同故障模式下最优修正代价函数和阈值η的大小，确定系统可重构的故障集/>包括：
求解如下HJB方程，得到不同故障模式下最优修正代价函数s＝0,1,2,...,15：
并通过对比不同故障模式下的和阈值η的大小，确定系统可重构的故障集
所述针对系统的正常模式和系统可重构的故障集，进行正常模式和故障模式一体化设计，通过求解某最严重故障下系统最优代价函数与状态量的偏导，得到一个可处理/>所有子故障的可靠控制器ui，包括：
针对系统的正常模式和系统可重构的故障集，进行正常模式和故障模式一体化设计，通过自适应动态规划方法求解某最严重故障下系统最优代价函数与状态量的偏导/>得到一个可处理/>所有子故障的可靠控制器/>
本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
(1)本发明方法针对执行器故障下的非线性不确定系统，提出了正常模式和故障模式一体化设计方法，平衡了正常模式下的标称性能和故障模式下的可重构性，保证了系统在不同模式下均具备良好性能；
(2)本发明方法首次在可重构性设计中考虑了不确定性因素影响，增强了系统的鲁棒性，使其不仅能在各种故障下具备充分的重构能力，还能在不确定性因素干扰下保持一定的重构性能；
(3)本发明方法设计了一种可处理一定范围执行器故障的可靠控制，使得系统在执行器故障下仍然具备规定的性能水平，且考虑了不同模式概率的高低，使系统在概率较大的模式下性能更优，进一步降低了控制器的保守度。
附图说明
图1为本发明方法流程图。
具体实施方式
本发明方法过程如图1所示，具体包括：
(1)利用航天器设计参数，建立航天器控制系统在正常模式下的状态空间模型：
其中，和/>分别表示航天器的转动惯量、旋转角速度和控制力矩矢量，Δf(x)是由建模误差、部件老化以及干扰等因素引起的系统不确定性，且
是以矩阵形式表示的矢量x的叉乘算子，为执行器安装矩阵，反映了执行器安装坐标系到航天器本体坐标系的力矩映射，对经典的四斜装飞轮构型而言，Cb2a取值为：
(2)对步骤(1)中的系统不确定性Δf(x)进行建模：
其中G(·)和是表示不确定性结构的已知函数，d(·)是满足d(0)＝0的不确定函数，并且h(·)是满足h(0)＝0的给定函数。
(3)针对给定的系统，确定其在故障θs下的执行器选择矩阵Σs，该矩阵中与健康执行器相关的元素为1，与故障执行器相关的元素为0，建立故障θs和故障后不确定系统间的映射关系：
其中gs(x)＝g0(x)Σs，对于装有4个执行器的航天器姿态控制系统，共有24＝16种执行器选择方案，对应16种可能的系统模型，即s＝0,1,2,...,15，s＝0表示正常模式，Σ0为相应维度的单位矩阵。
(4)利用代价函数对步骤(3)中故障系统在运行时间[t0,∞)中的性能进行评价，其中x0是系统在初始时刻t0的状态，Ls(x,u)＝xTQx+uTRsu，Q＝QT≥0，分别为半正定和正定对称矩阵。
(5)将步骤(3)中不确定系统代价函数/>的求解转换成相对应确定系统/>修正代价函数/>的求解，其中Γs(x)是满足如下条件的一个有界函数：
(6)根据任务需求，给定步骤(5)中修正代价函数的可容许阈值为其中标量βs＞0称为系统的瞬态边界，基于此制定系统在故障下重构的目标需求为Js≤η。
(7)求解如下HJB方程，得到不同故障模式下最优修正代价函数s＝0,1,2,...,15：
并通过对比不同故障模式下的和步骤(6)中阈值η的大小，确定系统可重构的故障集/>
(8)通过不同故障之间的逻辑关系，确定步骤(7)中可重构故障集中最严重故障集/>并将整个可重构故障集/>划分为不同最严重故障的子故障集/>即/>
(9)针对系统的正常模式和步骤(7)中系统可重构的故障集，进行正常模式和故障模式一体化设计，通过自适应动态规划方法求解步骤(8)中某最严重故障下系统最优代价函数与状态量的偏导/>得到一个可处理/>所有子故障的可靠控制器
(10)以步骤(9)得到的可靠控制器为初始控制器，考虑事件概率的高低，进一步降低控制器的保守度，以正常模式下的系统标称性能J0作为优化目标，以规定需要处理的故障模式集下系统可重构性条件为约束，在保证系统在故障模式下具备充分可重构性的前提下，提高系统正常模式下的标称性能，以降低控制器的过保守性。
综上所述，通过上述实施例，验证了本发明提出的一种航天器自主诊断重构的正常和故障一体化设计方法的可行性和有效性。
本发明方法针对非线性不确定系统，提出了正常模式和故障模式一体化设计方法，平衡了正常模式下的标称性能和故障模式下的可重构性，保证了系统在不同模式下均具备良好性能，应予以保护。
本发明方法首次在可重构性设计中考虑了不确定性因素影响，增强了系统的鲁棒性，使其不仅能在各种故障下具备充分的重构能力，还能在不确定性因素干扰下保持一定的重构性能，应予以保护。
本发明方法设计了一种可处理一定范围执行器故障的可靠控制，使得系统在执行器故障下仍然具备规定的性能水平，且考虑了不同模式概率的高低，提高了概率较大模式下的系统性能，降低了控制器的保守度，应予以保护。
Claims (10)
1.一种航天器自主诊断重构的正常和故障一体化设计方法，其特征在于，包括：
利用航天器设计参数，建立航天器控制系统在正常模式下的状态空间模型其中，/>和/>分别表示航天器的转动惯量、旋转角速度和控制力矩矢量，Δf(x)表示由建模误差、部件老化以及干扰因素引起的系统不确定性，x×为以矩阵形式表示的矢量x的叉乘算子，/>为执行器安装矩阵；
对不确定性Δf(x)进行数学建模；针对给定的系统，确定其在故障θs下的执行器选择矩阵Σs，该矩阵中与健康执行器相关的元素为1，与故障执行器相关的元素为0，建立故障θs和故障后不确定系统间的映射关系；
利用代价函数对故障后不确定系统在运行时间[t0,∞)中的性能进行评价，其中x0是系统在初始时刻t0的状态；
将故障后不确定系统代价函数的求解转换成相对应确定系统修正代价函数/>的求解，其中Γs(x)是满足特定条件的一个有界函数；
根据任务需求，确定修正代价函数的可容许阈值为η，基于此制定系统在故障下重构的目标需求为Js≤η；通过对比不同故障模式下最优修正代价函数和阈值η的大小，确定系统可重构的故障集/>
通过不同故障之间的逻辑关系，确定可重构故障集中最严重故障集并将整个可重构故障集/>划分为不同最严重故障的子故障集即/>
针对系统的正常模式和系统可重构的故障集，进行正常模式和故障模式一体化设计，通过求解某最严重故障下系统最优代价函数与状态量的偏导，得到一个可处理所有子故障的可靠控制器ui；
以得到的可靠控制器为初始控制器，进一步对其进行优化，以降低控制器的过保守性。
2.根据权利要求1所述的一种航天器自主诊断重构的正常和故障一体化设计方法，其特征在于，所述Cb2a反映了执行器安装坐标系到航天器本体坐标系的力矩映射，对经典的四斜装飞轮构型而言，Cb2a取值为：
3.根据权利要求2所述的一种航天器自主诊断重构的正常和故障一体化设计方法，其特征在于，所述对不确定性Δf(x)进行数学建模，包括：
其中G(·)和是表示不确定性结构的已知函数，d(·)是满足d(0)＝0的不确定函数，并且h(·)是满足h(0)＝0的给定函数。
4.根据权利要求3所述的一种航天器自主诊断重构的正常和故障一体化设计方法，其特征在于，所述建立故障θs和故障后不确定系统间的映射关系：
其中gs(x)＝g0(x)Σs，对于装有4个执行器的航天器姿态控制系统，共有16种执行器选择方案，对应16种可能的系统模型，即s＝0,1,2,...,15，s＝0表示正常模式，Σ0为相应维度的单位矩阵。
5.根据权利要求4所述的一种航天器自主诊断重构的正常和故障一体化设计方法，其特征在于，所述利用代价函数对故障后不确定系统在运行时间[t0,∞)中的性能进行评价，其中x0是系统在初始时刻t0的状态，包括：
利用代价函数对故障后不确定系统在运行时间[t0,∞)中的性能进行评价，其中x0是系统在初始时刻t0的状态，Ls(x,u)＝xTQx+uTRsu，Q＝QT≥0，/>分别为半正定和正定对称矩阵。
6.根据权利要求5所述的一种航天器自主诊断重构的正常和故障一体化设计方法，其特征在于，所述将故障后不确定系统代价函数的求解转换成相对应确定系统修正代价函数/>的求解，其中Γs(x)是满足特定条件的一个有界函数，包括：
将故障后不确定系统代价函数/>的求解转换成相对应确定系统修正代价函数/>的求解，其中Γs(x)是满足如下条件的一个有界函数，即：
7.根据权利要求6所述的一种航天器自主诊断重构的正常和故障一体化设计方法，其特征在于，所述修正代价函数的可容许阈值为其中标量βs＞0称为系统的瞬态边界。
8.根据权利要求7所述的一种航天器自主诊断重构的正常和故障一体化设计方法，其特征在于，所述通过对比不同故障模式下最优修正代价函数和阈值η的大小，确定系统可重构的故障集/>包括：
求解如下HJB方程，得到不同故障模式下最优修正代价函数s＝0,1,2,...,15：
并通过对比不同故障模式下的和阈值η的大小，确定系统可重构的故障集/>
9.根据权利要求8所述的一种航天器自主诊断重构的正常和故障一体化设计方法，其特征在于，所述针对系统的正常模式和系统可重构的故障集，进行正常模式和故障模式一体化设计，通过求解某最严重故障下系统最优代价函数与状态量的偏导，得到一个可处理/>所有子故障的可靠控制器ui，包括：
针对系统的正常模式和系统可重构的故障集，进行正常模式和故障模式一体化设计，通过自适应动态规划方法求解某最严重故障下系统最优代价函数与状态量的偏导/>得到一个可处理/>所有子故障的可靠控制器/>
10.根据权利要求1-9任一所述的一种航天器自主诊断重构的正常和故障一体化设计方法，其特征在于，以得到的可靠控制器为初始控制器，进一步对其进行优化，以降低控制器的过保守性，包括：以得到的可靠控制器为初始控制器，考虑事件概率的高低，进一步降低控制器的保守度，以正常模式下的系统标称性能J0作为优化目标，以规定需要处理的故障模式集下系统可重构性条件为约束，在保证系统在故障模式下具备充分可重构性的前提下，提高系统正常模式下的标称性能，以降低控制器的过保守性。
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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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