剛體太空飛行器執行器多故障的診斷與容錯控制方法與流程
2023-11-11 21:53:37 3
本發明具體涉及了一種基於觀測器技術的剛體太空飛行器執行器多故障的檢測與容錯控制方法，屬於航空航天飛行控制技術領域。
背景技術：
剛體太空飛行器姿態控制系統是確保太空飛行器能夠正常運行的關鍵部分。由於工作環境的惡劣以及外界存在的各種因素的幹擾，使得對於剛體衛星的姿態控制系統的研究顯得更為有必要。正是由於惡劣的工作條件和外界的各類幹擾，系統在運行的過程中會不可避免的面臨著來自外界的擾動的影響和自身機構故障造成的嚴重後果的威脅。鑑於剛體太空飛行器姿態控制系統本身在設計過程中存在以下幾方面的難點：首先，複雜的動力學模型和運動學模型為該類太空飛行器控制器的設計與研髮帶來了一定程度上的挑戰；其次，由於外界未知擾動的影響、自身存在的嚴重的非線性耦合特性以及快速響應的要求等方面使得太空飛行器控制問題的研究難度進一步增加；最後，由於製造水平、工作成本以及外界環境的約束，太空飛行器執行機構很容易發生不可預測的故障，一旦故障發生，將會給整個計劃造成很嚴重的影響，例如我國於2006發射的地球靜止軌道衛星「鑫諾二號」廣播衛星，由於未按照程序定點在指定位置，導致衛星無法提供正常的通信廣播傳輸服務，造成了巨大的經濟損失。因此，為了保證剛體太空飛行器能夠正常的運行，應該使剛體衛星本身的姿態控制系統對於故障具有一定的自主處理能力。再這樣的基礎之下，以剛體太空飛行器姿態控制系統為基礎的故障檢測與容錯控制研究就顯得很有實際的理論意義和廣泛的應用場合。
目前，針對剛體太空飛行器執行器故障的研究已經取得了比較多的成果。但就當下比較熱門的研究成果來說，仍然存在著以下的一些問題：
(1)在故障檢測方面，由於剛體太空飛行器自身的耦合性造成的各狀態量之間的非線性關係，增加了故障檢測觀測器的設計難度，在已有的一些科研成果中考慮使用了原系統的狀態量來解決觀測器中的非線性項問題，但事實上，根據觀測器的設計定義中觀測器狀態方程中的狀態量應該取自於自身，而不是來自於對象系統，因而這一處理方案還是有待考慮的；
(2)同樣的，還是在故障檢測方面，對於故障的檢測閾值在已有的文獻中，主要還是通過反覆仿真實驗的方式，選取觀測狀態值和實際值的最大觀測誤差來獲取故障檢測閾值並且通常情況下這一閾值為一定值，這樣就造成了很大的局限性和保守性，並且容易引起故障的漏報和誤報；
(3)對於容錯控制方案上，很多科研成果著重於通過魯棒控制的方式來解決剛體太空飛行器系統執行器故障，這類容錯控制方案通常被視作作為一種被動式的處理方案。基於這樣的理念所設計的控制器通常同樣也有著很大的局限性和保守性。不僅如此，其所能處理的故障類型和故障值的具體變化情況也多為設計者所預見的類型，對於設計者所未能考慮到的方面，這類容錯控制方案就很難起到原來期望的效果了，甚至有時連基本的穩定要求都難以達到。而本發明能夠很好地解決上面的問題。
技術實現要素：
本發明目的在於針對上面現有技術的不足，提出了一種剛體太空飛行器執行器多故障的診斷與容錯控制方法，該方法針對剛體太空飛行器姿態控制系統執行機構同時發生效率損傷故障和偏差故障的情況下，提供一種能夠針對未知故障進行在線及時檢測和精確估計，並且能夠使得系統能夠具備自主消除故障影響的能力，從而最終實現期望的姿態控制目標的剛體太空飛行器故障診斷與容錯控制。
本發明解決其技術問題所採取的技術方案是：一種剛體太空飛行器執行器多故障的診斷與容錯控制方法，該方法包括如下步驟：
步驟1：建立剛體太空飛行器姿態控制系統的運動學模型和動力學模型，具體如下:
1)剛體太空飛行器控制系統運動學模型：
這裡有其中，θ,ψ分別代表滾動角，俯仰角以及偏航角；而ω＝[ω1,ω2,ω3]T則為剛體太空飛行器基於本體坐標下的角速度向量；ω0表示已知的常量軌道速度。
考慮到剛體太空飛行器的工作環境，通常情況下σ在一個比較小的範圍內變化，所以，最後剛體太空飛行器姿態小範圍變化下的運動學模型可以表述為：
其中，
2)剛體太空飛行器控制系統動力學模型為：
其中，反對稱矩陣ω×定義如下：
其中，J為慣量矩陣，u＝[u1,u2,u3]T表示由三個正交的反作用飛輪提供的控制力矩，d＝[d1,d2,d3]T為範數有界的未知外界擾動，其滿足‖d‖≤γ，這裡γ是一個已知的正常量。
步驟2：建立執行器失效故障和執行器恆偏差故障同時存在的太空飛行器動力學模型，具體如下：
其中，b為執行器效率損傷故障矩陣，b＝diag{b1,b2,b3}，如果bi＝1，則表示第i個飛輪工作正常，當0＜bi＜1時，表示執行器出現效率損傷故障，本發明中有0＜bi≤1。偏差故障向量α＝[α1,α2,α3]T其具體的值為未知量，通過故障估計觀測器獲取。
步驟3：建立基於自適應閾值技術的故障檢測觀測器，具體如下：
如果存在一個正定對稱矩陣P＝PT＞0以及一個實矩陣Q，使得如下不等式成立：
Q＝P(Γ-ξJ-1)+(Γ-ξJ-1)TP-2PJ-1(J-T)P＞0
則設計具有如下形式的故障檢測觀測器：
其中，為故障檢測觀測器的狀態向量，為觀測器的狀態觀測誤差，當歐拉角以及對應的角速度在一個較小的範圍內變化時，其滿足Lipschitz條件，即為觀測器的增益矩陣。這裡定義故障檢測閾值如下：
當觀測誤差的二範數超過時，即檢測到剛體太空飛行器的執行器存在故障。
步驟4：建立自適應故障估計觀測器，具體如下：
注意到原動力學方程中的效率損傷故障矩陣為一對角矩陣，這對於估計執行器效率因子增加了難度，因而這裡設B＝[b1,b2,b3]T和U＝diag{u1,u2,u3}，故可重寫其表述形式如下：
針對如上的動力學方程，設計如下的自適應故障觀測器為：
其中，為故障估計觀測器的狀態向量，為估計的執行器效率因子向量，為估計的執行器偏差故障向量，Σ為自適應故障觀測器的增益矩陣，其為一正定對稱矩陣，且滿足λmin(Σ)＞ξ||J-1||。
當中關於和的自適應律具有如下形式：
1)效率損傷故障向量的自適應估計律為：
這裡l1為自適應增益值，其值為一正常量。此外，還有μ1(0)＞0和υ1＞0。
2)偏差故障向量的自適應估計律為：
這裡l2同樣為自適應增益值，其值為一正常量，μ2(0)＞0和υ2＞0。
步驟5：利用步驟4中估計出的執行器效率因子向量和偏差故障向量來設計反演滑模容錯控制器，首先設z1＝σ-σd為外環跟蹤誤差，z2＝ω-ωd為內環跟蹤誤差。進而根據z1和z2設計內外環滑模面。考慮到這裡的有限時間特性，這裡所設計的滑模面中融合了終端滑模控制的思想。相應的滑模面具有如下的形式：
所述控制器參數包括執行器效率因子向量估計值、執行器偏差故障向量估計值、期望的角速度參數、內外環滑模面的誤差量以及外部擾動上界參數。
對於外環，設計虛擬控制器具體如下：
對於內環，設計容錯控制器具體如下：
u＝u1+u2
其中，σ為太空飛行器姿態角向量，σd為期望的姿態角向量，z2為內環狀態誤差向量，為內環期望輸入信號，為內環滑模面，和分別為執行器效率因子估計矩陣和執行器偏差故障的估計向量，I3×1＝[1,1,1]T，此外，還有a2，ε2均為正數，pi＞qi＞0,i＝1,2，
有益效果：
1、本發明著眼於剛體太空飛行器執行器同時發生多故障的情形，克服了研究故障類型單一的保守情況。此外，在本發明中還考慮了外界擾動對於系統的影響，因而最後所設計的容錯控制方案較之前的一些成果在故障檢測和容錯控制方面更具有實際工程意義。
2、關於故障檢測部分，不同於已有的很多方案中所採用的保守性的閾值選擇方法，本發明採用了自適應閾值方法，通過變化的閾值來對故障是否發生進行實時在線檢測，從而減少了故障誤報或漏報的可能性。
3、在故障估計部分，本方案中所採用的方法可以保證故障估計誤差是漸進收斂的，這一點較很多文獻中所說的估計誤差滿足最終一致有界條件要更為嚴格，從側面說明了本方案對於故障的估計是可靠的、有效的。
4、基於已知的故障信息，本方案中的容錯控制策略結合反演控制理念設計了相應的容錯控制器。這裡值得注意的是，由於在容錯控制器中還運用了積分終端滑模技術，這就使得系統在該容錯控制器的作用下，可以在有限時間內達到容錯控制目的。
5、本發明的故障診斷模塊、故障估計模塊的設計是相對獨立的，這也保證了各自的工作狀態是相對獨立的，使得設計過程相對來說變得更加容易，從而保證了在工程上的實際應用的可能。
附圖說明
圖1是本發明的故障檢測、故障估計以及容錯控制方法的結構框圖。
圖2(a)是無故障情況下剛體太空飛行器姿態角響應曲線，圖2(b)是剛體太空飛行器發生偏差故障和效率損傷故障情況下的姿態角響應曲線圖。
圖3是故障檢測觀測器的閾值檢測曲線圖。
圖4(a)是執行器偏差故障的實際值和估計曲線圖，圖4(b)是執行器效率損傷故障下的有效因子的實際值和估計值曲線。
圖5是同時發生偏差故障和效率損傷故障時，使用本發明中容錯控制策略時的姿態角響應曲線圖。
具體實施方式
下面結合說明書附圖對本發明創造作進一步的詳細說明。
現結合圖1來具體闡述本發明的具體內容，並在最後通過Matlab仿真來驗證本發明的實際容錯控制效果。如圖1所示，當剛體太空飛行器執行機構同時發生效率損傷故障和偏差故障時，為使剛體太空飛行器能夠跟蹤上期望的姿態，通過故障檢測觀測器和故障估計觀測器來對故障的信息進行精確的估計。進而在已知故障信息的基礎上設計反演終端滑模容錯控制器，從而提高了剛體太空飛行器姿態系統對於故障的容忍能力。
本發明測器技術的剛體太空飛行器故障檢測與容錯控制方法，包括以下步驟：
步驟1：建立剛體太空飛行器姿態控制系統的運動學模型和動力學模型，具體如下:
1)剛體太空飛行器控制系統運動學模型：
這裡有其中，θ,ψ分別代表滾動角，俯仰角以及偏航角；而ω＝[ω1,ω2,ω3]T則為剛體太空飛行器基於本體坐標下的角速度向量；ω0表示已知的常量軌道速度。
考慮到剛體太空飛行器的工作環境，通常情況下σ在一個比較小的範圍內變化，所以，最後剛體太空飛行器姿態小範圍變化下的運動學模型可以簡化表述為：
其中，
2)剛體太空飛行器控制系統動力學模型為：
其中，反對稱矩陣ω×定義如下：
其中，J為慣量矩陣，u＝[u1,u2,u3]T表示由三個正交的反作用飛輪提供的控制力矩，d＝[d1,d2,d3]T為範數有界的未知外界擾動，其滿足‖d‖≤γ，這裡γ是一個已知的正常量。
步驟2：建立執行器失效故障和執行器恆偏差故障同時存在的太空飛行器動力學模型，具體如下：
其中，b為執行器效率因子矩陣，b＝diag{b1,b2,b3}，如果bi＝1，則表示第i個飛輪工作正常，當0＜bi＜1時，表示執行器出現效率損傷故障，本發明中有0＜bi≤1。偏差故障向量α＝[α1,α2,α3]T其具體的值為未知量，通過故障估計觀測器獲取。
步驟3：建立基於自適應閾值技術的故障檢測觀測器，具體如下：
如果存在一個正定對稱矩陣P＝PT＞0以及一個實矩陣Q，使得如下不等式成立：
Q＝P(Γ-ξJ-1)+(Γ-ξJ-1)TP-2PJ-1(J-T)P＞0
則設計具有如下形式的故障檢測觀測器：
其中，為故障檢測觀測器的狀態向量，為觀測器的狀態觀測誤差，當歐拉角以及對應的角速度在一個較小的範圍內變化時，其滿足Lipschitz條件，即為觀測器的增益矩陣。這裡定義故障檢測閾值如下：
當觀測誤差的二範數超過時，即檢測到剛體太空飛行器的執行器存在故障。
接下來，利用Lyapunov穩定性理論，設計Lyapunov函數證明故障檢測觀測器的穩定性：
其中P為正定對稱矩陣，為觀測器的狀態觀測誤差。結果證明利用步驟三所設計的故障檢測觀測器是穩定的，並且能夠證明得到當觀測誤差的二範數超過時，即檢測到剛體太空飛行器的執行器存在故障。值得強調的是，不同於一些已經存在的工作，這裡的故障檢測閾值是變化的。這樣就有效的提高了故障檢測的準確率，降低了誤報和漏報的可能性。
步驟4：建立自適應故障估計觀測器，具體如下：
考慮到很多已有工作中，在設計自適應故障估計觀測器時，其最終結果只能得到最終一致有界的效果，這一點對於實際的應用來說是不夠的。下面設計的自適應故障估計觀測器能夠保證所得的結果是漸進穩定的，從而克服了上面所說的問題。
注意到原動力學方程中的效率因子矩陣為一對角矩陣，這對於估計執行器效率因子增加了難度。因而這裡考慮對其形式進行一定的修改，設B＝[b1,b2,b3]T和U＝diag{u1,u2,u3}，故可重寫其表述形式如下：
針對如上的動力學方程，設計如下的自適應故障觀測器：
其中，為故障估計觀測器的狀態向量，為估計的執行器效率因子向量，為估計的執行器偏差故障向量，Σ為自適應故障觀測器的增益矩陣，其為一正定對稱矩陣，且滿足λmin(Σ)＞ξ||J-1||。
當中關於和的自適應律具有如下形式：
1)效率損傷故障向量的自適應估計律為：
這裡l1為自適應增益值，其值為一正常量。此外，還有μ1(0)＞0和υ1＞0。
2)偏差故障向量的自適應估計律為：
這裡l2同樣為自適應增益值，其值為一正常量，μ2(0)＞0和υ2＞0。
接下來，利用Lyapunov穩定性理論，設計Lyapunov函數證明所設計的自適應故障估計觀測器是
其中，為觀測器的狀態觀測誤差，為效率因子向量和估計的效率因子向量之間的誤差，為偏差故障向量和估計的偏差故障向量之間的誤差。結果證明所設計的自適應故障估計觀測器是穩定的，並且其對於故障估計的誤差可以滿足漸進穩定要求。
步驟5：利用步驟4中估計出的執行器效率因子向量和偏差故障向量來設計反演滑模容錯控制器，首先設z1＝σ-σd為外環跟蹤誤差，z2＝ω-ωd為內環跟蹤誤差。進而根據z1和z2設計內外環滑模面。考慮到這裡的有限時間特性，這裡所設計的滑模面中融合了終端滑模控制的思想。相應的滑模面具有如下的形式：
所述控制器參數包括執行器效率因子向量估計值、執行器偏差故障向量估計值、期望的角速度參數、內外環滑模面的誤差量以及外部擾動上界參數。對於外環，設計虛擬控制器具體如下：
對於內環，設計容錯控制器具體如下：
u＝u1+u2
其中，σ為太空飛行器姿態角向量，σd為期望的姿態角向量，z2為內環狀態誤差向量，為內環期望輸入信號，為內環滑模面，和分別為執行器效率因子估計矩陣和執行器偏差故障的估計向量，I3×1＝[1,1,1]T，此外，還有a2，ε2均為正數，pi＞qi＞0,i＝1,2，
進而，利用Lyapunov穩定性理論，設計Lyapunov函數證明系統全局的有限時間穩定性：
結果證明：依據步驟4中所得到的效率因子向量和偏差故障向量，這裡所設計的容錯控制器可以保證故障下的剛體太空飛行器可以在有限時間內達到期望的姿態。
本發明利用Matlab2015a軟體，對所發明的容錯控制方案進行了仿真驗證，具體包括：
(1)剛體太空飛行器姿態控制系統參數選取：
剛體太空飛行器系統總慣性矩陣外部擾動矩陣為k1＝1.2，p1＝p2＝5，k1＝1.2，k2＝3.8，ε1＝ε2＝0.1，a1＝1,a2＝2，Γ＝diag{3,3,3}，Σ＝diag{4,4,4},q1＝q2＝3。
(2)初始參數選取：
軌道速度ωo＝0.15deg/s，跟蹤信號：σd＝[1,2,3]T deg，姿態角初始條件：σ0＝[0.3,0.2,-0.3]T deg，姿態角速率初始條件：ω0＝[0.05,0.06,-0.04]T deg/s，
(3)執行器故障參數選取如下：
執行器效率因子為執行器偏差故障向量
結果說明：
在圖2(a)中，這裡給出了在無故障情況下的剛體太空飛行器姿態角響應曲線。在圖2(b)中，這裡給出了在第2秒時，剛體太空飛行器執行器同時發生效率損傷故障和偏差故障的姿態角響應曲線。可以明顯的看出，當剛體太空飛行器執行器同時發生效率損傷和偏差故障時，其響應曲線的動態性能是很不理想的，甚至自身的穩定性都難以維持，在這樣的情況下，要求其跟蹤上目標信號顯得不切實際；
在圖3中，由於引入了故障檢測觀測器，使得系統可以及時對所發生的故障進行處理，圖中在第2秒時，系統殘差信號超越了自適應閾值，故障檢測觀測器在發出故障警報的同時，激發故障估計觀測器對故障具體值進行自適應估計。
根據設計的自適應律，故障估計觀測器在圖4(a)和圖4(b)中分別給出了剛體太空飛行器效率因子向量的估計值和偏差故障的估計值，這裡要指出的是由於原效率因子矩陣為對角陣，所以可以很容易的由向呂因子向量求解出效率因子矩陣。
圖5為在同時發生執行器效率損傷故障和偏差故障的情況下的姿態角相應出現，這裡注意到剛體太空飛行器利用本發明中的容錯控制策略可以在8s的時間內進行故障補償並保證系統的穩定性。
由此可知：針對剛體太空飛行器同時發生執行器效率損傷故障和偏差故障的情況，本發明所提出的一種基於觀測器技術的故障檢錯與容錯控制方案能夠較好的在線實時精確的對故障進行檢測和估計，從而提高了剛體太空飛行器姿態系統對於故障的容忍能力。
本發明未詳細說明部分都屬於本領域技術人員所公知知識，以上所述為本發明的一個具體實施案例，這裡並不限制本發明的應用場合，凡在本發明的精神和原則內，所做的任何修改、等同替換或改進等，均應包含在本發明的保護範圍內。