基于参考模型的姿控发动机在轨故障诊断处理系统与方法与流程

本发明涉及在轨飞行器控制系统，尤其属于提高姿态控制系统可靠性和自主修复性的控制策略，通过对飞行过程中多种工作模式下干扰分析，多种姿态信息的联合参与诊断，来保证诊断方案的有效性及可靠性。
背景技术：
：在轨飞行器的姿态控制一般通过安装在其尾部的姿控发动机的开关动作来实现，其可靠性是飞行器姿控系统正常运行的保障，在发生故障时，若不采取预防措施和故障的应对策略，往往会影响整个飞行器的正常运行，甚至导致飞行器飞行任务的彻底失败。目前设计上多采用硬件冗余的方式提高其可靠性，考虑到系统的复杂性和成本因素，难以保持整个姿控发动机全部备份冗余，使得在某通道姿控发动机故障时，所采用的备份姿控发动机具有多通道兼用的特点，因此需要根据姿控系统的需求进行控制分配。对于在轨飞行器，由于其运转轨道及覆盖平面的影响，人工地面干扰能力有限，对系统提出具备自主快的诊断能力，推力器一旦发生故障，需要尽可能快而且有效的故障诊断及主动容错控制技术实现故障检测与隔离、控制律重构与重分配，减小故障对系统的影响。因此姿控发动机故障诊断必须达到实时性、自主性，故障对系统影响尽量能小，对故障隔离、控制重构后，能够系统能够快速调整、稳定。另外姿控发动机故障一般是不可逆的，对姿控发动机故障定位和隔离后难以再重新启用，因此姿控发动机可分配策略有限，因此需要尽可能减小系统误判。如何在减小误判和快速诊断两个矛盾体取得平衡点也是故障诊断的难点。此外在轨飞行器的质量特性具有时变性，存在释放卫星过程干扰等，也会对推力器的输出的在线估计带来不确定性，需要设计相应的策略解决此问题。技术实现要素：本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于参考模型的姿控发动机在轨故障诊断处理系统与方法，充分考虑在轨飞行器的多种工作模式下，建模的不确定性和干扰的影响，可靠有效的对姿控发动机故障进行诊断、隔离，并提出姿控发动机重构策略，增强姿控系统的可靠性。本发明的构思：在轨飞行器上所受环境力矩主要包括重力梯度力矩、太阳光压力矩、气动力矩和剩磁力矩等，近地轨道太阳光压摄动小于10-8Nm，日月摄动约10-7Nm，潮汐摄动约10-8Nm，地磁摄动更小。在500km以下轨道大气干扰力矩和重力梯度力矩为主要干扰距，大于500km主要为重力梯度力矩。200km环境干扰力矩接近10-2Nm，500km轨道干扰力矩约10-3Nm，轨道飞行器采用姿控发动机进行控制，控制力矩达102Nm,所以环境干扰力矩基本不用考虑，可以认为飞行器姿态的机动只受姿控发动机开关的影响，则可以建立姿态信息与姿控开关的数学模型，在线估计控制指令下理论姿态角变化律与导航敏感到姿态信息对比，从而达到对姿控发动机工作状态检测的目的。当检测到某姿控发动机通道故障时，应及时将此发动机切除控制序列，在线对可用发动机进行重新分配，保证系统稳定。为解决上述技术问题，本发明的一种基于参考模型的姿控发动机在轨故障诊断与容错方法具体包括如下内容：一种基于参考模型的姿控发动机在轨故障诊断处理系统，包括：基于模型的姿控发动机输出估计模块、姿控发动机故障诊断模块、容错控制模块；基于模型的姿控发动机输出估计模块，接收姿控发动机开关分配环节输出姿控发动机开关指令及敏感器测量姿态角速度、姿态角加速度信息，采用观测器的方法，在线估计姿控发动机开关指令下姿控发动机理论输出角速度，为姿控发动机故障诊断模块提供输入；姿控发动机故障诊断模块，接收基于模型的姿控发动机输出估计模块输出的姿态角速度估计信息以及敏感器测量姿态角速度、姿态角加速度信息和控制器输出控制指令信息，可靠的诊断出姿控发动机工作状态，并将诊断结果传递给容错控制模块；容错控制模块，接收姿控发动机故障诊断模块诊断结果，在某通道姿控发动机故障状态下，对姿控发动机开关策略进行重构，并将姿控发动机开关策略进行输出给姿控发动机开关分配环节。所述基于模型的姿控发动机输出估计模块实现过程如下：建立飞行器动力学参考模型，模型解算相关参数采用离线分析、参数装订的方式，含姿控发动机控制力矩系数、飞行器质量特性参数。飞行器根据燃料消耗在线计算当前质量，再由质量插值转动惯量、质心参数，输出估计模块接收姿控发动机开关分配环节输出姿控发动机开关指令及敏感器测量姿态角速度、姿态角加速度信息，采用参考模型及敏感器测量反馈修正方式，即观测器方法，在线估计姿控发动机开关指令下姿控发动机输出角速度，并将此参数传递给姿控发动机故障诊断模块。所述的姿控发动机故障诊断模块实现过程如下：故障诊断模块接收基于模型的姿控发动机输出估计模块输出的姿态角速度估计信息以及敏感器测量姿态角速度、姿态角加速度信息和控制器输出控制指令信息，可靠的诊断出姿控发动机工作状态，诊断流程为，若敏感器测量姿态角加速度超过一定值，则认为飞行器存在较大外部干扰，将敏感器测量姿态角速度信息对姿控发动机输出估计模块观测姿态角速度进行赋值处理，不再进行后续诊断环节；若敏感器测量姿态角加速度小于门限，则判别控制器输出姿态角偏差是否超过门限，若未超过门限，则认为姿控发动机无故障，不再进行后续诊断环节，若超过门限，则认为当前通道姿控发动机可能存在故障，再判断姿态角偏差是否过大或者输出估计模块观测角速度与敏感器测量角速度偏差是否超过门限，若两者满足之一，则认为当前通道姿控发动机故障，若两者均未满足，则结合控制指令及敏感器测量角加速度信息诊断，根据诊断结果并置相应故障标志字，故障诊断结束后，将诊断结果输出给容错控制模块。所述的容错控制模块实现过程如下：根据飞行器姿控发动机配置，制定姿控发动机组合工作相应模式，并对各模式下姿控发动机开关分配策略编制表格进行软件固化。容错控制模块接收姿控发动机故障诊断模块诊断结果，若某通过姿控发动机存在故障，对姿控发动机工作模式进行切换，对故障姿控发动机进行隔离，根据切换后模式，对各模式下姿控发动机分配策略进行查表分配，若离线设定模式切换完毕姿控发动机故障状态仍然存在，采用伪逆方式，根据控制器输出控制指令在线动态控制分配姿控发动机，并将分配结果输出给姿控发动机分配环节。一种基于参考模型的姿控发动机在轨故障诊断处理方法，包括：基于模型的姿控发动机输出估计、姿控发动机故障诊断、容错控制步骤，实现过程如下：基于模型的姿控发动机输出估计步骤，建立飞行器动力学模型，装订模型解算相关参数，并根据燃料消耗计算飞行器质量，并根据质量在线插值转动惯量、质心位置，接收姿控发动机开关分配环节输出指令，采用观测器的方法，在线估计姿控发动机开关指令下飞行器理论角速度，为姿控发动机故障诊断步骤提供输入；姿控发动机故障诊断步骤，接收基于模型的姿控发动机输出估计模块输出的姿态角速度估计信息以及敏感器测量姿态角速度、姿态角加速度信息和控制器输出控制指令信息，可靠的诊断出姿控发动机工作状态，诊断流程为，若敏感器测量姿态角加速度超过一定值，则认为飞行器存在较大外部干扰，将敏感器测量姿态角速度信息对姿控发动机输出估计模块观测姿态角速度进行赋值处理，不再进行后续诊断环节；若敏感器测量姿态角加速度小于门限，则判别控制器输出姿态角偏差是否超过门限，若未超过门限，则认为姿控发动机无故障，不再进行后续诊断环节，若超过门限，则认为当前通道姿控发动机可能存在故障，再判断姿态角偏差是否过大或者输出估计模块观测角速度与敏感器测量角速度偏差超过门限，若两者满足之一，则认为当前通道姿控发动机故障，若两者均未满足，则结合控制指令及敏感器测量角加速度信息诊断，根据诊断结果并置相应故障标志字，故障诊断结束后，将诊断结果输出给容错控制步骤；容错控制步骤，离线制定姿控发动机开关模式及指令分配表，接收姿控发动机故障诊断模块诊断结果，若某通过姿控发动机存在故障，对姿控发动机工作模式进行切换，对故障姿控发动机进行隔离，根据切换后模式，对各模式下姿控发动机分配策略进行查表分配，若离线设定模式切换完毕姿控发动机故障状态仍然存在，采用伪逆方式，根据控制器输出控制指令在线动态控制分配姿控发动机，并将分配结果输出给姿控发动机分配环节。本发明与现有技术相比，其优点和有益效果是：(1)本发明提出基于模型的在线估计方法，充分考虑了建模不确定性和未建模特性影响，采用基于参考模型观测器方法和大干扰修正策略，使得基于模型的在线估计判别策略可靠、准确。(2)本发明采用姿控发动机指令分配查表和在线动态分配的策略，在姿控发动机发射故障状态下，使得系统适应两度以上故障，并保证系统稳定性和控制精度。附图说明图1为本发明系统的组成框图；图2为姿控发动机配置图；图3为姿控发动机故障诊断流程；图4为基于查表法的分配策略。具体实施方式以下将结合附图和实施例对本发明作进一步详细描述：如图1所示，本发明系统包括基于模型的姿控发动机输出估计模块、姿控发动机故障诊断模块、容错控制模块。各模块具体实现步骤如下：步骤一、基于模型的姿控发动机输出估计建立飞行器姿控动力学参考模型，模型解算相关参数采用离线分析装订，如图1所示，本模块接收姿控发动机开关分配后开关指令，对姿控发动机开关指令产生理论姿态角速度进行估计，然后将估计结果输出给姿控发动机故障诊断模块，从而对姿控发动机进行故障检测。基于模型的姿控发动机输出估计特征含有导航角速度、角加速速度计算，基于参考模型的角速度估计计算。1)导航角速度、角加速度计算飞行器采用捷联惯组导航方案无法获取当前飞行器姿态角速度和姿态角加速度信息，姿态角加速计算涉及两次微分，信号干扰对计算影响较大。根据飞行器实际飞行的姿态机动范围，对角速度信息进行滤波处理，减少干扰对解算的影响。角速度计算公式为ωNav＝Δθ/ΔTNAV式中Δθ(n)为当前拍动态误差补偿后的角增量；ΔTNAV为捷联解算周期；角速度滤波公式如下：F1α(nTfilter)＝αcx式中：为滤波方程系数，αcx为三通道角速度，角加速采用拉格朗日多项式微分，公式如下式中：为测量角加速度；ω(n)为当前拍导航角速度；ω(n-1)为上一拍导航角速度；ω(n-3)前三拍导航角速度。2)基于参考模型的角速度、角加速度估计计算首先根据燃料消耗在线计算飞行器当前质量，根据装订飞行器质量特性表，插值获取当前飞行器转动惯量及质心参数。公式如下：式中：矩阵为质量、质心、转动惯量矩阵，α为每个质量对应转动惯量及质心；flag5kN为主发动机工作标志；ΔTzk为姿控计算周期；flagwxi为卫星分离标志；mpe为姿控发动机秒耗量；mp0为主发动机秒耗量；为当前质量估计值；为当前时刻估计的质心；为当前时刻估计的转动惯量。根据姿控发动机开关分配开关指令，在线计算飞行器理论角加速度、角速度值，计算公式如下：式中：MF(3×12)为姿控发动机理论产生力矩矩阵；K12×1为12路姿控发动机开关指令；[I]为采用插值方式获取的当前转动惯量；ωNav＝［ωxωyωz]T为导航角速度；L为修正参数；ΔTzk为姿控计算周期；ωest、为估计角速度、估计角加速度。采用观测器方式获取飞行器理论角速度，设计中含有补偿环节，避免建模不确定性使得估计误差累计，有效提高估计的可靠性。同时考虑卫星分离等干扰未建模因素引起干扰角速度，在估计过程若发现导航角加速存在超过某幅值范围，则认为系统存在较大干扰，强制将导航角速度赋值给姿态估计角速度，有效降低系统误判概率。步骤二、姿控发动机故障诊断如图1所示，故障诊断输入为基于模型的姿控发动机输出估计模块输出的姿态角速度估计信息以及敏感器测量姿态角速度、姿态角加速度信息和控制器输出控制指令信息。如图3所示，姿控发动机故障诊断对大推力主发动机是否工作采用两种判别策略，由于主发动机工作段采用推力矢量+姿控发动机控制方案，俯仰、偏航由主发动机摇摆提供控制力矩，滚动通道由姿控发动机提供控制力矩，由于俯仰、偏航通道控制对滚动通道干扰较大，使得滚动通道姿控发动机输出估计存在难度，在主发动机工作段将不采用输出估计诊断，具体实施如下1)主发动机工作段通过判别滚动姿态角是否超差，若姿态角超差则姿控发动机工作模式切换到模式四，此时滚动通道控制力矩最大，当主发动机工作结束时姿控发动机工作模式再切换到上一个模式，进行故障诊断处理。2)主发动机不工作段如图3所示，故障诊断流程为，若敏感器测量姿态角加速度超过一定值，则认为飞行器存在较大外部干扰，将敏感器测量姿态角速度信息对姿控发动机输出估计模块观测姿态角速度进行赋值处理，不再进行后续诊断环节；若敏感器测量姿态角加速度小于门限，则判别控制器输出姿态角偏差是否超过门限，若未超过门限，则认为姿控发动机无故障，不再进行后续诊断环节，若超过门限，则认为当前通道姿控发动机可能存在故障，再判断姿态角偏差是否过大或者输出估计模块观测角速度与敏感器测量角速度偏差超过门限，若两者满足之一，则认为当前通道姿控发动机故障，若两者均未满足，再判断姿控发动机控制指令是否存在存在，若存在且导航角加速度小于一定值，则认为姿控发动机存在异常，故障数加1，否则故障数清0。当姿控发动机故障数大于门限值时，则认为当前通道障。当故障诊断流程结束后，将诊断结果传递给容错控制模块。步骤三、容错控制如图2所示，飞行器姿控发动机共12个，分别为K1…K12，根据姿控发动机可产生的控制力矩方向，采用力偶和最小分配的方式制定五种模式。其中模式一至模式四为固定分配模式，模式五为在线动态分配模式，具体实现如下1)模式一2)模式二3)模式三(若偏航通道正常且正推：K10,K12＝1)(若俯仰通道正常且正推：K9,K11＝1)4)模式四5)策略五姿控发动机理论控制力矩矩阵D为表1表1控制力矩矩阵DTx1-11-11-11-10000Ty-111-100000-101Tz0000-111-11-0-10在线控制分配方法如下所示Fm＝[P1P2P3P4P5P6P7P8P9P10P11P12]TDz＝DFmK＝DzT(DzDzT)-1I式中：Fm为12台姿控发动机工作状态，正常则为1，故障则为0；为开关控制输出信号；Ki为对应的姿控发动机开关指令，1表示开，0表示关；正推为姿控发动机轨控、正推段工作状态，由正推标志位判别。如图4所示，基于查表法的姿控发动机分配策略为若当前为控制策略一，若俯仰、偏航通道故障则切换至控制策略三，若滚动通道故障则切换至控制策略二；若当前为主发动机工作段则切换模式四；若再次故障则切换为模式五，在线动态分配姿控发动机开关。当前第1页1 2 3