一种基于参考模型的伺服系统在轨故障诊断处理系统及方法与流程

本发明涉及一种基于参考模型的伺服系统在轨故障诊断处理系统及方法,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，通过对飞行过程中各种干扰分析，联合敏感器器测量，来保证诊断方案的有效性及可靠性。

背景技术：

在轨飞行器轨道机动段姿态控制在存在较大质心横移下，一般采用推力矢量控制，通过伺服机构摇摆发动机产生控制力矩，达到控制飞行器姿态的目的。其中电动伺服机构为重要执行部件，若伺服系统故障，若不采取预防措施和故障应该策略，则会导致系统发散，整个飞行器可能会出现高速翻转，导致器上单机出现故障或后续姿态稳定时间过长。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，难以保证伺服系统各部件均冗余，在出现故障时，一方面切换冗余部件，另一方面要根据系统特点进行其他处理。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，伺服系统一旦发生故障，需要尽可能快而且有效的故障诊断及处理实现故障检测与隔离，减小故障对系统的影响。因此伺服系统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。另外伺服故障一般是不可逆的，对伺服系统故障定位和隔离后难以再重新启用，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。

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伺服系统在轨故障诊断处理系统及方法，充分考虑多任务飞行器不同工况下，建模的不确定性和干扰的影响，可靠有效的对伺服系统故障进行诊断、隔离，并提出处理方案，增强姿控系统的可靠性。

本发明技术解决方案：一种基于参考模型的伺服系统在轨故障诊断处理系统，包括：伺服系统参考模型、伺服系统故障诊断模块、伺服系统故障决策模块；

伺服系统参考模型，根据伺服系统负载特性下测试动态特性参数，拟合伺服系统传递函数，根据伺服控制模块发送的伺服控制指令，在线计算理论伺服系统响应结果，为伺服系统故障诊断模块提供输入；

伺服系统故障诊断模块，根据伺服系统理论响应结果与伺服系统位置传感器反馈结果进行对比，并结合敏感器测量信息，可靠的诊断出伺服系统是否存在故障，将诊断结果发送给伺服系统故障决策模块；

伺服系统故障决策模块，根据伺服系统故障诊断模块的诊断结果，若伺服系统存在故障，对伺服控制模块进行切换，切换后若故障未能解除，则关闭主发动机及伺服系统，进入备份轨控模式。

所述伺服系统故障诊断模块实现过程如下：

伺服控制器通过1553总线将伺服指令反馈信息传递给控制计算机，控制计算机伺服诊断模块比对伺服参考模型输出理论伺服反馈与实际伺服指令反馈，比对结果若存在较大偏差，则引入控制计算机控制模块计算的姿态角偏差数据辅助判断，若姿态角也存在较大偏差，则认为伺服系统故障，将伺服系统诊断模块诊断结果传递给伺服系统故障决策模块。

所述伺服系统故障决策模块实现过程如下：

伺服系统故障决策模块引入伺服系统故障诊断信息和伺服控制器当前权信息，若伺服系统无故障，则不作处理，若伺服系统判出故障，则根据伺服控制器当前权信息进行不同处理，并将处理信息更改控制计算机相应流程及参数。

一种基于参考模型的伺服系统在轨故障诊断处理方法，其包括：伺服系统参考模型、伺服系统故障诊断和伺服系统故障决策过程；

伺服系统参考模型，由负载条件下伺服系统动态测试结果拟合伺服传递函数，并离散化，根据伺服控制模块发送的伺服控制指令，经差分方程计算，在线计算理论伺服系统响应结果，为伺服系统故障诊断提供输入；

伺服系统故障诊断，根据伺服系统理论响应结果与伺服系统反馈结果进行对比，若存在较大偏差，则认为伺服系统可能存在故障，结合敏感器测量信息，可靠的诊断出伺服系统是否存在故障，将诊断结果发送给伺服系统故障决策；

伺服系统故障决策，若伺服系统存在故障，发动伺服控制模块切换指令，切换控制模块后，停判一段时间，再次故障诊断，若故障未能解除，则关闭主发动机及伺服系统，进入备份轨控模式。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明提出基于参考模型的在线伺服故障方案，充分考虑伺服系统主要故障模式，在真实负载下对伺服系统进行扫频，获取其动态特性进行传递函数拟合，尽可能准确描述伺服系统真实特性，确保故障诊断的可靠性。

(2)本发明在故障诊断过程中，考虑到系统起控、伺服故障切换过程对故障诊断结果的影响，采取停判、姿态信息辅助判别等方法，确保系统诊断可靠。

附图说明

图1为本发明的组成框图；

图2为本发明中的伺服系统故障诊断方案；

图3为本发明中的传递函数拟合界面；

图4为本发明中的伺服系统动态特性测试平台示意图；

图5为本发明中的伺服系统故障诊断流程。

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，本发明包括：伺服系统参考模型、伺服系统故障诊断模块、伺服系统故障决策模块：

步骤一、伺服系统参考模型获取

基于参考模型的伺服故障诊断，为保证诊断的可靠性，伺服模型的准确性极为重要。考虑箭载计算机计算能力，伺服系统模型采用传递函数方式进行模拟。伺服系统传递函数由伺服动态特性拟合获取，伺服动态特性测试，如图4所示，采用伺服系统在实际负载状态下使用正弦逐点扫描法(简称扫频法)测试，然后通过最小二乘拟合方法计算得出。

通过测试设备发送伺服摇摆指令信号为序列x(n)＝A_x sin(ωnT_s)，n＝0,1,2,…,L-1，式中A_x为幅值、ω为角频率、n为周期数n，T_s为采样频率。

指令信号发送给综合控制器，综合控制器对伺服机构进行控制，通过安装在负载发动机上角位移传感器器测量伺服机构执行结果，对测试数据进行最小二乘拟合。最小二乘拟合法假设系统输出为

y(n)＝A_y sin(ωnT_s+θ)

＝A_y sin(ωnT_s)cosθ+A_y cos(ωnT_s)sinθ

式中：A_y为输出信号幅值，ω为输出信号频率，θ为输出信号相位值。

则系统在频率ω的频率特性可以表示为

式中为伺服系统动态特性幅值，θ为伺服系统动态特性相位

对动态测试数据进行拟合，获取伺服动态特性曲线如图3所示，对伺服系统进行数学建模，获取整个系统传递函数基本形式，采用传递函数拟合的方式，获取伺服系统传递函数，如下公式所示

步骤二、伺服系统故障诊断

如图2所示，伺服系统故障诊断输入为伺服模型输出和伺服系统反馈数据，伺服系统模型为步骤一中获取，在控制计算机中需要将其离散化，公式如下所示

F₁^α(n)＝δ_αα＝I,II

式中：δ_α为伺服指令，为伺服模型网络参数，为伺服模型输出。

伺服故障诊断流程如图5所示，考虑伺服模型与真实伺服起控特性存在差异，每次伺服工作开始停判1s,在停判期间监控飞行器姿态信息，若姿态角严重超差，则认为伺服系统故障，关闭发动机进行检查处理。待停判结束后，将模型输入伺服理论跟踪值与伺服系统反馈值进行对比，若二者差异较大，则认为伺服可能存在故障，为了保证诊断的可靠性，待故障累计一定次数，再结合姿态信息，若姿态角超差，则认为伺服系统故障。

伺服故障诊断门限的设计是故障诊断方案的重要环节，主要设计参数有停判周期、停判期间姿态角超差值、伺服故障门限、伺服故障辅助姿态角门限。门限设计的原则是在保证系统故障后系统可恢复，设定最大姿态角不超过一定值，根据系统参数，按照下面公式计算出诊断时间，姿态角门限值。

式中P为主发动机推力值；P_z为姿控发动机推力值；x_r-x_c为力臂长度；Izz为转动惯量；Δt为伺服故障时间；ω_d为故障切换时间角速度值；为摆角限幅值；ω₀为伺服故障前角速度，Δt₂姿控发动机消除角速度干扰时间，Δθ为伺服故障姿态角超调量，Δθ₂为消除角速度姿态角超调量。

步骤三、伺服系统故障处理

如图5所示，伺服系统为飞行器关键单机，若其出现故障，则主发动机无法正常使用，所以其驱动电路环节具有冗余部件，在判断出伺服故障时，首先考虑切换冗余部件。在切换的过程中，姿控系统处于失控状态，伺服不进行故障诊断，但为了保证姿控系统处于可控范围，仅进行姿态角超差判别。特别注意，在伺服切换冗余部件时，姿态角门限设计要有一定余量，避免切换过程仍然判出故障，使得故障处理无效。

为了减少故障的影响，可将姿态角度信息代替姿态角信息。