一种执行机构的故障冗余姿控装置及姿控方法与流程

本申请涉及火箭领域，具体地，涉及一种执行机构的故障冗余姿控装置及控制方法。

背景技术：

目前的运载器和助推器均采用固定喷管的燃气舵或者摆动喷管的伺服机构，作为三通道姿态控制的执行机构。其中，利用摆动喷管进行火箭飞行是推力矢量技术，摆动喷管通过改变推力线与轴的夹角，产生绕质心转动的力矩，从而改变火箭的姿态。目前运载器摆动喷管，按照控制需求分为单向摆动和双向摆动两种方式，如图1、2所示，双向摆动喷管一般采用x字布局或十字布局两种形式，以实现360°方向的摆角转动，该方案下2个伺服机构负责抵消负载力矩，额定工作条件下对单机功率要求较高。且双摆的2个伺服机构必须同时可靠运行，才能保证运载器姿态可控，只要有一个出现故障即可能出现姿态发散的可能。

因此，如何能够在任一伺服机构出现故障后，还能保证运载火箭的正常运行，是本领域人员目前急需解决的问题。

技术实现要素：

本申请的目的在于提供一种执行机构的故障冗余姿控装置及控制方法，在某个作动器出现故障情况下，通过算法重构仍可以完成火箭的正常飞行。

为达到上述目的，本申请提供了一种执行机构的故障冗余姿控方法，具体包括如下步骤：对伺服机构作动器进行实时监测；若伺服机构主作动器出现故障，则将产生故障的伺服机构主作动器进行隔离；将备份伺服机构作动器替换作为伺服机构主作动器，进行控制算法重构；根据算法重构进行控制效能的重新匹配；根据控制算法以及控制效能实现对摆动喷管的控制。

如上的，其中，在故障的实时监测之前，还包括，预先设定伺服机构作动器运行过程中的行程阈值、电流阈值以及温度阈值。

如上的，其中，若监测的实时数据中的行程数据大于行程阈值、电流数据大于电流阈值以及温度数据大于温度阈值，则伺服作动器出现故障。

如上的，其中，伺服机构主作动器(a)、伺服机构主作动器(b)正常时，通道y、z的等效摆角具体表示为：

其中，δy表示通道y的等效摆角；δz表示通道z的等效摆角；δa表示伺服机构主作动器(a)的摆动角度，δb表示伺服机构主作动器(b)的摆动角度、δc表示伺服机构备份作动器(c)的摆动角度。

如上的，其中，若伺服机构主作动器(b)故障后，伺服机构备份作动器(c)替代作动器(b)，与伺服机构主作动器(a)控制姿态的等效摆角，具体表示为：

其中δa表示伺服机构主作动器(a)的摆动角度，δb表示伺服机构主作动器(b)的摆动角度、δc表示伺服机构备份作动器(c)的摆动角度。

如上的，其中，控制效能的重新匹配包括，计算任一伺服机构主作动器故障后，y、z通道等效摆角的最大限制值。

如上的，其中，若伺服机构作动器(b)故障后，则新的最大限值γ为：

其中α为故障伺服机构作动器故障前，整体摆角的最大限制。

一种执行机构的故障冗余姿控装置，具体包括：执行机构装置、以及摆动喷管；其中执行机构装置的一端与摆动喷管铰链，另一端与火箭铰接；执行机构装置用于执行上述任一项的执行机构的故障冗余姿控方法。

如上的，其中，执行机构装置中具体包括多个伺服机构作动器、以及处理器；多个伺服机构作动器采用等角分布的方式进行配置，至少一个伺服机构作动器在y、z两轴方向的分量完成冗余作用，带动摆动喷管进行摆动；处理器，用于伺服机构主作动器故障后，进行控制算法重构以及根据算法重构进行控制效能的重新匹配。

如上的，其中，每个伺服机构作动器中均包括多个行程传感器、多个电流传感器以及多个温度传感器。

本申请具有的有益效果是：通过故障判别及隔离实现飞行控制不用改变原本的闭环通路，即从惯性测量到飞控计算，再到伺服机构作动器执行的原本信息流；通过在监测伺服机构作动器的关键数据，实现故障监测，并能够进行算法重构，实现效能匹配等。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1、2是现有技术中的作动器布局截面示意图；

图3是根据本申请实施例提供的执行机构的故障冗余姿控装置的布置方式截面图；

图4是根据本申请实施例提供的执行机构的故障冗余姿控装置的又一布置方式截面图；

图5是根据本申请实施例提供的执行机构的故障冗余姿控方法流程图。

具体实施方式

下面结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

本申请涉及一种执行机构的故障冗余姿控装置及姿控方法。根据本申请，采用多个执行机构装置实现冗余设计，提高故障模式下的可靠性，在某个作动器出现故障情况下，通过算法重构仍可以完成火箭的正常飞行。

本申请提供了执行机构的故障冗余姿控装置，如图3和图4所示为执行机构的故障冗余姿控装置的截面图。

请参看图3，其中执行机构的故障冗余姿控装置包括：执行机构装置、以及摆动喷管320。其中执行机构装置的一端与摆动喷管320固定连接，另一端与火箭330连接。

其中执行机构装置包括多个伺服机构作动器310，通过至少一个伺服机构作动器310在y、z两轴方向的分量完成冗余作用，带动摆动喷管320进行摆动。

请继续参看图3，作为一个实施例，本实施例中的执行机构装置中的多个伺服机构作动器，采用等角分布的方式进行配置。优选地，其中伺服机构作动器310的数量为3个。

作为另一个实施例，请参看图4，伺服机构作动器310的布置方式采用任意2个伺服机构作动器正交，第3个伺服机构作动器斜置的方式进行布置，具体的第3个伺服机构作动器位于前2个相互正交布置的伺服机构作动器之间，并且第3个伺服机构作动器与前2个相互正交布置的伺服机构作动器之间的夹角相同。

通过该种布置方式，能够保证任意两个伺服机构作动器均可进行平面内摆角的360°控制。

进一步地，在正常情况下，采用任意两个伺服机构作动器310作为控制摆动的伺服机构作动器作动器(简称为“伺服机构主作动器”)，其余一个伺服机构作动器310跟随伺服机构主作动器进行随动(简称为“伺服机构备份作动器”)，若伺服机构主作动器中的任意一个出现故障，则将伺服机构备份作动器与其进行替换作为伺服机构主作动器，保证执行机构装置的正常运行。

再进一步地，其中每个伺服机构作动器310中均包括行程传感器、电流传感器以及温度传感器(图中未示出)。

优选地，其中行程传感器、电流传感器以及温度传感器的数量均为3个。

具体地，行程传感器用于监测伺服机构作动器中伸长或缩短的距离。

电流传感器用于监测伺服机构作动器在运行过程中所需的电流。

温度传感器用于监测伺服机构作动器在运行过程中带来的温度变化。

其中执行机构装置中还包括处理器(图中未示出)，用于伺服机构主作动器故障后，进行控制算法重构以及根据算法重构进行控制效能的重新匹配。

如图5所示，为本申请提供的执行机构的故障冗余姿控方法，具体包括如下步骤：

步骤s510：实时对伺服机构作动器进行实时监测。

其中，按照故障模式对伺服机构主作动器和伺服机构备份作动器进行在线实时故障监测。具体采用行程传感器、电流传感器、温度传感器，对作动器的丝杠、电机、传动部件进行监测和诊断。

步骤s520：根据监测结果判断是否产生故障，并将产生故障的伺服机构作动器进行隔离。

具体地，其中在故障的实时监测之前，还包括，预先设定伺服机构作动器运行过程中的行程阈值、电流阈值以及温度阈值。

值得注意的是，行程阈值、电流阈值以及温度阈值的实际数值需要根据实际情况进行确定，在此不进行限定。

优选地，故障监测采用多点测量，以行程传感器为例，若在任意伺服机构作动器中，其中包括的至少2个行程传感器监测的实时数据大于行程阈值，则伺服机构作动器出现的行程不满足要求，认为该伺服机构作动器故障。

其中出现上述故障的原因可能是伺服机构作动器中的传动部件卡死、推杆断裂等原因。

以温度传感器为例，若在任意伺服机构作动器中，其中包括的至少2个温度传感器监测的实时数据大于温度阈值，则认为该伺服机构作动器故障。

以电流传感器为例，若在任意伺服机构作动器中，其中包括的至少2个电流传感器监测的实时数据大于温度阈值，则认为该伺服机构作动器故障。

具体地，若伺服机构主作动器故障，则进行隔离，并将其他伺服机构作动器作为伺服机构主作动器运行。

步骤s530：将备份伺服机构作动器替换作为伺服机构主作动器，进行控制算法重构。

其中控制算法重构具体为在两种方向上的等效摆角重构。

具体地，请参看图3，伺服机构主作动器a、b正常时通道y、z的等效摆角具体表示为：

其中，δy表示通道y的等效摆角；δz表示通道z的等效摆角；δa表示伺服机构主作动器a的等效摆动角度，δb表示伺服机构主作动器b的等效摆动角度、δc表示伺服机构备份作动器c的等效摆动角度。

若其中的伺服机构主作动器b故障后，伺服机构主作动器a和伺服机构备份作动器c控制姿态的等效摆角具体表示为：

其中δa表示伺服机构主作动器a的等效摆动角度，δb表示伺服机构主作动器b的等效摆动角度、δc表示伺服机构备份作动器c的等效摆动角度。

作为另一个实施例，请参见图4，伺服机构主作动器a、b正常时通道y、z的等效摆角具体表示为：

y、z通道的等效摆角由a、b产生，δa表示伺服机构主作动器a的等效摆动角度，δb表示伺服机构主作动器b的等效摆动角度、δc表示伺服机构备份作动器c的等效摆动角度。

当伺服机构主作动器b故障后，伺服机构主作动器a和伺服机构备份作动器c控制姿态的等效摆角具体表示为：

步骤s540：根据算法重构进行控制效能的重新匹配。

具体地，其中在进行了故障隔离和控制算法重构之后，姿控效率不能像正常工作时的效率一样高，因为伺服机构作动器c带来的单通道分量为原来的指定倍数，则在不提高功率的情况下，将整体摆角的原最大限制限乘以该倍数作为新的最大限值，使得出现故障后伺服机构作动器a、c能够达到的控制效果不会超出当前的控制能力极限。其中最大限值γ具体表示为：

其中为替换故障伺服机构作动器的伺服机构备份作动器所带来的通道分量，α为故障伺服机构作动器故障前，整体摆角的最大限制。

示例性地，如图3所示，其中伺服机构主作动器b故障后的最大限值γ为：

如图4所示，其中伺服机构主作动器b故障后的最大限值γ为：

步骤s550：根据控制算法以及控制效能实现对摆动喷管的控制。

其中在伺服机构主作动器b故障后，在伺服机构主作动器a和伺服机构备份作动器c的联合作用下，可以实现喷管的正常摆动，不影响飞行任务。

本申请具有的有益效果是：通过故障判别及隔离实现飞行控制不用改变原本的闭环通路，即从惯性测量到飞控计算，再到伺服机构作动器执行的原本信息流；通过在监测伺服机构作动器的关键数据，实现故障监测，并能够进行算法重构，实现效能匹配等。

虽然当前申请参考的示例被描述，其只是为了解释的目的而不是对本申请的限制，对实施方式的改变，增加和/或删除可以被做出而不脱离本申请的范围。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。