一种基于模型的航天器控制系统健壮性验证方法与流程

本发明属于航天器控制系统故障验证领域，涉及一种基于模型的航天器控制系统健壮性验证方法。本发明通过采用模型化的健壮性验证方式和矩阵式的模型管理和参数配置方式，形成面向多个航天器多种故障的健壮性验证能力，显著提升航天器控制系统故障模拟能力和健壮性验证水平，保障航天器在轨的稳定运行。

背景技术：

航天器控制系统健壮性验证主要考察控制系统在发生系统故障及单机故障时的星上自主故障隔离和处置能力。系统级健壮性验证主要针对三轴姿态角和三轴姿态角速度超差等系统级故障类型，从系统层提升对整星的业务连续性和系统安全性的保障能力。从单机层面，目前控制系统涉及的单机较多，包括敏感器与执行机构两大类。其中敏感器类单机包括陀螺、星敏感器、数字太阳敏感器、模拟太阳敏感器、磁强计等；执行机构类单机包括动量轮、cmg(控制力矩陀螺)、磁力矩器、sada(太阳电池阵驱动装置)等。各类结构单机功能不同涉及的故障多种多样，故障表征主要为零值故障、饱和故障、非线性故障等。因而，从故障表征的角度，可将航天器控制系统的故障类型分为常值类故障、线性故障以及非线性故障。其中常值故障涉及零值故障、饱和故障等。

目前的航天器控制系统健壮性验证的工程实践中，针对常值和跳变两类较为高发的单机级和系统级故障类型，通过采用在系统接口或模型内部、外部接口选择特定时间点手动置数的方式进行故障设置。虽然简单直接，但造成了现阶段健壮性验证方法存在故障类型覆盖不充分、故障设置不统一、健壮性验证不规范、故障知识不固化、健壮性验证方法不通用等问题，无法满足多航天器多种故障的健壮性验证需求。特别是在应对较为复杂的非线性缓变故障，现有健壮性验证方法存在明显不足，需要寻找新的解决方法。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题是：以现有的基于航天器控制系统地面测试和在轨飞行出现的各类故障为基础，参考工程实践中的故障类型、故障设置与注入方式方法，提出具有通用性、规范化和高效性的航天器控制系统健壮性验证方法，采用模型化的理念构建具有故障类型覆盖充分(包括常值类、线性类以及非线性类故障)、故障设置形式统一、利于经验知识固化等特征的健壮性验证模型及地面仿真验证系统。

本发明的技术解决方案是：

一种基于模型的航天器控制系统健壮性验证方法，步骤如下：

(1)建立单机级或系统级故障表征模型f(t)，如下：

f(t)＝(a0+a1t+a2t²+a3t³+…+amt^m)

式中，a0,a1,…,am为多项式系数，m为阶数，a0,a1,…,am和m通过对地面试验数据、测试数据和在轨运行数据等实测数据的多项式拟合获得，进而对不同的故障表征进行配置；对于常值故障，多项式阶数m为0，对于线性故障，多项式阶数m为1；对于非线性故障，根据拟合故障表征曲线复杂程度确定多项式阶数，m一般不超过9，t为多项式的时间变量，用于计算与时间相关的线性和非线性故障表征；

(2)构建健壮性验证模型y，该健壮性验证模型的输入为待验证的单机模型或系统级输出，以串行的方式将模型接入控制系统进行健壮性验证；

y＝s×u(t0)×f(t)+(1-s×u(t0))×z(t)

式中，z(t)为待验证的单机或系统级输出，u(t0)为故障发生时间函数，即故障发生时间t0的单位阶跃函数完成故障发生时间的配置，s为健壮性验证标志，如果s为0，表示不进行健壮性验证，此时健壮性验证模型输出y＝z(t)。如果s为1，表示进行健壮性验证，此时健壮性验证模型输出y＝f(t)；

(3)构建健壮性验证模型的参数配置向量k＝[s,t0,a0,a1,…,am]，由健壮性验证标志s、故障发生时间t0和多项式系数a0,a1,…,am组成，以参数配置的方式实现验证模型对不同故障的表征；

健壮性验证模型的参数配置向量k的参数设置步骤如下:

第一步，根据是否进行健壮性验证，确定参数配置向量k中健壮性验证标志s的值，如果不进行健壮性验证，将健壮性验证标志s的值置0。此时，健壮性验证模型的输出为y＝z(t)，并跳出其他参数配置的后续步骤，如果进行健壮性验证，将健壮性验证标志s的值置1，并继续进行后续参数配置步骤；

第二步，根据需验证的故障发生工况对应的时间，确定参数配置向量k中故障发生时间t0的值，当系统时间小于故障发生时间t0时，健壮性验证模型输出为y＝z(t)，否则，健壮性验证模型输出为y＝f(t)；

第三步，根据不同的故障类型，确定参数配置向量k中多项式参数a0,a1,…,am的值，完成参数向量k的配置过程，对于常值类故障包括零值故障、饱和故障等，将多项式参数a0的值设为故障的常值，a1,…,am的值设为0。对于时间相关的线性故障，将多项式参数a0和a1的值设置为相应值描述线性故障，将a2,…,am的值设为0，如果配置非线性故障，首先明确要配置的非线性故障表征，故障表征数据的来源可以是地面试验数据、测试数据或在轨运行数据。通过对故障表征数据的多项式拟合，确定多项式参数a0,a1,…,am的值；

(4)上述健壮性验证模型及参数配置向量针对单一航天器的单一故障工况，以此为基础构建健壮性验证模型矩阵和配置参数矩阵，将其应用拓展为多航天器多种故障的健壮性验证：

yi×j＝[y11,y12,…,y1j；…；yi1,yi2,…,yij]

ki×j＝[k11,k12,…,k1j；…；ki1,ki2,…,kij]

健壮性验证模型矩阵yi×j可涵盖多个航天器的多种单机级、系统级健壮性验证模型，其中i表示涵盖的航天器个数，j表示涉及的单一航天器不同单机或系统级故障工况个数。配置参数矩阵ki×j与yi×j相对应的，涵盖多个航天器和多种单机级、系统级健壮性验证模型的参数配置向量。基于参数配置向量k配置方法，通过配置参数矩阵完成多个航天器多种故障的统一设置。

本发明与现有技术相比的有益效果在于：

(1)本发明通过采用模型化的健壮性验证方式，将健壮性验证模型与控制系统各模型完全解耦，通用性强。通过串行方式将健壮性验证模型接入控制系统，并以参数配置的方式完成对系统故障及单机故障的统一配置，故障设置灵活、清晰、明确，利于故障知识的固化。

(2)本发明基于多项式描述故障表征不但可以覆盖常值、跳变、线性缓变等工程实践中常见故障类型，而且满足了复杂的非线性缓变故障设置需求，对故障类型实现了更充分覆盖。

(3)本发明采用矩阵式的模型管理和参数配置方式，形成面向多构型的组合体航天器或多个航天器联合的多种故障健壮性验证能力。

(4)一种基于模型的航天器控制系统健壮性验证方法，以现有的基于航天器控制系统地面测试和在轨飞行出现的各类故障为基础，参考工程实践中的故障类型、故障设置与注入方式方法，提出具有通用性、规范化和高效性的航天器控制系统健壮性验证方法，采用模型化的理念构建具有故障类型覆盖充分、故障设置形式统一、利于经验知识固化等特征的健壮性验证模型及地面仿真验证系统，提高航天器控制系统故障模拟能力和健壮性验证水平，保障航天器的在轨稳定运行。

附图说明

图1为本发明方法的健壮性验证模型结构图；

图2为本发明方法的健壮性验证方法示意图；

图3为故障陀螺健壮性验证模型输出仿真图；

图4为动量轮摩擦力矩增大故障健壮性验证模型输出仿真图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述。

本发明涉及一种基于模型的航天器控制系统健壮性验证方法，采用矩阵式模型管理和参数配置方式，实现多个航天器、多种故障的统一设置。区别于传统的在模型内部或外部直接手动置数的健壮性验证方法，本发明专利基于模型进行健壮性验证，将已有经验和知识固化，促进健壮性验证的标准化、规范化和高效化。采用多项式方法描述故障表征，构建健壮性验证模型及地面仿真验证系统，实现对现有验证方法涵盖的单机级和系统级各故障类型的全覆盖，并对复杂非线性故障设置具有很好的适应性。如图1所示，本发明方法中的健壮性验证模型分为单机级故障验证模型和系统级故障验证模型。单机级故障验证模型又由单机类型划分为敏感器类故障验证模型，具体包括陀螺、星敏感器等星上测量类敏感器的故障验证模型，以及执行机构类故障验证模型，具体包括动量轮、推力器等星上执行机构的故障验证模型。

下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明。

一种基于模型的航天器控制系统健壮性验证方法，步骤如下：

(1)建立单机级或系统级故障表征模型f(t)，如下：

f(t)＝(a0+a1t+a2t²+a3t³+…+amt^m)

式中，a0,a1,…,am为多项式系数，m为阶数，a0,a1,…,am和m通过对地面试验数据、测试数据和在轨运行数据等实测数据的多项式拟合获得，进而对不同的故障表征进行配置；对于常值故障，多项式阶数m为0，对于线性故障，多项式阶数m为1；对于非线性故障，根据拟合故障表征曲线复杂程度确定多项式阶数，m一般不超过9，t为多项式的时间变量，用于计算与时间相关的线性和非线性故障表征；

(2)构建健壮性验证模型y，该健壮性验证模型的输入为待验证的单机模型或系统级输出，以串行的方式将模型接入控制系统进行健壮性验证，如图2所示；

y＝s×u(t0)×f(t)+(1-s×u(t0))×z(t)

式中，z(t)为待验证的单机或系统级输出，u(t0)为故障发生时间函数，即故障发生时间t0的单位阶跃函数完成故障发生时间的配置，s为健壮性验证标志，如果s为0，表示不进行健壮性验证，此时健壮性验证模型输出y＝z(t)。如果s为1，表示进行健壮性验证，此时健壮性验证模型输出y＝f(t)；

(3)构建健壮性验证模型的参数配置向量k＝[s,t0,a0,a1,…,am]，由健壮性验证标志s、故障发生时间t0和多项式系数a0,a1,…,am组成，以参数配置的方式实现验证模型对不同故障的表征；

健壮性验证模型的参数配置向量k的参数设置步骤如下:

第一步，根据是否进行健壮性验证，确定参数配置向量k中健壮性验证标志s的值，如果不进行健壮性验证，将健壮性验证标志s的值置0。此时，健壮性验证模型的输出为y＝z(t)，并跳出其他参数配置的后续步骤，如果进行健壮性验证，将健壮性验证标志s的值置1，并继续进行后续参数配置步骤；

第二步，根据需验证的故障发生工况对应的时间，确定参数配置向量k中故障发生时间t0的值，当系统时间小于故障发生时间t0时，健壮性验证模型输出为y＝z(t)，否则，健壮性验证模型输出为y＝f(t)；

第三步，根据不同的故障类型，确定参数配置向量k中多项式参数a0,a1,…,am的值，完成参数向量k的配置过程，对于常值类故障包括零值故障、饱和故障等，将多项式参数a0的值设为故障的常值，a1,…,am的值设为0。对于时间相关的线性故障，将多项式参数a0和a1的值设置为相应值描述线性故障，将a2,…,am的值设为0，如果配置非线性故障，首先明确要配置的非线性故障表征，故障表征数据的来源可以是地面试验数据、测试数据或在轨运行数据。通过对故障表征数据的多项式拟合，确定多项式参数a0,a1,…,am的值；

(4)上述健壮性验证模型及参数配置向量针对单一航天器的单一故障工况，以此为基础构建健壮性验证模型矩阵和配置参数矩阵，将其应用拓展为多航天器多种故障的健壮性验证：

yi×j＝[y11,y12,…,y1j；…；yi1,yi2,…,yij]

ki×j＝[k11,k12,…,k1j；…；ki1,ki2,…,kij]

健壮性验证模型矩阵yi×j可涵盖多个航天器的多种单机级、系统级健壮性验证模型，其中i表示涵盖的航天器个数，j表示涉及的单一航天器不同单机或系统级故障工况个数。配置参数矩阵ki×j与yi×j相对应的，涵盖多个航天器和多种单机级、系统级健壮性验证模型的参数配置向量。基于参数配置向量k配置方法，通过配置参数矩阵完成多个航天器多种故障的统一设置。

以一个典型的姿态控制系统为例。姿态控制系统包括的测量敏感器有两个星敏感器、三个正装于本体系三轴的机械陀螺。执行机构为三个正装于本体系三轴的动量轮。将健壮性验证模型接入姿态控制系统，并构建面向单一航天器的健壮性验证模型矩阵和配置参数矩阵：y1×14＝[y1,y2,…,y14]、k1×14＝[k1,k2,…,k14]。其中y1×14的14个元素中y1、y2、y3分别为本体系下正装于x、y、z轴的三个陀螺的健壮性验证模型，y4、y5为两个星敏感器的健壮性验证模型，y6、y7、y8分别为本体系下正装于x、y、z轴的三个动量轮的健壮性验证模型，y9、y10、y11分别为航天器x、y、z轴的姿态角系统级健壮性验证模型，y12、y13、y14分别为航天器x、y、z轴的姿态角速度系统级健壮性验证模型。k1×14中的14个元素分别为与不同故障模型相对应的配置参数向量。

y1对应x轴陀螺健壮性验证模型，k1为其配置参数向量，假设当系统运行至2000s时，x轴陀螺发生输出为零的零值故障，故障前该陀螺输出为0.1°/s。那么，对健壮性验证模型y1的参数配置向量k1设置如下：健壮性验证标志s的值置1，故障发生时间参数t0的值设为2000，多项式参数的值均设为0。因而参数配置向量k1＝[1,2000,0,0,…,0]。

y6对应x轴动量轮健壮性验证模型，k6为其配置参数向量，假设从系统运行的0s开始发生以x轴动量轮摩擦力矩增大导致轮控电压超过阈值这一动量轮较常见的非线性缓变故障，x轴动量轮正常工作状态下摩擦力矩为0.003nm，经过10000s的非线性增长，将导致轮控电压超过阈值。那么，对健壮性验证模型y6的参数配置向量k6设置如下：健壮性验证标志s的值置1，故障发生时间参数t0的值设为0，基于多项式拟合确定的多项式参数[-1.477×10^-41,6.876×10^-37,-1.334×10^-32，1.381×10^-28,-7.923×10^-25,2.130×10^-21]。因而参数配置向量k6＝[1,0,-1.477×10^-41,6.876×10^-37,-1.334×10^-32，1.381×10^-28,-7.923×10^-25,2.130×10^-21]。

对于其他未发生故障的参数配置向量中健壮性验证标志s的值置0，后将配置参数矩阵k1×14注入健壮性验证模型，完成对健壮性验证模型的参数配置。根据上述配置进行姿态控制系统健壮性验证仿真，其中x轴陀螺健壮性验证模型输出故障仿真曲线如图3所示。x轴动量轮健壮性验证模型输出故障仿真曲线如图4所示。