一种提高故障可重构性的航天器控制力布局优化方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于航天控制领域，涉及一种航天器控制力的布局方法。
【背景技术】
[0002] 近年来，国内外已经多次发生了航天器完全失效的严重事件，表明提高航天器控 制系统的故障处理能力已成为航天器实现高可靠长寿命的关键问题。对于如何提高航天器 的故障处理能力，当前研宄主要集中在故障检测及容错控制方面，但这些均属于故障后的 补救措施，未能从根本上提高航天器的可重构能力。
[0003] 可重构性是指系统发生故障后重新恢复性能的能力。良好的冗余构型设计能够保 证系统故障后，剩余系统仍然具有较好的使用性能，从而可以在根本上提高系统的可重构 性。航天器重构能力不足的主要原因是自身的可重构性设计差，致使一些故障发生后无法 或者不能够及时采取有效措施进行处理。因此，必须把可重构性设计纳入设计体系，使其成 为航天器设计要素，才能有效的提升航天器在轨的故障应对能力。目前针对可重构性设计 的研宄主要集中在制造系统和计算机系统，通过可重构性设计增强系统应对环境变化和功 能变化的能力。对于航天器控制系统，基于可重构性思想设计航天器控制系统是提高航天 器控制系统故障处理能力的最根本方法。
[0004] 当前的卫星推力器系统设计中考虑到了冗余，但构型设计方面还是采用三轴独立 设计，未能实现资源的充分利用，且可重构性较差。优化设计方法通常是将设计问题转化为 优化问题，通过求解优化问题获得最优配置，因此需要建立优化目标、确定自变量及约束条 件等。通过优化设计方法设计推力器构型以提高航天器控制系统可重构性的过程中，如何 将设计问题转化为优化问题是难点，尤其是提出可重构性优化目标。另外，推力器是一种单 向输出的执行器，系统优化设计中，还需要设计可行性判断方法，判断优化过程中的每一步 的构型是否可行。
【发明内容】
[0005] 本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种提高故障可重构性 的航天器控制力布局优化方法，以能控性格拉姆矩阵最小特征值和可达集最小半径作为性 能指标，并加入航天器控制系统故障后的优化目标函数中，使得优化出的结果能够充分考 虑到控制系统故障后的性能；同时设计了基于可达集的无约束可行性判断方法，用于优化 过程中推力器构型的可行性判断，从而保证故障后航天器控制系统仍然能具有较好的使用 性能。
[0006] 本发明的技术解决方案是：一种提高故障可重构性的航天器控制力布局优化方 法，包括如下步骤：
[0007] (1)将航天器上的m个推力器的安装角作为优化变量，记为θ = [αι，βΓ·· a k，0k···]，并为优化变量赋予初值；其中（a k, 0k)为第k个推力器的两个安装角，k = 1，2, 3......m ；
[0008] (2)计算推力器的安装矩阵Btl= {bk}，{bk}为由列向量bk组成的矩阵，BQe R3xm; 其中bk= ukdkXrk，uk为第k个推力器的推力大小，r k为第k个推力器的推力方向，
【主权项】
1. 一种提高故障可重构性的航天器控制力布局优化方法，其特征在于包括如下步骤： (1)将航天器上的m个推力器的安装角作为优化变量，记为θ = [αι，βΓ·· a k，0k···]，并为优化变量赋予初值；其中（a k, 0k)为第k个推力器的两个安装角，k = 1，2, 3......m ； ⑵计算推力器的安装矩阵Btl= {bk}，{bk}为由列向量bk组成的矩阵，BQe R3xm; 其中bk= ukdkXrk，uk为第k个推力器的推力大小，r k为第k个推力器的推力方向，
(3) 任取安装矩阵Btl的两列，计算该两列章成的法向量上的8个可达集顶点和可达集 表面，遍历种情况，计算得到共4m(m-l)个可达集顶点以及m(m-l)个可达集表面； (4) 计算由所述4m(m-Ι)个顶点构成的可达集包络面及所有包络面的顶点坐标以及可 达集的体积Vams; (5) 计算由所述4m(m-l)个顶点构成的可达集的中心点坐标，并判断可达集的中心点 坐标指向由所述4m(m-Ι)个顶点构成的可达集的各个可达集包络面中点的向量与该可达 集包络面法向量的夹角是否都为锐角，如果均为锐角，则将优化函数记为J = -? λ min(W。) -a 2Σ { λ min(WCi)} _a3Vams;否则将优化函数记为 J = a 丨 λ min(Wc) +a2Z { λ min(WCi)} +B3Vams;其中 a p %和a 3分别为三个比例系数，都为正数，大小表示各部分在优化目标函数中所占的比重，为 由m个推力器构成的控制系统的能控性格拉姆矩阵，X min(W。）为能控性格拉姆矩阵的最小 特征值，Σ {>min(Wa)}为m个最小特征值的和，分别对应第1个~第m个推力器故障后的 格拉姆矩阵的最小特征值； (6) 将步骤（5)中的优化函数J和步骤（1)中确定的优化变量Θ，通过遗传算法进行 优化，得到最终的优化结果r和最优安装角Θ % (7) 通过θ#确定m个推力器的最终布局。
2. 根据权利要求1所述的一种提高故障可重构性的航天器控制力布局优化方法，其特 征在于：所述步骤（3)中，由安装矩阵Btl的第i列B w和第j列B w章成的法向量n u上的 8个可达集顶点
U k，mii别为第k个推力器的最大和 最小推力，mk，max为第k个推力器产生的n ij方向上的最大力矩，B Q，k为B Q的第k列；
mk，min为第k个推力器产生的n ij方向上的最小力矩。
3.根据权利要求1或2所述的一种提高故障可重构性的航天器控制力 布局优化方法，其特征在于：所述步骤（5)中的％ =￡d斗边，
，Ix，Iy，I z分别为卫星本体X轴、y轴、ζ轴的转动惯量，ω。 为卫星轨道角速度。
【专利摘要】一种提高故障可重构性的航天器控制力布局优化方法，以能控性格拉姆矩阵最小特征值和可达集最小半径作为性能指标，并加入航天器控制系统故障后的优化目标函数中，使得优化出的结果能够充分考虑到控制系统故障后的性能。同时设计了基于可达集的无约束可行性判断方法，用于优化过程中推力器构型的可行性判断，从而保证故障后航天器控制系统仍然能具有较好的使用性能。
【IPC分类】G05B13-04
【公开号】CN104656438
【申请号】CN201410829448
【发明人】王大轶, 段文杰, 刘成瑞, 邢琰, 何英姿
【申请人】北京控制工程研究所
【公开日】2015年5月27日
【申请日】2014年12月26日