專利名稱：航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的間歇性故障容錯分析方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航天器姿態(tài)容錯控制領(lǐng)域，特別涉及一種針對航天器控制器的間歇性故障的容錯分析方法。
背景技術(shù)：
航天器姿態(tài)控制問題，因其重要的工程及學(xué)術(shù)價值，已經(jīng)引起了人們極大的興趣。航天器姿控系統(tǒng)對安全性有著極高的要求，而姿控系統(tǒng)的控制器、執(zhí)行器、傳感器以及系統(tǒng)內(nèi)部都有可能發(fā)生故障，這些故障會嚴(yán)重影響系統(tǒng)的性能，甚至使系統(tǒng)崩潰。因此姿控系統(tǒng)需要具有一定的容錯能力，才能保證其運行的穩(wěn)定性和可靠性。關(guān)于航天器容錯控制的方法和技術(shù)已經(jīng)有很多成果，例如文獻(xiàn)(IEEETransactions on Control Systems Technology, 2008, 16(4), 799-808), (Journal ofGuidance, Control and Dynamics, 2008, 31 (5), 1456-1463), (IET Control Theory &Applications, 2011，5 (2)，271-282)等。這些容錯控制方案大多只考慮執(zhí)行器和傳感器的故障情況，容錯的核心思想是當(dāng)故障發(fā)生后，通過調(diào)節(jié)或重構(gòu)控制器以補償故障對系統(tǒng)產(chǎn)生的影響，從而使故障系統(tǒng)依然穩(wěn)定運行。發(fā)生在航天器姿控系統(tǒng)的控制器的間歇性故障自身時而產(chǎn)生，時而消失。當(dāng)它發(fā)生時，會使得系統(tǒng)工作發(fā)生異常；當(dāng)它消失時，系統(tǒng)又回到正常的工作狀態(tài)。間歇性故障是導(dǎo)致電路系統(tǒng)失效的主要原因，文獻(xiàn)(IEEE Transactions onReliability, 1997，46，(2)，269-274)提到這類故障的發(fā)生概率是永久性故障的10至30倍。對于航天器姿控系統(tǒng)的控制電路單元，各個電氣元件和電路板上的焊接點隨著時間的推移會產(chǎn)生物理磨損而破裂，或者產(chǎn)生時斷時續(xù)的連接現(xiàn)象。這種松散的連接是一類典型的間歇性故障，可以直接影響到控制器的輸出，即轉(zhuǎn)矩指令電壓，進(jìn)而影響電機的輸出。因此，對姿控系統(tǒng)的控制器間歇性故障進(jìn)行容錯分析是十分必要的。然而，針對航天器間歇性故障的容錯分析和設(shè)計的成果鮮有報道。眾所周知，根據(jù)故障情況調(diào)節(jié)控制器以實現(xiàn)容錯控制目標(biāo)需要一定的時間，并且消耗一定的控制能量，這種方法很難適用于控制器的間歇性故障，原因有三I)間歇性故障發(fā)生頻率比較高，如果每次當(dāng)這些故障發(fā)生時都去調(diào)節(jié)控制器，勢必要耗費很多的控制能耗；2)過于頻繁地調(diào)節(jié)控制器，會產(chǎn)生嚴(yán)重的超調(diào)，令系統(tǒng)的性能下降，甚至不穩(wěn)定；3)當(dāng)控制器自身發(fā)生故障時，很難再去調(diào)節(jié)控制器以實現(xiàn)容錯目標(biāo)。因此，本發(fā)明人試圖提出一種簡便的控制器間歇性故障容錯分析方法，本案由此產(chǎn)生。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的，在于提供一種航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的間歇性故障容錯分析方法，其針對控制器的間歇性故障，分析間歇性故障的發(fā)生和消失對系統(tǒng)穩(wěn)定性的影響，得到一個容錯判斷準(zhǔn)則，使得當(dāng)間歇性故障滿足一定條件時，不需要采取任何容錯控制措施，帶有控制器間歇性故障的航天器姿控系統(tǒng)依然穩(wěn)定運行，從而避免采取容錯控制，以及容錯控制實施過程中產(chǎn)生的高控制能耗、高計算復(fù)雜度和風(fēng)險。為了達(dá)成上述目的，本發(fā)明的解決方案是一種航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的間歇性故障容錯分析方法，包括如下步驟(I)建立航天器的姿態(tài)控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型
權(quán)利要求
1.一種航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的間歇性故障容錯分析方法，其特征在于包括如下步驟 (1)建立航天器的姿態(tài)控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型
2.如權(quán)利要求I所述的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的間歇性故障容錯分析方法，其特征在于所述步驟(I)中，不確定項為系統(tǒng)狀態(tài)的未知函數(shù)d(x)，滿足Lipschitz條件，SP
3.如權(quán)利要求I所述的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的間歇性故障容錯分析方法，其特征在于所述步驟(2)中，正常情況下的控制器設(shè)計如下
4.如權(quán)利要求I所述的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的間歇性故障容錯分析方法，其特征在于所述步驟(3)中，通過以下方法求取正常情況下的狀態(tài)收斂率n。和故障情況下的狀態(tài)發(fā)散率n I 在正常情況下，定義一個李雅普諾夫條件函數(shù)
5.如權(quán)利要求I所述的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的間歇性故障容錯分析方法，其特征在于所述步驟(4)中，容錯判斷準(zhǔn)則適用于任意時刻，即在任意t時刻，如果存在一個常數(shù)3>0，使得
全文摘要
本發(fā)明公開一種航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的間歇性故障容錯分析方法，步驟是首先建立航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型；其次建立間歇性控制器故障的數(shù)學(xué)模型；運用Lyapunov方法設(shè)計控制器，并分別刻畫姿控系統(tǒng)在正常情況和故障情況下的行為，用隨機切換系統(tǒng)模型描述帶有間歇性故障的航天器姿控系統(tǒng)的運行全過程；進(jìn)而將姿控系統(tǒng)的容錯分析問題轉(zhuǎn)化為帶有不穩(wěn)定模態(tài)的切換系統(tǒng)的穩(wěn)定性分析問題，提供一種容錯判斷準(zhǔn)則以實時地判斷當(dāng)前系統(tǒng)是否穩(wěn)定，只要滿足該準(zhǔn)則，則不需要采取任何容錯控制措施，系統(tǒng)在正常狀態(tài)和故障狀態(tài)的平衡作用下依然可以保持穩(wěn)定。該發(fā)明可以避免采用容錯控制以及容錯控制實施過程中產(chǎn)生的高控制能耗、高計算復(fù)雜度和風(fēng)險。
文檔編號G05B23/02GK102778889SQ20121024217
公開日2012年11月14日 申請日期2012年7月12日 優(yōu)先權(quán)日2012年7月12日
發(fā)明者姜斌, 張化光, 楊浩, 程月華 申請人:南京航空航天大學(xué)