一种基于正常和故障一体化设计的饱和系统自主重构方法技术方案

一种基于正常和故障一体化设计的饱和系统自主重构方法，首先，建立航天器控制系统的状态空间模型并设计状态反馈控制律；然后，通过将饱和反馈控制律置于一组辅助非饱和线性控制律的凸包中，线性化执行器饱和的非线性影响；其次，建立故障和故障系统参数之间的映射关系，推导系统可重构性充分条件并计算系统在不同模式下的可重构度大小；接着，基于正常模式与故障模式一体化设计，对系统部件个数、安装构型等资源配置参数以及控制算法进行优化，获得可兼顾标称性能和可重构度的资源配置方案和控制方案。本发明专利技术首次在可重构性研究中考虑了执行器饱和，给出了包和系统可重构性判定条件，并量化了可重构度大小。并量化了可重构度大小。并量化了可重构度大小。

【技术实现步骤摘要】
一种基于正常和故障一体化设计的饱和系统自主重构方法


[0001]本专利技术涉及一种基于正常和故障一体化设计的饱和系统自主重构方法，属于航天器总体设计


技术介绍

[0002]航天器所处的太空环境十分恶劣，太阳活动、微小流星、太空垃圾等都会给航天器带来重大的安全隐患甚至是致命的伤害。由于航天器制造成本高、承担任务重，即使是局部环节的微小故障也可能带来巨大的经济损失或灾难。因此，必须提高航天器在故障下的系统重构能力，即可重构性，实现其安全可靠自主运行。
[0003]在现有航天器的研制过程中，正常模式与故障模式一般割裂进行，即先对标称系统进行设计，再向设计好的系统注入故障下的系统重构方案，前者注重系统标称性能(即无故障情况下的系统性能)的提升，后者关注系统可重构性的提升。在资源严重受限时，这种设计方式可能会出现“顾此失彼”的问题，即为了提高系统的标称性能而牺牲过多的可重构性，或为了提高系统的可重构性而过度削弱其标称性能、导致过保守设计。因此，需要进行航天器正常模式与故障模式一体化设计，科学平衡系统的标称性能与可重构性，以提高有限资源的分配效率，有效提升航天器在不同工作模式下的综合性能，解决有限资源在航天器研制过程中带来的“顾此失彼”问题。
[0004]现有的可重构性研究未考虑执行器饱和影响，而航天器在实际控制过程中受自身物理限制，只能提供有限的力、力矩、电压、电流等，因此经常会出现执行器饱现象，该现象是一种强非线性现象，大大增加了系统评价与设计的复杂性，会导致系统因控制输出异常锁定而失去调节作用，降低系统的动态性能、影响系统的稳定性。因此，在故障航天器的实际重构过程中，执行器的控制输入饱和问题可能会大大削弱系统重构性能，使原本能达到全局渐进稳定的系统只能局部渐进稳定，在故障较为严重的情况下，可能会出现失稳现象，导致重构任务的失败，甚至造成重大的安全事故与灾难。尽管可以通过降低控制增益等方式来避免执行器饱和，以免造成系统性能下降或者不稳定性，但这种处理方式往往不能充分利用系统的控制容量，会进一步引发系统响应变慢、性能降低、代价增大等一系列问题。因此，在进行航天器正常模式与故障模式一体化设计时，有必要考虑执行器饱和影响。

技术实现思路

[0005]本专利技术要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于正常和故障一体化设计的饱和系统自主重构方法，在有限的资源下可兼顾系统无故障时的标称性能和故障后的诊断重构性能。
[0006]本专利技术目的通过以下技术方案予以实现：一种基于正常和故障一体化设计的饱和系统自主重构方法，包括：
[0007]利用航天器设计参数，建立航天器控制系统的状态空间，确定系统状态x的约束范围；
[0008]基于得到的系统状态空间，设计状态反馈控制增益K，得到控制律u＝Kx；
[0009]考虑所得控制律的饱和情况，通过将饱和反馈控制律置于一组辅助线性控制律的凸包中，线性化执行器饱和的非线性影响；
[0010]确定故障θ
s
下的执行器选择矩阵Σ
s
，建立故障θ
s
和故障后系统参数之间的映射关系；
[0011]对故障θ
s
下的系统进行性能评价J
s
，确定系统重构的目标需求为J
s
≤η，其中η为规定的性能阈值；
[0012]在利用线性控制律凸包估计故障系统性能边界的基础上，推导可重构性充分条件，以判断系统在故障θ
s
下是否满足重构目标需求，即是否可重构；
[0013]基于Schur补定理，将可重构性充分条件转换成易于求解的线性矩阵不等式形式；
[0014]利用线性矩阵不等式形式的可重构性条件，计算系统在不同模式下的最优性能边界；
[0015]考虑可重构性约束，即进行正常模式与故障模式一体化设计，通过对系统部件个数、安装构型等资源配置参数进行优化，获得可兼顾标称性能和可重构度的资源配置方案；
[0016]基于优化后的资源配置方案，更新系统参数，进一步对系统控制方案进行优化设计，获得可兼顾标称性能和可重构度的、自下而上可扩展的控制器
[0017]所述利用航天器设计参数，建立航天器控制系统的状态空间，确定系统状态x的约束范围，包括：
[0018]利用航天器设计参数，建立航天器控制系统的状态空间(A,B,C,D,E)、确定系统状态x的约束范围x∈Ω(P,1)，
[0019][0020][0021]其中，转动惯量I＝diag[I
x I
y I
z
]＝diag[86.24 85.07 113.59]kg
·
m2，轨道角速度ω
o
＝0.001rad/s，为控制力矩分配矩阵，取决于执行器的安装角度，系统的状态约束范围参数为P＝25I6×6。
[0022]考虑所得控制律的饱和情况，通过将饱和反馈控制律置于一组辅助线性控制律的凸包中，线性化执行器饱和的非线性影响，包括：
[0023]对配有m个执行器的系统，取元素为0或1的对角矩阵M
i
,i＝1,2,...,2
m
并计算单位
矩阵I和M
i
的差考虑所得控制律的饱和情况，通过将饱和反馈控制律sat(u)置于一组辅助线性控制律Hx的凸包中，线性化执行器饱和的非线性影响。
[0024]所述确定故障θ
s
下的执行器选择矩阵Σ
s
，建立故障θ
s
和故障后系统参数之间的映射关系，包括：
[0025]确定故障θ
s
下的执行器选择矩阵Σ
s
，该矩阵中与健康执行器相关的元素为1，与故障执行器相关的元素为0，建立故障θ
s
和故障后系统参数之间的映射关系：θ
s
→
(A,B
s
,C,D
s
,E)，其中B
s
＝BΣ
s
,D
s
＝DΣ
s
。
[0026]所述在利用线性控制律凸包估计故障系统性能边界的基础上，推导可重构性充分条件，以判断系统在故障θ
s
下是否满足重构目标需求，即是否可重构，包括：
[0027]对于故障θ
s
下的系统，如果存在矩阵K,H、正数和正定矩阵满足
[0028](a)
[0029](b)
[0030](c)
[0031][0032](d)
[0033]其中，He[X]＝X+X
T
，Q＝C
T
C，则系统在故障θ
s
下可重构。
[0034]所述基于Schur补定理，将可重构性充分条件转换成易于求解的线性矩阵不等式形式，包括：
[0035]对于故障θ
s
下的系统，如果存在正数矩阵以及正定本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于正常和故障一体化设计的饱和系统自主重构方法，其特征在于，包括：利用航天器设计参数，建立航天器控制系统的状态空间，确定系统状态x的约束范围；基于得到的系统状态空间，设计状态反馈控制增益K，得到控制律u＝Kx；考虑所得控制律的饱和情况，通过将饱和反馈控制律置于一组辅助线性控制律的凸包中，线性化执行器饱和的非线性影响；确定故障θ
s
下的执行器选择矩阵Σ
s
，建立故障θ
s
和故障后系统参数之间的映射关系；对故障θ
s
下的系统进行性能评价J
s
，确定系统重构的目标需求为J
s
≤η，其中η为规定的性能阈值；在利用线性控制律凸包估计故障系统性能边界的基础上，推导可重构性充分条件，以判断系统在故障θ
s
下是否满足重构目标需求，即是否可重构；基于Schur补定理，将可重构性充分条件转换成易于求解的线性矩阵不等式形式；利用线性矩阵不等式形式的可重构性条件，计算系统在不同模式下的最优性能边界；考虑可重构性约束，即进行正常模式与故障模式一体化设计，通过对系统部件个数、安装构型等资源配置参数进行优化，获得可兼顾标称性能和可重构度的资源配置方案；基于优化后的资源配置方案，更新系统参数，进一步对系统控制方案进行优化设计，获得可兼顾标称性能和可重构度的、自下而上可扩展的控制器。2.根据权利要求1所述的一种基于正常和故障一体化设计的饱和系统自主重构方法，其特征在于，所述利用航天器设计参数，建立航天器控制系统的状态空间，确定系统状态x的约束范围，包括：利用航天器设计参数，建立航天器控制系统的状态空间(A,B,C,D,E)、确定系统状态x的约束范围x∈Ω(P,1)，的约束范围x∈Ω(P,1)，C＝[I6×
6 0]
T
,其中，转动惯量I＝diag[I
x I
y I
z
]＝diag[86.24 85.07 113.59]kg
·
m2，轨道角速度ω
o
＝0.001rad/s，为控制力矩分配矩阵，取决于执行器的安装角度，系统的状态约束范围参数为P＝25I6×6。3.根据权利要求2所述的一种基于正常和故障一体化设计的饱和系统自主重构方法，其特征在于，考虑所得控制律的饱和情况，通过将饱和反馈控制律置于一组辅助线性控制
律的凸包中，线性化执行器饱和的非线性影响，包括：对配有m个执行器的系统，取元素为0或1的对角矩阵M
i
,i＝1,2,...,2
m
并计算单位矩阵I和M

【专利技术属性】
技术研发人员：屠园园，王大轶，符方舟，张香燕，林海淼，赵小宇，
申请(专利权)人：北京空间飞行器总体设计部，
类型：发明
国别省市：