衛(wèi)星執(zhí)行機(jī)構(gòu)在線重構(gòu)的半物理平臺(tái)以及控制方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了衛(wèi)星執(zhí)行機(jī)構(gòu)在線重構(gòu)的半物理平臺(tái)以及控制方法，屬于航空航天的【技術(shù)領(lǐng)域】。所述半物理平臺(tái)包括：遙控計(jì)算機(jī)、遙測(cè)計(jì)算機(jī)、星載控制計(jì)算機(jī)、模型仿真計(jì)算機(jī)?？刂品椒ㄖ?，星載控制計(jì)算機(jī)，根據(jù)傳感器姿態(tài)測(cè)量值確定衛(wèi)星姿態(tài)角以及角速度，根據(jù)目標(biāo)控制信號(hào)解算控制律和分配律得到執(zhí)行機(jī)構(gòu)的實(shí)際控制信號(hào)，執(zhí)行機(jī)構(gòu)在實(shí)際控制信號(hào)的作用下產(chǎn)生姿態(tài)控制力矩。本專充分利用系統(tǒng)資源，簡化控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)；提高了系統(tǒng)魯棒性；降低了控制器設(shè)計(jì)的復(fù)雜度。
【專利說明】衛(wèi)星執(zhí)行機(jī)構(gòu)在線重構(gòu)的半物理平臺(tái)以及控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明公開了衛(wèi)星執(zhí)行機(jī)構(gòu)在線重構(gòu)的半物理平臺(tái)以及控制方法，屬于航空航天的【技術(shù)領(lǐng)域】。
【背景技術(shù)】
[0002]姿態(tài)控制系統(tǒng)作為衛(wèi)星諸多分系統(tǒng)中最復(fù)雜的分系統(tǒng)之一，在衛(wèi)星控制中起到非常關(guān)鍵的作用。然而，由于衛(wèi)星長時(shí)間工作在復(fù)雜的太空環(huán)境中，姿控系統(tǒng)的部件容易發(fā)生故障，需要采取一定的措施保證故障情況下姿態(tài)控制系統(tǒng)的性能。美國國家航空宇航局(NASA)在1982年首先提出了重構(gòu)控制的概念，它是在傳統(tǒng)冗余度控制理論的基礎(chǔ)上發(fā)展起來的。重構(gòu)控制是指在系統(tǒng)的一個(gè)或多個(gè)關(guān)鍵部件發(fā)生故障或失效時(shí)，通過改變系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)，利用備用元件或其他工作元件來替代故障元件，以保持系統(tǒng)的性能。針對(duì)具有冗余執(zhí)行機(jī)構(gòu)配置的衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)，重構(gòu)控制的實(shí)質(zhì)是運(yùn)用硬件冗余和解析冗余的方法，充分利用系統(tǒng)自身內(nèi)在的功能冗余，使執(zhí)行機(jī)構(gòu)發(fā)生故障后仍能完成姿態(tài)控制任務(wù)。重構(gòu)控制的研究對(duì)提高衛(wèi)星的安全性、穩(wěn)定性和生存能力等具有重要的意義。
[0003]近年來，國內(nèi)外很多學(xué)者針對(duì)衛(wèi)星執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障，展開了多種重構(gòu)控制研究，并用數(shù)學(xué)仿真的方法在理論上驗(yàn)證了控制策略的有效性。然而，這些重構(gòu)方法的研究僅局限于理論研究部分，其工程可實(shí)現(xiàn)性很少得到驗(yàn)證。為減小新技術(shù)給高投入航天事業(yè)所帶來的風(fēng)險(xiǎn)，在重構(gòu)控制方法實(shí)際應(yīng)用之前，為驗(yàn)證控制方法的有效性，提高仿真的置信度，半物理仿真驗(yàn)證是必須進(jìn)行的一個(gè)環(huán)節(jié)。
[0004]衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)半物理仿真平臺(tái)就是將傳感器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)等星上實(shí)物和空間環(huán)境等數(shù)學(xué)模型互相聯(lián)系起來，再現(xiàn)衛(wèi)星姿控系統(tǒng)的實(shí)際工作過程，可應(yīng)用于系統(tǒng)的論證和方案設(shè)計(jì)階段。衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)是一個(gè)硬實(shí)時(shí)的系統(tǒng)，執(zhí)行機(jī)構(gòu)需要實(shí)時(shí)響應(yīng)控制指令，輸出控制力矩，傳感器需要實(shí)時(shí)采集星體姿態(tài)信息，傳遞給控制器進(jìn)行控制量解算，因此，需要使用實(shí)時(shí)半物理仿真平臺(tái)以滿足其硬實(shí)時(shí)性的要求。現(xiàn)有的衛(wèi)星姿態(tài)控制半物理仿真平臺(tái)多使用Matlab編寫應(yīng)用程序，通過RTW將Simulink模型編譯生成代碼，下載到目標(biāo)機(jī)上進(jìn)行半物理仿真，雖然方法簡單，但是對(duì)目標(biāo)機(jī)硬件要求高，代碼可移植性差，而且其實(shí)時(shí)性不能滿足工程上衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)的性能要求。因此，使用硬實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)和高可靠性硬件設(shè)備，搭建一個(gè)高可靠性、高實(shí)時(shí)性、代碼可移植性、接口豐富、可擴(kuò)展的衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)在線重構(gòu)控制半物理仿真平臺(tái)，以驗(yàn)證重構(gòu)策略的工程可實(shí)現(xiàn)性，對(duì)提高衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)的故障處理能力和重構(gòu)水平，切實(shí)保障系統(tǒng)的可靠性、可維護(hù)性和有效性，實(shí)現(xiàn)理論研究到工程應(yīng)用的跨度具有重要的意義。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是針對(duì)上述【背景技術(shù)】的不足，提供了衛(wèi)星執(zhí)行機(jī)構(gòu)在線重構(gòu)的半物理平臺(tái)以及控制方法。
[0006]本發(fā)明為實(shí)現(xiàn)上述發(fā)明目的采用如下技術(shù)方案:[0007]衛(wèi)星執(zhí)行機(jī)構(gòu)在線重構(gòu)的半物理平臺(tái)，包括:
[0008]遙控計(jì)算機(jī)，通過交換機(jī)發(fā)送目標(biāo)控制信號(hào)至星載控制計(jì)算機(jī)；
[0009]模型仿真計(jì)算機(jī)，采集執(zhí)行機(jī)構(gòu)的轉(zhuǎn)速信號(hào)，解算出作用在衛(wèi)星本體上的控制力矩，然后根據(jù)建立的衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)模型、運(yùn)動(dòng)學(xué)模型得出衛(wèi)星姿態(tài)角和角速度的理論值，接著將根據(jù)姿態(tài)傳感器模型得到的傳感器姿態(tài)測(cè)量值發(fā)送給星載控制計(jì)算機(jī)；
[0010]星載控制計(jì)算機(jī)裝有VxWorks操作系統(tǒng)，根據(jù)姿態(tài)測(cè)量值確定衛(wèi)星姿態(tài)角以及角速度，根據(jù)控制目標(biāo)解算控制律得到目標(biāo)控制信號(hào)，再解算分配律得到執(zhí)行機(jī)構(gòu)的實(shí)際控制信號(hào)，執(zhí)行機(jī)構(gòu)在實(shí)際控制信號(hào)的作用下產(chǎn)生姿態(tài)控制力矩，衛(wèi)星姿態(tài)角以及角速度通過交換機(jī)傳輸至遙測(cè)計(jì)算機(jī)；
[0011]遙測(cè)計(jì)算機(jī)，用于實(shí)時(shí)動(dòng)態(tài)顯示衛(wèi)星姿態(tài)角、角速度以及執(zhí)行機(jī)構(gòu)的實(shí)際控制信號(hào)等。
[0012]作為所述衛(wèi)星執(zhí)行機(jī)構(gòu)在線重構(gòu)半物理平臺(tái)的進(jìn)一步優(yōu)化方案，使用VisualStudio2005軟件設(shè)計(jì)遙控計(jì)算機(jī)界面，使用Visual Studio2005軟件和Satellite ToolKit軟件聯(lián)合設(shè)計(jì)遙測(cè)計(jì)算機(jī)界面，
[0013]遙測(cè)計(jì)算機(jī)使用VS建立遙測(cè)界面，并通過STKX組件連接STK衛(wèi)星仿真工具包，調(diào)用STKX組件的應(yīng)用程序接口函數(shù)，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星在軌運(yùn)行過程的3-D可視化演示。
[0014]衛(wèi)星執(zhí)行機(jī)構(gòu)在線重構(gòu)的控制方法，利用如權(quán)利要求1或2所述的衛(wèi)星執(zhí)行機(jī)構(gòu)在線重構(gòu)的半物理平臺(tái)得到衛(wèi)星姿態(tài)重構(gòu)控制方案，具體包括如下步驟:
[0015]步驟A，在飛輪正常工作時(shí)，利用H)控制率u=Kpa+Kd ω + ω X Jco得出飛輪的實(shí)際控制信號(hào)U，其中，α、ω為衛(wèi)星的姿態(tài)角和角速率，Kp和Kd為比例和微分系數(shù)，J為衛(wèi)星轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；
[0016]步驟B，在衛(wèi)星某一軸飛輪出現(xiàn)故障且有同一軸備份飛輪時(shí)，切換備份飛輪替代故障飛輪，利用擬ro控制率U=KpCI+Kd ω + ω XJco得出備份飛輪實(shí)際控制信號(hào)U ;
[0017]步驟C，在衛(wèi)星某一軸飛輪出現(xiàn)故障，沒有同軸備份飛輪但有冗余配置的飛輪時(shí)，解算控制律、分配律得到故障下各飛輪實(shí)際控制信號(hào):
[0018]步驟C-1，根據(jù)控制目標(biāo)使用擬H)控制律V =Kp a +Kd ω + ω X J ω得到目標(biāo)控制信號(hào)V，V為控制力矩，
[0019]步驟C-2，由飛輪安裝矩陣C得到目標(biāo)控制信號(hào)V與實(shí)際控制信號(hào)u的關(guān)系式:v=Cu,
[0020]步驟C-3，由飛輪失效矩陣Ε，確定控制效率矩陣Cf:Cf=CE，結(jié)合目標(biāo)控制信號(hào)v與實(shí)際控制信號(hào)u的關(guān)系式，考慮能量最優(yōu)使用偽逆法進(jìn)行控制分配，取控制量u的二


imin I! u IL
范數(shù)為性能指標(biāo)，描述為: '，求得其最優(yōu)解為:u=D v=C+v, D=C+=Ct (CCt) ―1為安

[V = Cu
裝陣C的偽逆陣，即所需分配陣，考慮乘性故障，給出故障情況下衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方程+ + = + 其中:為飛輪轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，Ω為飛輪角速度，故障情況下的失效矩陣E=diag{e1, e2, e3, e4}, O ^ Gi ^ I, i=l, 2，3，4,當(dāng)e^O時(shí)，第i個(gè)飛輪完全失效；當(dāng)ei=l時(shí)，第i個(gè)飛輪正常，系統(tǒng)安裝陣Cf=CE,則偽逆法得到的分配陣為/), 二 C； 二 C1f(CfC1f)-1，則飛輪實(shí)際控制量的偽逆形式uf，Uf=Df V，得到分配律表達(dá)式:
【權(quán)利要求】
1.衛(wèi)星執(zhí)行機(jī)構(gòu)在線重構(gòu)的半物理平臺(tái)，其特征在于包括: 遙控計(jì)算機(jī)，通過交換機(jī)發(fā)送目標(biāo)控制信號(hào)至星載控制計(jì)算機(jī)； 模型仿真計(jì)算機(jī)，采集執(zhí)行機(jī)構(gòu)的轉(zhuǎn)速信號(hào)，解算出作用在衛(wèi)星本體上的控制力矩，然后根據(jù)建立的衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)模型、運(yùn)動(dòng)學(xué)模型得出衛(wèi)星姿態(tài)角和角速度的理論值，接著將根據(jù)姿態(tài)傳感器模型得到的傳感器姿態(tài)測(cè)量值發(fā)送給星載控制計(jì)算機(jī)； 星載控制計(jì)算機(jī)裝有VxWorkS操作系統(tǒng)，根據(jù)姿態(tài)測(cè)量值確定衛(wèi)星姿態(tài)角以及角速度，根據(jù)控制目標(biāo)解算控制律得到目標(biāo)控制信號(hào)，再解算分配律得到執(zhí)行機(jī)構(gòu)的實(shí)際控制信號(hào)，執(zhí)行機(jī)構(gòu)在實(shí)際控制信號(hào)的作用下產(chǎn)生姿態(tài)控制力矩，衛(wèi)星姿態(tài)角以及角速度通過交換機(jī)傳輸至遙測(cè)計(jì)算機(jī)； 遙測(cè)計(jì)算機(jī)，用于實(shí)時(shí)動(dòng)態(tài)顯示衛(wèi)星姿態(tài)角、角速度以及執(zhí)行機(jī)構(gòu)的實(shí)際控制信號(hào)等。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的衛(wèi)星執(zhí)行機(jī)構(gòu)在線重構(gòu)的半物理平臺(tái)，其特征在于:使用Visual Studio軟件設(shè)計(jì)遙控計(jì)算機(jī)界面,使用Visual Studio軟件和Satellite Tool Kit軟件聯(lián)合設(shè)計(jì)遙測(cè)計(jì)算機(jī)界面。
3.衛(wèi)星執(zhí)行機(jī)構(gòu)在線重構(gòu)的控制方法，其特征在于:利用如權(quán)利要求1或2所述的衛(wèi)星執(zhí)行機(jī)構(gòu)在線重構(gòu)的半物理平臺(tái)得到衛(wèi)星姿態(tài)重構(gòu)控制方案，具體包括如下步驟: 步驟A，在飛輪正常工作時(shí)，利用擬H)控制率U=KpCI+Kd ω + ω ' Jco得出飛輪的實(shí)際控制信號(hào)U，其中，α、ω為衛(wèi)星的姿態(tài)角和角速率，Kp和Kd為比例和微分系數(shù)，J為衛(wèi)星轉(zhuǎn)動(dòng)卜舟且?貝里； 步驟B，在衛(wèi)星某一軸飛輪出現(xiàn)故障且有同一軸備份飛輪時(shí)，切換備份飛輪替代故障飛輪，利用擬ro控制率U=KpCI+Kd ω + ω ' Jco得出備份飛輪實(shí)際控制信號(hào)U ; 步驟C，在衛(wèi)星某一軸飛輪出現(xiàn)故障，沒有同軸備份飛輪但有冗余配置的飛輪時(shí)，解算控制律、分配律得到故障下各飛輪實(shí)際控制信號(hào): 步驟C-1，根據(jù)控制目標(biāo)使用擬H)控制律V=Kpa+KD? + co' Jco得到目標(biāo)控制信號(hào)V，V為控制力矩，步驟C-2，由飛輪安裝矩陣C得到目標(biāo)控制信號(hào)V與實(shí)際控制信號(hào)u的關(guān)系式:V=Cu,步驟C-3，由飛輪失效矩陣E，確定控制效率矩陣Cf:Cf=CE，結(jié)合目標(biāo)控制信號(hào)V與實(shí)際控制信號(hào)u的關(guān)系式，考慮能量最優(yōu)使用偽逆法進(jìn)行控制分配，得到分配律表達(dá)式:
【文檔編號(hào)】G05B13/04GK103869700SQ201410058500
【公開日】2014年6月18日 申請(qǐng)日期:2014年2月21日 優(yōu)先權(quán)日:2014年2月21日
【發(fā)明者】成婧, 姜斌, 程月華, 夏青, 田靜 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)