CN110442110A - 一种基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法 - Google Patents

一种基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法，采用罗德里格参数建立刚体航天器姿态数学模型，根据刚体航天器姿态数学模型建立非线性动力学方程，并将非线性动力学方程进行改写，根据改写的非线性动力学方程设计二阶滑模观测器；对二阶滑模观测器的等价注入项进行低通滤波处理，估计故障的外轮廓，将故障的估计值与设定的阈值进行比较，完成***故障诊断。本发明使得航天器***在发生故障后，能够及时得到故障信息及具体的故障情况，同时抑制了外部干扰对故障诊断结果的影响，因此，可以有效地提高***故障诊断效率，提高航天器运行的安全性和可靠性。

Description

一种基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法
技术领域
本发明涉及航天器故障诊断领域，具体地说是一种基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法。
背景技术
航天器***结构复杂、由为数众多的器件和部件组成，并且需要长时间的工作在恶劣的空间环境中，受到多种环境因素的影响，难免在飞行过程中出现这样那样的问题，因此，故障诊断技术在航天器***的发射和运行中是非常重要的。
姿态控制***是航天器***中最复杂的一个分***，其任务是获取航天器的姿态信息并保持其在太空中的姿态定向，一旦姿态控制***运行出错，航天器会有极大的概率在短时间内丢失姿态失去控制，这对于在轨任务往往是致命的。而故障诊断技术可以有效地提高***可靠性，增强***的安全性及可维护性。因此姿控***的故障诊断研究具有非常重要的意义。
现有航天器姿态控制方法以及故障诊断方法均需姿态与角速度全反馈信息。然而航天工程中并不是所有状态信息都是高精度可测量的。角速率敏感器发生故障时，有可能导致错误的角速度测量值；另一方面角速率敏感器噪声也将导致不精确的角速度测量值。本发明提出一种无需角速度信息的基于二阶滑模观测器的故障诊断方法，以解决角速度无法获得时的航天器***的故障诊断问题。
发明内容
针对现有技术的不足，本发明提供一种基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法，解决航天器***在发生故障后，不能够及时得到故障信息及具体的故障情况，以及外部干扰影响故障诊断结果的问题。
本发明为实现上述目的所采用的技术方案是：
一种基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法，包括以下步骤：
采用罗德里格参数建立刚体航天器姿态数学模型，根据刚体航天器姿态数学模型建立非线性动力学方程，并将非线性动力学方程进行改写，根据改写的非线性动力学方程设计二阶滑模观测器；
对二阶滑模观测器的等价注入项进行低通滤波处理，估计故障的外轮廓，将故障的估计值与设定的阈值进行比较，完成***故障诊断。
所述刚体航天器姿态数学模型为：
其中，σ为航天器姿态信息；为σ的导数；σT为σ的转置；σ×为σ的叉乘矩阵；F(σ)为σ的状态矩阵；ω为航天器角速度信息；为ω的导数；ω×为ω的叉乘矩阵；J为航天器的转动惯量矩阵；τ为作用于航天器的控制力矩；d为作用于航天器的干扰力矩；I为单位矩阵。
所述非线性动力学方程为：
其中，σ为航天器姿态信息；为σ的导数；为σ的二阶导数；J*(σ)为σ的对称正定矩阵；为σ和的状态矩阵；G(σ)为σ的转换矩阵；GT(σ)为G(σ)的转置；d为作用于航天器的干扰力矩；为转换后的干扰力矩；F(σ)为σ的状态矩阵；为F(σ)的导数；J为航天器的转动惯量矩阵；"×"为求叉乘矩阵符号。
所述将非线性动力学方程进行改写为：
y＝x1
其中，x1为σ的符号表示；x2为的符号表示；为x1的导数；为x2的导数；J*(x1)为对称正定矩阵；C(x1,x2)为状态矩阵；GT(x1)为转换矩阵；τ为作用于航天器的控制力矩；Δτ为作用于航天器的故障力矩值；y为***输出；d为作用于航天器的干扰力矩。
所述二阶滑模观测器为：
其中，x1为σ的符号表示；x2为的符号表示；为x1的估计值，为的导数；为x2的估计值，为的导数；z1和z2均为二阶滑模观测器的等价注入项，其中z1为二阶滑模观测器的第一等价注入项；z2为二阶滑模观测器的第二等价注入项；J*(x1)为对称正定矩阵，(J*(x1))-1为J*(x1)的逆矩阵；为状态矩阵；GT(x1)为转换矩阵；λ为z1的比例系数，α为z2的比例系数；sign()为符号函数；max()为取最大值函数；f+为估计常数；m,n,p为正整数，且m/n的最优值为0.5；为对取绝对值；τ为作用于航天器的控制力矩；d为作用于航天器的干扰力矩。
所述对二阶滑模观测器的等价注入项进行低通滤波处理为：
其中，z2为二阶滑模观测器的等价注入项；为z2进行低通滤波后的值；ε为z2和之间的差值。
所述故障的外轮廓可估计为：
其中，为z2进行低通滤波后的值；Δτ为作用于航天器的故障力矩值。
所述将故障的估计值与设定的阈值进行比较包括：
其中，r为航天器***故障指示值，当“r＝1”时表示***发生故障；“r＝0”表示***未发生故障；为对取绝对值；T为设定的阈值。
本发明具有以下有益效果及优点：
本发明应用滑模控制方法设计二阶滑模观测器，并基于该观测器设计了相应的故障诊断策略，使得航天器***在发生故障后，能够及时得到故障信息及具体的故障情况，同时抑制了外部干扰对故障诊断结果的影响，因此，可以有效地提高***故障诊断效率，提高航天器运行的安全性和可靠性。同时本发明提出的故障诊断方法不需要***的角速度信息，可以很好地以解决角速度敏感器故障时不能提供角速度测量信息的航天器姿态控制问题，提高了该方法在实际工程中应用的价值，其对于实际姿控***的控制具有更强的适用性。
附图说明
图1是本发明的方法流程图。
具体实施方式
下面结合附图及实施例对本发明做进一步的详细说明。
如图1所示为本发明的方法流程图，本发明提出了一种基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法，包括以下步骤：
步骤1：采用罗德里格参数建立刚体航天器姿态数学模型。
所述航天器姿态数学模型为：
其中，σ为航天器姿态信息；为σ的导数；σT为σ的转置；σ×为σ的叉乘矩阵；F(σ)为σ的状态矩阵；ω为航天器角速度信息；为ω的导数；ω×为ω的叉乘矩阵；J为航天器的转动惯量矩阵；τ为作用于航天器的控制力矩；d为作用于航天器的干扰力矩；I为单位矩阵。
步骤2：根据航天器姿态数学模型建立非线性动力学方程。
根据所述的航天器姿态数学模型建立非线性动力学方程，所建立的非线性动力学方程：
其中，J*(σ)为σ的对称正定矩阵；为σ的二阶导数；为σ和的状态矩阵；G(σ)为σ的转换矩阵；GT(σ)为G(σ)的转置；为转换后的干扰力矩；为F(σ)的导数；J为航天器的转动惯量矩阵；"×"为求叉乘矩阵符号。
步骤3：为设计二阶滑模观测器将上述非线性动力学方程进行改写。
改写后的非线性动力学方程为：
y＝x1
其中，x1为σ的符号表示；x2为的符号表示；为x1的导数；为x2的导数；J*(x1)为对称正定矩阵；C(x1,x2)为状态矩阵；GT(x1)为转换矩阵；τ为作用于航天器的控制力矩；Δτ为作用于航天器的故障力矩值；y为***输出；d为作用于航天器的干扰力矩。
步骤4：根据改写的非线性动力学方程设计二阶滑模观测器；
根据改写的非线性动力学方程，所述的二阶滑模观测器设计为：
其中，x1为σ的符号表示；x2为的符号表示；为x1的估计值，为的导数；为x2的估计值，为的导数；z1为二阶滑模观测器的等价注入项1；z2为二阶滑模观测器的等价注入项2；J*(x1)为对称正定矩阵，(J*(x1))-1为J*(x1)的逆矩阵；为状态矩阵；GT(x1)为转换矩阵；λ为z1的比例系数，α为z2的比例系数；sign()为符号函数；max()为取最大值函数；f+为估计常数；m,n,p为正整数，且m/n的最优值为0.5；为对取绝对值；τ为作用于航天器的控制力矩；d为作用于航天器的干扰力矩。
步骤5：进一步对滑模观测器的等价注入项2进行低通滤波处理，估计故障的外轮廓。
所述的等价注入项2低通滤波处理为：
其中，z2为滑模观测器的等价注入项2；为z2进行低通滤波后的值；ε为z2和之间的差值。
所述故障的外轮廓可估计为：
其中，为z2进行低通滤波后的值；Δτ为作用于航天器的故障力矩值。
步骤6：设计故障诊断策略，将故障的估计值与设定的阈值进行比较，完成***故障诊断。
所述的故障诊断策略设计为：
其中，r为航天器***故障指示值，当“r＝1”时表示***发生故障；“r＝0”表示***未发生故障；为对取绝对值；T为设定的阈值。

Claims (8)

1.一种基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法，其特征在于：包括以下步骤：
采用罗德里格参数建立刚体航天器姿态数学模型，根据刚体航天器姿态数学模型建立非线性动力学方程，并将非线性动力学方程进行改写，根据改写的非线性动力学方程设计二阶滑模观测器；
对二阶滑模观测器的等价注入项进行低通滤波处理，估计故障的外轮廓，将故障的估计值与设定的阈值进行比较，完成***故障诊断。
2.根据权利要求1所述的基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法，其特征在于：所述刚体航天器姿态数学模型为：
其中，σ为航天器姿态信息；为σ的导数；σT为σ的转置；σ×为σ的叉乘矩阵；F(σ)为σ的状态矩阵；ω为航天器角速度信息；为ω的导数；ω×为ω的叉乘矩阵；J为航天器的转动惯量矩阵；τ为作用于航天器的控制力矩；d为作用于航天器的干扰力矩；I为单位矩阵。
3.根据权利要求1所述的基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法，其特征在于：所述非线性动力学方程为：
其中，σ为航天器姿态信息；为σ的导数；为σ的二阶导数；J*(σ)为σ的对称正定矩阵；为σ和的状态矩阵；G(σ)为σ的转换矩阵；GT(σ)为G(σ)的转置；d为作用于航天器的干扰力矩；为转换后的干扰力矩；F(σ)为σ的状态矩阵；为F(σ)的导数；J为航天器的转动惯量矩阵；"×"为求叉乘矩阵符号。
4.根据权利要求1所述的基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法，其特征在于：所述将非线性动力学方程进行改写为：
y＝x1
其中，x1为σ的符号表示；x2为的符号表示；为x1的导数；为x2的导数；J*(x1)为对称正定矩阵；C(x1,x2)为状态矩阵；GT(x1)为转换矩阵；τ为作用于航天器的控制力矩；Δτ为作用于航天器的故障力矩值；y为***输出；d为作用于航天器的干扰力矩。
5.根据权利要求1所述的基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法，其特征在于：所述二阶滑模观测器为：
其中，x1为σ的符号表示；x2为的符号表示；为x1的估计值，为的导数；为x2的估计值，为的导数；z1和z2均为二阶滑模观测器的等价注入项，其中z1为二阶滑模观测器的第一等价注入项；z2为二阶滑模观测器的第二等价注入项；J*(x1)为对称正定矩阵，(J*(x1))-1为J*(x1)的逆矩阵；为状态矩阵；GT(x1)为转换矩阵；λ为z1的比例系数，α为z2的比例系数；sign()为符号函数；max()为取最大值函数；f+为估计常数；m,n,p为正整数；为对取绝对值；τ为作用于航天器的控制力矩；d为作用于航天器的干扰力矩。
6.根据权利要求1所述的基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法，其特征在于：所述对二阶滑模观测器的等价注入项进行低通滤波处理为：
其中，z2为二阶滑模观测器的等价注入项；为z2进行低通滤波后的值；ε为z2和之间的差值。
7.根据权利要求1所述的基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法，其特征在于：所述故障的外轮廓可估计为：
其中，为z2进行低通滤波后的值；Δτ为作用于航天器的故障力矩值。
8.根据权利要求1所述的基于二阶滑模观测器的航天器故障诊断方法，其特征在于：所述将故障的估计值与设定的阈值进行比较包括：
其中，r为航天器***故障指示值，当“r＝1”时表示***发生故障；“r＝0”表示***未发生故障；为对取绝对值；T为设定的阈值。
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