[發(fā)明專利]×型配置執(zhí)行機構(gòu)故障情況下飛行器控制作用重分配方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201510095004.7
• 申請日: 2015-03-03
• 公開（公告）號: CN104743100B
• 公開（公告）日: 2017-01-25
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 朱文彪;李冬;閔勇;陳宜成
• 申請（專利權(quán)）人: 北京航天自動控制研究所;中國運載火箭技術(shù)研究院
• 主分類號: B64C19/00
• 分類號: B64C19/00
• 代理公司: 中國航天科技專利中心11009
• 代理人: 安麗

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及×型配置執(zhí)行機構(gòu)故障情況下飛行器控制作用重分配方法，屬于航天飛行器可重構(gòu)控制技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

隨著航天技術(shù)的發(fā)展和任務(wù)的多樣化，航天飛行器的發(fā)射密度增大、任務(wù)需求復(fù)雜化，對飛行器安全可靠完成飛行任務(wù)的要求也越來越高。由于航天飛行器制造、發(fā)射成本高，確保每次可靠飛行尤為重要。目前常采用的措施之一是加強研制、發(fā)射過程的質(zhì)量控制，提高飛行可靠性；另一項措施是冗余配置控制系統(tǒng)設(shè)備，在某設(shè)備發(fā)生故障時，利用備份設(shè)備替換。后一項措施的實施不僅增加研制成本，而且往往受到飛行器空間和重量等的限制而較難實施。因此在航天飛行器飛行過程中發(fā)生非致命性故障時，若能通過對控制系統(tǒng)能力進行充分挖潛，實現(xiàn)飛行器控制能力在飛行器發(fā)生非致命性故障時的合理配置，完成對飛行器的有效控制，對提升航天飛行器的可靠性有重要意義。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種×型配置執(zhí)行機構(gòu)故障情況下飛行器控制作用重分配方法，該方法針對”×”字型配置的執(zhí)行機構(gòu)在發(fā)生非致命性故障時，對控制系統(tǒng)能力進行充分挖潛，對在非故障情況下計算出的控制系統(tǒng)執(zhí)行機構(gòu)擺角要求進行重新計算分配，實現(xiàn)飛行器控制能力在執(zhí)行機構(gòu)發(fā)生非致命性故障時的合理配置，完成對飛行器的有效控制。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：×型配置執(zhí)行機構(gòu)故障情況下飛行器控制作用重分配方法，步驟如下：

(1)根據(jù)實時采集的飛行器的×字型配置的執(zhí)行機構(gòu)的狀態(tài)信息，對×字型配置的執(zhí)行機構(gòu)的故障進行定位和判定，確定發(fā)生故障的執(zhí)行機構(gòu)和故障類型，所述飛行器具有四個執(zhí)行機構(gòu)，這四個執(zhí)行機構(gòu)按×型安裝配置，即四個執(zhí)行機構(gòu)分別分布在四個象限的45°角上；

(2)根據(jù)步驟(1)中確定的發(fā)生故障的執(zhí)行機構(gòu)和故障類型，確定發(fā)生故障的執(zhí)行機構(gòu)能夠擺動的角度；

(3)按照飛行器中的控制規(guī)律，計算出在非故障情況下×型配置的四個執(zhí)行機構(gòu)的期望擺角δ_1d、δ_2d、δ_3d和δ_4d；

(4)根據(jù)步驟(2)確定的發(fā)生故障的執(zhí)行機構(gòu)能夠擺動的角度，計算出發(fā)生故障的執(zhí)行機構(gòu)實際擺動的角度，再計算出該發(fā)生故障的執(zhí)行機構(gòu)實際擺角與步驟(3)的期望擺角的偏差；

(5)根據(jù)步驟(4)得到的該發(fā)生故障的執(zhí)行機構(gòu)實際擺角與步驟(3)的期望擺角的偏差，計算未發(fā)生故障的其它三個執(zhí)行機構(gòu)的實際擺角，即未發(fā)生故障的其它三個執(zhí)行機構(gòu)中，與發(fā)生故障的執(zhí)行機構(gòu)相鄰的兩個執(zhí)行機構(gòu)的實際擺角分別為兩個執(zhí)行機構(gòu)的期望擺角加上步驟(4)中該發(fā)生故障的執(zhí)行機構(gòu)實際擺角與步驟(3)的期望擺角的偏差，另外一個與發(fā)生故障的執(zhí)行機構(gòu)相對的執(zhí)行機構(gòu)的實際擺角為該執(zhí)行機構(gòu)的期望擺角減去步驟(4)中該發(fā)生故障的執(zhí)行機構(gòu)實際擺角與步驟(3)的期望擺角的偏差；

(6)執(zhí)行機構(gòu)按照步驟(4)和步驟(5)重新計算分配的四個執(zhí)行機構(gòu)的實際擺角進行擺動，完成對飛行器的有效控制。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比有益效果為：

(1)本發(fā)明針對×型配置的執(zhí)行機構(gòu)在發(fā)生非致命性故障時，對控制系統(tǒng)能力進行充分挖潛，對在非故障情況下計算出的控制系統(tǒng)執(zhí)行機構(gòu)擺角要求進行重新計算分配，實現(xiàn)飛行器控制能力在執(zhí)行機構(gòu)發(fā)生非致命性故障時的合理配置，完成對飛行器的有效控制。本發(fā)明提出的方法可以提升航天飛行器抗發(fā)動機停擺、控制舵面卡死等執(zhí)行機構(gòu)故障的能力，因此對飛行器研制和航天飛行器高可靠完成飛行任務(wù)有重要意義,在航天飛行器研制中有廣闊的應(yīng)用前景。

(2)本發(fā)明在不新增設(shè)備的情況下，實現(xiàn)飛行器控制能力在執(zhí)行機構(gòu)發(fā)生非致命性故障時的合理配置，完成對飛行器的有效控制，從而提升航天飛行器可靠完成任務(wù)的能力。

(3)本發(fā)明中控制作用重新計算分配過程只在非故障情況下得到的期望擺角基礎(chǔ)上，通過簡單的加減運算就可求得伺服機構(gòu)的實際擺動角度，計算量小，不會明顯增加飛行器計算機的計算負擔(dān)，可以保證飛行器控制過程的實時性，有較好的實用性。

附圖說明

圖1為本發(fā)明×型配置執(zhí)行機構(gòu)后視示意圖；

圖2為本發(fā)明流程圖；

圖3為執(zhí)行機構(gòu)無故障發(fā)生時，飛行器飛行過程中俯仰姿態(tài)角的偏差曲線；

圖4為執(zhí)行機構(gòu)發(fā)生非致命性故障，沒有采用本發(fā)明控制作用重分配方法時，飛行器飛行過程中俯仰姿態(tài)角的偏差曲線；

圖5為執(zhí)行機構(gòu)發(fā)生非致命性故障，采用本發(fā)明控制作用重分配方法時，飛行器飛行過程中俯仰姿態(tài)角的偏差曲線。