[發明專利]一種基于角動量守恒的航天器控制執行機構異常檢測方法

在審

• 申請號: 202010350525.3
• 申請日: 2020-04-28
• 公開（公告）號: CN111625931A
• 公開（公告）日: 2020-09-04
• 發明（設計）人: 武云麗;林波;沈莎莎;劉瀟翔;郭建新
• 申請（專利權）人: 北京控制工程研究所
• 主分類號: G06F30/20
• 分類號: G06F30/20;G01M13/00;G06F111/10
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 張歡

1.一種基于角動量守恒的航天器控制執行機構異常檢測方法，其特征在于，包括步驟如下：

(1)對于噴氣式推力器，建立角動量異常檢測和定位模型；

(2)根據角動量異常檢測和定位模型，定位航天器的異常執行機構，根據判定規則，對推力器異常、角動量交換裝置異常進行相應判斷。

2.根據權利要求1所述的一種基于角動量守恒的航天器控制執行機構異常檢測方法，其特征在于，角動量異常檢測和定位模型如下：

角動量變化量的理論誤差：

其中，T_cl+、T_cl-分別為推力器產生正向、負向的標稱理論控制力矩，為角動量交換裝置產生的摩擦干擾力矩；

Δt_c+、Δt_c-分別為Δt時間段內實際系統中推力器正向噴氣脈沖累計時間和負向噴氣脈沖累計時間；

Δt_cl+、Δt_cl-分別為Δt時間段內仿真模型中正向理論噴氣脈沖累計時間和負向理論噴氣脈沖累計時間；

ω為星體角速度；

ΔH_e0＝-ω×H_eΔt-(ω-ω_l)×H_lΔt，真實角動量與理論計算角動量偏差值H_e＝H_I-H_Il，H_I為星本體角動量，H_Il為執行機構標稱輸出狀態下動力學理論計算的星體角動量，ω_l為理論角速度。

3.根據權利要求1或2所述的一種基于角動量守恒的航天器控制執行機構異常檢測方法，其特征在于，步驟(2)中，當推力器存在推力性能下降異常時，有

δH_e＝(γ₊-1)T_cl+Δt_cl++(γ_--1)T_cl-Δt_cl-；

其中，

4.根據權利要求3所述的一種基于角動量守恒的航天器控制執行機構異常檢測方法，其特征在于，

對推力器異常的判定規則如下：

當|ΔH_e0(i)|σ_max(i)，且γ_-(i)δ_thr(i)時，則推力器正向組合中存在推力下降異常問題；i＝x,y,z分別表示星體x,y,z方向軸；表示3維實數列向量；

當|ΔH_e0(i)|σ_max(i)且且γ₊(i)δ_thr(i)時，則推力器負向組合中存在推力下降異常問題；

當|ΔH_e0(i)|σ_max(i)且且γ₊(i)δ_thr(i)時，則推力器存在對噴問題；

其中，σ_max(i)為給定標稱允差最大檻值，為推力器超差上限檻值，δ_thr(i)為推力器超差下限檻值。

5.根據權利要求4所述的一種基于角動量守恒的航天器控制執行機構異常檢測方法，其特征在于，步驟(2)中，當角動量交換裝置存在摩擦力矩異常增大時，有

C_w表示安裝矩陣；I_rk為動量輪轉動慣量，表示陀螺角速度測量差分值，表示陀螺模型角速度輸出差分值，k＝1,2,…,n，n為角動量交換裝置的個數；

為動量輪的摩擦力矩，A_w表示動量輪的分配矩陣。

6.根據權利要求5所述的一種基于角動量守恒的航天器控制執行機構異常檢測方法，其特征在于，

對角動量交換裝置異常的判定規則如下：

當γ₊(i)δ_thr(i)且γ_-(i)δ_thr(i)時，則：

當|ΔH_e0(i)|σ_max(i)且|δH_e(i)|σ_Hl(i)且時，則角動量交換裝置存在摩擦力矩異常增大問題；

當|δH_e(i)|≥σ_Hl(i)且則角動量交換裝置存在飽和問題；

當且|δH_e(i)|≥σ_Hl(i)，則角動量交換裝置存在斷電問題；

當且|δH_e(i)|≥σ_Hl(i)，則敏感器異常；

其中，σ_Hl(i)為i軸上的角動量偏差限幅值，σ_{T max}(i)為摩擦力矩上限幅值，σ_{T min}(i)為摩擦力矩下限幅值，σ_{w max}(k)為角動量交換裝置k的轉速限幅值；

i＝x,y,z表示星體三個方向軸。