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      一種基于故障及欠驅(qū)動情況的反作用輪配置優(yōu)化方法

      2022-09-01 10:11:30馮佳佳
      關(guān)鍵詞:反作用角動量控制能力

      馮佳佳, 謝 軍, 黎 飛

      1. 北京控制工程研究所,北京100094 2. 空間智能控制技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京 100094

      0 引 言

      自主控制是航天器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)追求的一個(gè)重要目標(biāo).在有限的配置資源下,如何最大程度增加航天器自主控制的能力,這是擺在我們面前首先需要解決的問題[1-2].

      對于航天器控制系統(tǒng)中的執(zhí)行機(jī)構(gòu)來說,其在整個(gè)壽命階段一般經(jīng)歷正常工作、一重故障、二重故障等幾個(gè)階段,其在控制方式表現(xiàn)為全驅(qū)動控制和欠驅(qū)動控制兩種方式.而在故障及欠驅(qū)動情況下執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制能力問題是航天器自主控制的一個(gè)重要體現(xiàn),一方面它可以有效增強(qiáng)航天器自主運(yùn)行能力,在故障模式下仍然能夠正常的運(yùn)行;另一方面它也可以有效減少控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)成本,在航天器設(shè)計(jì)的時(shí)候選擇欠驅(qū)動控制模式[3].因此,從這個(gè)角度出發(fā),對航天器控制系統(tǒng)中的執(zhí)行機(jī)構(gòu)從故障及欠驅(qū)動情況進(jìn)行配置優(yōu)化研究具有重要的工程意義[4-5].目前,從故障及欠驅(qū)動情況對執(zhí)行機(jī)構(gòu)進(jìn)行配置優(yōu)化的研究相對欠缺,其主要集中在故障及欠驅(qū)動情況下的控制算法上[6-10].事實(shí)上,對執(zhí)行機(jī)構(gòu)從故障及欠驅(qū)動情況進(jìn)行配置優(yōu)化,一方面需要保證所配置的執(zhí)行機(jī)構(gòu)在整個(gè)壽命階段都能夠保證航天器控制能力的最優(yōu),另一方面也要保證所配置優(yōu)化的執(zhí)行機(jī)構(gòu)簡潔、可靠,這樣的配置優(yōu)化目標(biāo)也是符合目前航天器工程發(fā)展的需求.

      由于反作用輪是航天器控制系統(tǒng)中較常用的一種執(zhí)行機(jī)構(gòu)[11],因此,本文將主要針對經(jīng)典、簡潔的4輪裝反作用輪進(jìn)行配置優(yōu)化研究.首先,根據(jù)反作用輪配置的目的進(jìn)行4輪裝反作用輪配置優(yōu)化問題的描述;其次,根據(jù)其在整個(gè)壽命階段可能發(fā)生故障的情況,對它在故障階段的控制性能進(jìn)行具體分析;然后,根據(jù)4輪裝反作用輪在每個(gè)階段的控制能力建立反作用輪配置優(yōu)化模型,從而尋找出在全壽命階段下的最優(yōu)配置;最后,以一工程實(shí)例進(jìn)行配置解析,并針對可能發(fā)生的3種工作階段進(jìn)行仿真驗(yàn)證,以驗(yàn)證其自主運(yùn)行能力.

      1 問題描述

      設(shè)某航天器配置4個(gè)同一類型反作用輪作為執(zhí)行機(jī)構(gòu),其由航天器星體和反作用輪組成的動力學(xué)方程為

      (1)

      其中,J=diag{I1,I2,I3}為航天器系統(tǒng)(包括反作用輪)的轉(zhuǎn)動慣量矩陣,ω=[ω1ω2ω3]T為航天器相對慣性系的角速度在本體系下的分量,ω×為反對稱矩陣,h為反作用輪相對星體的角動量,C為反作用輪的配置安裝矩陣,其可以描述為

      (2)

      式中,αi,βi,i=1,2,3,4為反作用輪的安裝夾角,αi∈(αi,min,αi,max),βi∈(βi,min,βi,max).由于反作用輪在進(jìn)行配置安裝時(shí),一般出于某種原因或者考慮,對反作用輪的安裝夾角有一定的約束范圍,其可描述為

      f(αi,βi)<0

      (3)

      如何確定αi,βi,i=1,2,3,4的具體安裝夾角,使反作用輪在整個(gè)壽命階段均能保證航天器控制能力最優(yōu),包括全驅(qū)動控制階段和欠驅(qū)動控制階段,這是本文研究的重點(diǎn).

      2 反作用輪全壽命階段控制能力分析

      一般為了保證控制系統(tǒng)中所配置的4輪裝反作用輪可用性最高,一般要求任意3個(gè)反作用輪均不共面.同時(shí),在這里假設(shè)所配置的單個(gè)反作用輪的可靠性為p0.

      (1) 正常階段

      (4)

      從式(4)可以看出,T作為動力學(xué)方程中的唯一輸入,其控制能力的大小主要體現(xiàn)在其具體數(shù)值上.因此,很顯然,為了提高控制系統(tǒng)的控制性能,一般需要最大化安裝矩陣C所圍成的角動量包絡(luò)體積V1.角動量包絡(luò)V1越大,則代表著作用于航天器的反作用輪輸出范圍越大,控制能力越強(qiáng).

      其中,在冗余控制模式中,對于確定的輸入T一般采取偽逆分配法[12],將所需要的角動量分配到每個(gè)具體的反作用輪上.

      (2) 一重故障階段

      (3) 二重故障階段

      根據(jù)KRISHNAN等[13]研究指出,如果控制系統(tǒng)的角動量為零,則僅配有不平行的兩個(gè)反作用輪的航天器系統(tǒng)是可控的,其中,航天器控制系統(tǒng)的角動量可以通過磁力矩器或者推力器等非零角動量裝置進(jìn)行卸載,并最終滿足系統(tǒng)角動量為零這一條件.

      當(dāng)系統(tǒng)角動量為零,則式(4)變?yōu)?/p>

      (5)

      假設(shè)發(fā)生二重故障后剩余工作的兩個(gè)反作用輪的安裝方向單位矢量為n1,n2,則式(5)變?yōu)?/p>

      (6)

      (7)

      (4) 三重故障階段

      這里三重故障階段主要指的是控制系統(tǒng)有3個(gè)反作用輪發(fā)生故障,其中,在該階段的概率為4p0(1-p0)3,由于在該階段的概率基本為零,所以該階段反作用輪的控制能力不做討論.

      3 反作用輪配置優(yōu)化

      由于反作用輪配置矩陣所圍成的角動量包絡(luò)面和角動量包絡(luò)體是反作用輪配置優(yōu)化的重要指標(biāo),因此需要首先建立角動量包絡(luò)面和角動量包絡(luò)體的計(jì)算方法.

      (1) 角動量包絡(luò)面和角動量包絡(luò)體計(jì)算方法

      設(shè)有m個(gè)反作用輪,其配置安裝矩陣為

      A=[A1A2…Am]

      (8)

      其中,Ai為第i個(gè)反作用輪安裝方向的單位矢量,i=1,2,…m.

      各個(gè)反作用輪輸出的正、負(fù)方向的角動量記為hi,max和hi,min,且有

      hi,min≤hi≤hi,maxi=1,2,…,m

      (9)

      其中,hi.max為第i個(gè)反作用輪的正向最大控制輸出,hi,min為第i個(gè)反作用輪的負(fù)向最大控制輸出.

      在這里假設(shè)各反作用輪角動量組成的列向量為hw=[h1h2…h(huán)w]T,則反作用輪組合控制輸出為

      h=[h1h2…h(huán)m]T=

      [A1h1A2h2…Amhm]T=Ahw

      (10)

      當(dāng)A中任意3×3列向量線性無關(guān)時(shí),其角動量可達(dá)集邊界由一系列平行四邊形組成的封閉包絡(luò)面,并且原點(diǎn)將包絡(luò)于可達(dá)集內(nèi)部[14].可達(dá)集的體積可以拆分為原點(diǎn)和各四邊形組成的四棱錐體積之和[15]

      (11)

      (12)

      (13)

      四棱錐底面面積為

      Si,j=(hi,max-hi,min)(hj,max-hj,min)sin(〈hi,hj〉)=

      liljsin(〈hi,hj〉)=liljsin(〈Ai,Aj〉)

      (14)

      其中,li=hi,max-hi,min,lj=hj,max-hj,min,〈hi,hj〉表示hi,hj間的夾角,也即Ai,Aj間的夾角,且有

      (15)

      其中,式(14)也可作為角動量包絡(luò)面的計(jì)算公式.

      故式(12)化簡為

      (16)

      同理有

      (17)

      其中

      (18)

      (2) 反作用輪配置優(yōu)化模型的建立

      由上面的分析可以看出,反作用輪在每一個(gè)工作階段的控制能力.因此,綜合以上的分析,為了尋求反作用輪的配置在整個(gè)壽命階段均為最優(yōu),反作用輪的配置優(yōu)化模型可以建立為

      (19)

      (20)

      引入客觀設(shè)計(jì)概率權(quán)重后,式(19)修正為

      (21)

      式(21)即為反作用輪在考慮整個(gè)壽命工作階段所建立的配置優(yōu)化模型,其主要考慮了正常階段、一重故障階段和二重故障階段3個(gè)階段.

      4 優(yōu)化算法

      粒子群優(yōu)化算法(PSO)是一種典型群智算法,其最大的優(yōu)點(diǎn)是實(shí)現(xiàn)簡單,全局搜索能力強(qiáng),應(yīng)用廣泛,可以廣泛的應(yīng)用于非線性、不可微、多極值、高維函數(shù)的優(yōu)化問題[16].

      因此,針對PSO優(yōu)化算法的優(yōu)點(diǎn),在對所建立的反作用輪配置優(yōu)化模型上,選擇PSO算法進(jìn)行優(yōu)化.

      PSO算法表達(dá)式為

      (22)

      5 實(shí)例解析

      為了驗(yàn)證本文所提出的反作用輪配置優(yōu)化方法的有效性,現(xiàn)進(jìn)行工程實(shí)例解析:

      設(shè)某一控制系統(tǒng)需要進(jìn)行反作用輪配置,航天器轉(zhuǎn)動慣量為:J=diag{3 200,2 400,1 500}(kg·m2),符號diag{·}表示對角陣.所配置4個(gè)反作用輪的力矩和角動量分別為0.1 N·m、50 N·m·s.設(shè)航天器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)對反作用輪安裝角的限制約束范圍為

      設(shè)單個(gè)反作用輪的可靠性為p0=0.99(16年壽命要求),則歸一化后的客觀概率設(shè)計(jì)權(quán)重為

      γ1=0.989 9,γ2=0.01,γ3=0.000 1

      利用PSO算法對式(21)進(jìn)行優(yōu)化,得到的配置優(yōu)化矩陣為

      此時(shí)對應(yīng)的反作用輪安裝角度(單位rad)為

      β1=1.570 8,β2=2.681 9,β3=3.905 9,β4=5.189 2,α1=0.717 5,α2=0,α3=0.258 0,α4=1.161 9.

      為了驗(yàn)證所優(yōu)化配置矩陣的控制效果,下面將針對反作用輪工作的3種情況進(jìn)行仿真.

      仿真情況1.主要針對正常情況.仿真時(shí)間為2 000 s,仿真步長為0.1 s,分配矩陣采取偽逆分配方法,其仿真具體控制任務(wù)為:航天器的3個(gè)軸從[0 0 0]T進(jìn)行[π/3 π/4 π/6]T的角度機(jī)動,航天器姿態(tài)機(jī)動沒有進(jìn)行路徑規(guī)劃.

      由于PID控制算法目前廣泛應(yīng)用于實(shí)際航天器的控制中,為了真實(shí)驗(yàn)證本文配置優(yōu)化的效果,控制算法在這里選取為PID.其中,控PID制參數(shù)選取為

      Kp=diag{5,2,1},

      Kd=diag{8 000,3 000,3 000}

      仿真結(jié)果如圖1所示.

      圖1 正常情況Fig.1 Normal working condition

      從圖1可以看出,在正常情況下,即反作用輪無故障發(fā)生時(shí),配置優(yōu)化的矩陣可以很好的完成姿態(tài)機(jī)動任務(wù),而且控制性能較好.

      仿真情況2.主要針對反作用輪發(fā)生一重故障的情況,其具體仿真參數(shù)如情況1,仿真結(jié)果如圖2~5所示.

      從圖2~5可以看出,當(dāng)發(fā)生一重故障時(shí),即有一個(gè)反作用輪發(fā)生故障時(shí),在相同的控制參數(shù)下,優(yōu)化配置矩陣仍然可以有效的完成控制任務(wù),從而證明配置優(yōu)化方法有效.

      圖2 反作用輪1發(fā)生故障Fig.2 Failure of Reaction Wheel 1

      仿真情況3.主要針對發(fā)生二重故障的情況,此時(shí)進(jìn)入欠驅(qū)動控制模式,此時(shí)假設(shè)控制系統(tǒng)角動量為零.由于在欠驅(qū)動控制模式下,普通的控制方法將無效,在這里選取基于勢函數(shù)的欠驅(qū)動控制方法[17],其中其關(guān)鍵參數(shù)取值為λ=1 000,g=50,λ代表調(diào)節(jié)姿態(tài)誤差和角速度誤差間的比率,g為姿態(tài)角速度的比率.其具體控制任務(wù)和情況1一致,仿真結(jié)果如圖6~11所示.

      圖3 反作用輪2發(fā)生故障Fig.3 Failure of Reaction Wheel 2

      圖4 反作用輪3發(fā)生故障Fig.4 Failure of Reaction Wheel 3

      圖5 反作用輪4發(fā)生故障Fig.5 Failure of Reaction Wheel 4

      圖6 反作用輪3、4發(fā)生故障Fig.6 Failures of Reaction Wheel 3 and 4

      圖7 反作用輪2、4發(fā)生故障Fig.7 Failures of Reaction Wheel 2 and 4

      圖8 反作用輪2、3發(fā)生故障Fig.8 Failures of Reaction Wheel 2 and 3

      圖9 反作用輪1、4發(fā)生故障Fig.9 Failures of Reaction Wheel 1 and 4

      圖10 反作用輪1、3發(fā)生故障Fig.10 Failures of Reaction Wheel 1 and 3

      圖11 反作用輪1、2發(fā)生故障Fig.11 Failures of Reaction Wheel 1 and 2

      從圖6~11可以看出,在二重故障下,即有兩個(gè)反作用輪同時(shí)發(fā)生故障時(shí),所配置優(yōu)化的矩陣仍然能夠有效的完成航天器機(jī)動控制任務(wù),從而證明配置優(yōu)化的矩陣可行.

      從整個(gè)仿真結(jié)果上可以看出,本文所提出的反作用配置優(yōu)化方法針對正常情況、一重故障情況和二重故障3種情況均能夠有效的完成航天器姿態(tài)機(jī)動控制任務(wù),從而證明本文所提出的配置優(yōu)化方法的可行性和有效性,可以有效的提升航天器自主運(yùn)行的控制能力.

      6 結(jié) 論

      對航天器控制系統(tǒng)中的執(zhí)行機(jī)構(gòu)從全壽命階段,即考慮全驅(qū)動控制模式和欠驅(qū)動控制模式下進(jìn)行配置優(yōu)化研究具有重要的工程應(yīng)用意義.本文突破了目前只從控制算法上去提升航天器自主運(yùn)行控制能力的局限,提出了一種考慮故障及欠驅(qū)動情況下的反作用輪配置優(yōu)化方法,從執(zhí)行機(jī)構(gòu)的本質(zhì)控制屬性去考慮,并利用該方法對一工程實(shí)例進(jìn)行配置解析,并針對可能發(fā)生的三種工作階段進(jìn)行仿真驗(yàn)證,結(jié)果表明本文所提出的配置優(yōu)化方法能夠有效提升航天器的自主運(yùn)行,從而證明本文所提出的方法可行和有效,具有一定的工程應(yīng)用價(jià)值.

      然而,在進(jìn)行反作用輪配置優(yōu)化上,本文主要從執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制能力,即反作用輪的輸出能力上去研究,然而還有很多方面沒有進(jìn)行考慮,如驅(qū)動控制和耦合控制的關(guān)系、具體的控制性能和控制任務(wù)、具體的欠驅(qū)動控制算法等,這都將作為下一步研究的重點(diǎn)及方向.

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