航天器空间自主交会故障诊断与容错控制的集成设计

刘伟杰 谌 颖

北京控制工程研究所，北京100190

自20世纪末以来，出现了世界范围的交会对接研究热潮，而对空间自主交会最终逼近段的研究，尤为引人瞩目。日本宇宙航空研究开发机构(JAXA)认为空间自主交会有3大难点，其中2个就在最终逼近段:在国际空间站邻近空间的接近轨迹设计及其相对应的故障诊断、隔离与恢复(FDIR)，最终逼近段的闭环轨迹控制［1］。在空间交会的最终逼近段，追踪航天器可能受到帆板的挠性运动、液体晃动等干扰，另外还因为轨道摄动、导航误差、控制误差、推进矢量误差及推力器故障等原因，导致实际轨迹与计划轨迹之间会产生偏差［2］。因此，国际上最终逼近段的轨道控制往往采用闭环控制，欧洲自动转移飞行器(ATV)与ISS的最终逼近段控制是H∞控制律［3］，日本HTV和美国“天鹅座”航天器都采用闭环 R-bar制导［1，4］。在此基础上，ATV，HTV 和美国“猎户座”航天器通过安全轨迹设计和主动轨迹保护两种思路保证空间交会的轨迹安全。

在空间交会过程中，追踪航天器必须能在所有方向上产生控制力，而推力器发生故障后如果没有及时做出反应，可能导致任何类型的轨迹，对空间交会安全造成极大危害。由于推力器构造复杂，而且相对于飞行器质心不完全对称，所以推力器故障的确切识别非常困难［2］。

近年来故障诊断与容错控制技术得到了迅猛发展，其中故障诊断与容错控制集成(Integrated Fault diagnosis and Fault-tolerant Control)技术由于其高可靠性及兼顾诊断性得到了越来越多的关注［5-6］。

文献［7］首先提出了一种基于四元数的故障诊断与容错控制集成设计思想。文献［8］提出了一种基于鲁棒H∞最优控制理论的故障诊断与容错控制的集成设计方法，并将该方法成功应用到波音747-100/200飞机上。文献［9］在考虑执行机构饱和限制的情况下，提出了一种鲁棒集成方法，并在无人机飞控系统中得到了应用。文献［10］研究了一种针对线性系统的集成设计方法并在列车控制中得到了应用。文献［11］研究了IFDFC集成设计，但该方法需要求解2个耦合的Riccati方程，这在实际应用中增加了难度。文献［12］针对考虑干扰的LTI系统设计未知输入观测器，并根据估计得到的故障参数在H∞框架下设计自适应容错控制律，从而达到集成设计的目的。文献［13］根据定量反馈理论，完成了考虑外部扰动LTI系统的集成设计。采用故障诊断与容错控制的思想来研究空间自主交会问题是近年来逐渐兴起的一个研究热点。文献［14］针对追踪航天器的推力器故障设计了被动容错控制器，但没有考虑推力器故障的诊断问题。文献［15］采用输入输出信号处理的方法对推力器故障进行故障诊断，但该方法只能应用于圆轨道的空间交会，因为椭圆轨道的相对运动方程无法得到解析解。

本文针对自主交会最终逼近段轨道控制问题，考虑推力器故障，以及推力器饱和限制问题，研究一种故障诊断与容错控制的集成设计方法。并考虑到空间交会控制对过渡性能的要求，研究了容错控制器的D稳定性分析，从而使追踪航天器对推力器故障具有良好容错能力的同时，可以迅速准确地诊断并隔离故障。

1 系统动力学建模

圆轨道上2个航天器的相对运动可以用CW方程描述［16］:

2 鲁棒容错控制器设计

式(21)等价于式(14)，由定理1可知，闭环系统是

3 鲁棒观测器设计

4 仿真结果

仿真中目标航天器轨道高度400km，初始时相对运动状态为x0=［-200，0.5，0.45，-0.1］(位置单位:m，速度单位:m/s)。根据定理2和定理3可以求得控制器的参数为:

根据定理4可以求得故障观测器的参数为:

为方便比较，采用PD控制器进行对比仿真，PD控制器的极点采用文献［20］所设计的参数，极点为λ =［-0.03，-0.04，-0.04，-0.05］。

仿真结果如图所示，图1和2分别是无故障发生时，追踪航天器分别用PD控制器和IFDFC作用下的相对位置变化曲线，可以看出交会过程是稳定的，并且没有超出测量视场等情况发生。

图1 PD控制的相对位置

图2 IFDFC控制的相对位置

为了更清楚地说明航天器在交会平面内的相对轨迹，本文采用国际空间站的逼近走廊(Approach Corridor，AC)进行说明。在距离目标星200m到20m之间，AC以V-bar为中心线，半锥角为8°，在最后20m，AC以“对接单元口平面”纵轴为中心线，半锥角为4°。图3和图4分别是无故障发生时2种控制方法下的相对轨迹。从图中可以看出，这2条轨迹基本沿V-bar方向，并且没有接触到逼近走廊。

图3 PD控制的交会轨迹

图4 IFDFC控制的交会轨迹

图5是无故障发生时追踪航天器控制量的输出曲线，从图中可以看出，x轴上初始控制加速度较大，但仍然没有超出推力器的约束限制。图6是相对应的故障诊断结果，从图中可以看出，没有推力器故障发生。

假设追踪航天器y轴上的推力器在10～60s之间发生故障，故障用fy=(-0.05sin(0.4πt)-0.05)m·s-2表示。系统的仿真结果如图7所示，x轴曲线表明追踪航天器与目标航天器有相撞的可能;y轴曲线表明追踪航天器有超出测量视场的可能。图8是IFDFC作用下的相对位置变化曲线，从图中可以看出，追踪航天器的轨迹控制仍然保持了令人满意的性能，达到了容错控制的效果。

图5 无故障时控制加速度

图6 无故障时的故障估计

图7 PD控制的相对位置

图9和图10分别是2种控制器作用下的交会轨迹，从图中可以看出，PD控制下的追踪航天器在4s内接触到逼近走廊的警戒线，触发撤离操作或者避撞机动。IFDFC作用下的交会轨迹仍能保证安全，没有触发避撞机动等安全措施，在故障被诊断隔离后，采用备用推力器代替故障推力器，交会任务可以继续进行，从而节省大量人力物力。

图8 IFDFC控制的相对位置

图9 PD控制的交会轨迹

图10 IFDFC控制的交会轨迹

图11表明故障发生后，推力器输出仍然没有超出饱和限制。图12表明故障发生后，故障观测器迅速准确地诊断并隔离了故障，从而可以及时采用备份推力器进行替换，继续完成空间自主交会操作。

5 结论

图11 故障时控制加速度

图12 故障时的故障估计

对于考虑推力器饱和约束的自主交会问题，完成了故障诊断与容错控制集成设计。该设计构造简单，便于实现。在推力器发生故障后，能够在保证追踪航天器轨迹安全的同时，迅速准确地诊断并隔离故障。该方法不仅能提高空间交会的安全性，还可以减少避撞机动等操作的几率。

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