基于卡尔曼滤波的模糊PID故障确定容错控制方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN109358491A(43)申请公布日2019.02.19(21)申请号201811250137.7(22)申请日2018.10.25(71)申请人中国电子科技集团公司第五十四研究所地址050081河北省石家庄市桥西区中山西路589号申请人哈尔滨工业大学(72)发明人董诗音冯小恩陈韬亦张超路志勇李玉庆(74)专利代理机构哈尔滨市松花江专利商标事务所23109代理人刘冰(51)Int.Cl.G05B11/42(2006.01)权利要求书5页说明书12页附图14页(54)发明名称基于卡尔曼滤波的模糊PID故障确定容错控制方法(57)摘要基于卡尔曼滤波的模糊PID故障确定容错控制方法，本发明涉及模糊PID故障确定容错控制方法。本发明的目的是为了解决现有方法处理航天器执行机构发生失效故障时在姿态稳定方面不够平滑，导致航天器执行任务完成率低，易出现错误的问题。过程为：一、基于动量轮仿真模型和动量轮故障模型建立姿态控制系统模型，对姿态控制系统模型中的观测数据进行采样，得到姿态控制系统模型的采样数据；二、基于KF的滤波方法对姿态控制系统模型的采样数据进行滤波，得到去噪后的采样数据和滤波后的姿态控制系统模型；三、设计模糊PID控制器，对滤波后的姿态控制系统模型进行容错控制。本发明用于航天器故障诊断领域。CN109358491ACN109358491A权利要求书1/5页1.基于卡尔曼滤波的模糊PID故障确定容错控制方法，其特征在于：所述方法具体过程为：步骤一、建立动量轮仿真模型，建立动量轮故障模型，基于动量轮仿真模型和动量轮故障模型建立姿态控制系统模型，对姿态控制系统模型中的观测数据进行采样，得到姿态控制系统模型的采样数据；步骤二、基于KF的滤波方法对姿态控制系统模型的采样数据进行滤波，得到去噪后的采样数据和滤波后的姿态控制系统模型；所述KF的滤波方法为卡尔曼的滤波方法；步骤三、设计模糊PID控制器，对滤波后的姿态控制系统模型进行容错控制。2.根据权利要求1所述基于卡尔曼滤波的模糊PID故障确定容错控制方法，其特征在于：所述步骤一中建立动量轮仿真模型，建立动量轮故障模型，基于动量轮仿真模型和动量轮故障模型建立姿态控制系统模型，对姿态控制系统模型中的观测数据进行采样，得到姿态控制系统模型的采样数据；具体过程为：建立动量轮故障模型，具体过程为：其中ρ为动量轮的驱动电机故障；Im为动量轮的控制电流，kt为动量轮的控制力矩比例系数；t为时间；τ为动量轮的输出力矩；tp为动量轮故障发生时间；基于动量轮仿真模型和动量轮故障模型建立姿态控制系统模型，对姿态控制系统模型中的观测数据进行采样，得到姿态控制系统模型的采样数据；具体过程为：采用欧拉角描述航天器姿态运动方程，并基于小欧拉角运动将航天器姿态运动方程线性化：其中I＝diag(I1,I2,I3)(2)2K＝ωdiag(4(I2-I3),3(I1-I3),I2-I1)(3)T其中ω＝[ω1,ω2,ω3]表示航天器相对于惯性坐标系在本体坐标系中的角速度；表示航天器姿态角矢量，为Θ的一阶导数，为Θ的二阶导数；为航天器的偏航角，θ为航天器的俯仰角，ψ为航天器的滚转角；Tu＝[τ1,τ2,τ3]为由三个动量轮产生的作用于航天器上的控制力矩，τ1为第一个动量轮产生的作用于航天器上的控制力矩，τ2为第二个动量轮产生的作用于航天器上的控制力矩，τ3为第三个动量轮产生的作用于航天器上的控制力矩；I为航天器整体的主惯性矩阵，Ii表示航天器的一个主惯性矩阵，i＝1,2,3；diag为取对角元素；K、C为中间变量；2CN109358491A权利要求书2/5页Td＝[d1,d2,d3]为作用于航天器本体坐标系三个方向上的外部干扰力矩，d1为作用于航天器本体坐标系x方向上的外部干扰力矩，d2为作用于航天器本体坐标系y方向上的外部干扰力矩，d3为作用于航天器本体坐标系z方向上的外部干扰力矩；T又由于故障程度组成故障程度矩阵ρ(t)＝diag[ρ1(t),ρ2(t),ρ3(t)]，因此将三个动量T轮产生的作用于航天器上的控制力矩u＝[τ1,τ2,τ3]改写为：u＝ρ(t)u＝UP(t)(5)T其中，U＝diag([τ1,τ2,τ3])TP(t)＝[ρ1(t),ρ2(t),ρ3(t)]式中，U为三个动量轮产生的作用于航天器上的控制力矩u求对角阵后的矩阵，P(t)为故障程度向量；基于式(1)和式(5)得到姿态控制系统模型，姿态控制系统模型写成如下形式：式中，为ω的一阶导数；对姿态控制系统模型中的观测数据进行采样，得到姿态控制系统模型的采样数据。3.根据权利要求2所述基于卡尔曼滤波的模糊PID故障确定容错控制方法，其特征在于：所述动量轮的驱动电机故障ρ<1。4.根据权