一种适用于航天器平台系统的可重构性设计方法与流程

本发明提出了一种适用于航天器平台系统的可重构性设计方法，通过综合考虑能量等各项实际限制约束并引入时间对可重构性的影响，对航天器这类强约束系统的实际可重构性展开了深入的分析、评价与设计，实现了航天器平台系统的离线构型设计与在线性能评估；属于航天器总体技术领域。

背景技术：

航天器结构复杂、运行环境恶劣，在轨故障难以避免。为提高航天器的在轨故障应对能力，传统方法是在关键部位添加冗余设备。然而，受成本与运载能力的制约，航天器能够携带的备份部件数量有限，因此需要另辟蹊径，寻找无需增加冗余设备就可以提升系统故障处理能力的方法。对系统进行可重构性设计，可以优化系统的冗余配置效率，从系统层面弥补航天器星上资源受限等缺陷，是提高航天器自主故障处理能力的一种有效途径。

目前，关于可重构性设计的研究才刚刚起步，主要方法有两种，其一，通过提高系统的能观能控性，对既有的部件配置进行构型优化，以此提高各部件之间的组合效率。其二，将大型复杂的卫星系统根据功能目标进行分层建模，基于层次分析法对各级组部件的构型选取、个数配备进行优化。虽然上述方法在一定程度上优化了系统可重构性，但仍然具有以下几点不足：

(1)第一种方法未全面考虑航天器这种强约束系统的实际限制因素对可重构性的影响，也没有考虑重构潜力在空间分布的合理性。然而，航天器的运行条件独特、星上资源有限，在实际运行过程中，受能量、时间等多重约束影响；此外，不同系统之间、同一系统不同方向之间的期望重构能力不尽相同，最“小”并不一定最“弱”，现有可重构性设计方法未考虑重构潜力分布的合理性，对系统进行优化设计的效果有限，可能会出现部分方向冗余过剩的情况，导致质量与成本的提高以及可用资源的浪费。

(2)第二种方法仅对系统部件的个数进行了优化或者对常见构型进行了择优选取，并没有进一步优化具体的安装角度，因此系统的可重构性还具有很大一部分的提升空间。在确定系统各级部件的个数以及基本构型以后，如果不对其进行合理的安装，则难以完全利用各个部件之间的组合关系，无法充分挖掘系统既有资源的解析冗余度，造成部分功能解析冗余的浪费。

(3)上述两种可重构性设计方法均默认系统的可重构性不随时间发生变化，多从构型配置这一空间角度出发研究系统的可重构性，而忽略了时间因素对可重构性的影响，只在地面设计阶段通过构型优化进行了可重构性设计，并没有于在轨运行阶段根据系统实际的性能状态展开进一步优化调整。然而，系统故障以后，受故障诊断延时以及计算机运算速率等因素影响，并不能立即进行控制重构。随着时间的推移，故障状态随之扩散，并造成有限资源的大量浪费，导致系统可重构性发生变化，需要进行相关调整。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是：提供了一种适用于航天器平台系统的可重构性设计方法，克服了现有研究成果未考虑航天器实际限制约束、未反映重构潜力分布的合理性等不足，通过综合能量及时间约束、可靠性下降影响、重构潜力分布的合理性等不同因素，对地面设计与在轨运行两个阶段分别展开可重构性研究，实现了对航天器系统的可重构性设计与监测。

具体包括如下步骤：建立执行器失效故障情况下能量及时间受限系统的状态空间模型；基于任务需求与安全要求，设定航天器在单位能耗下必须可恢复的最小状态包络，确定给定能量与时间约束下的系统可恢复状态域与系统结构参数之间的关系；根据可恢复状态域的内、外切椭球，建立航天器可重构性量化指标——可重构度与系统结构参数之间的关系；基于可重构性量化指标与系统结构参数之间的关系，以控制机构的安装参数为变量、以系统可重构度为目标函数，对航天器控制机构的安装构型进行优化。

本发明方法适用条件：航天器设计阶段和在轨运行阶段。因为综合考虑了各项实际限制约束，并引入了时间对可重构性的影响，所以本发明方法不仅可以在设计阶段从优化构型配置的角度来提升系统的重构潜力，充分挖掘既有部件的功能冗余，还可以在运行阶段实现系统的在线性能评估与健康状态监测，为重构方案的制定优化提供指导，从而全阶段、全方位地提高航天器的自主故障处理潜力，提升航天器的在轨自主能力，为后续深空探测的自主导航与自主控制任务提供理论指导。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种适用于航天器平台系统的可重构性设计方法，包括如下步骤：

s1、在执行器失效故障情况下，建立能量及时间受限的航天器平台系统的状态空间模型；

s2、设定航天器平台系统在单位能耗下可重构的最小状态包络；根据s1中所述的航天器平台系统的状态空间模型，求解航天器平台系统的可重构状态域；

s3、根据s2中所述的可重构状态域的内切圆和外切圆，求解航天器平台系统的可重构性参数值；

s4、以航天器平台系统的控制机构的安装参数为变量，以s3中所述的可重构性参数值最大为目标函数，在航天器平台系统的控制机构的安装角度约束下，采用但不限于粒子群算法或遗传算法或精细积分方法进行优化，重复s1～s3，获取航天器平台系统的控制机构的最终安装参数。

优选的，s1中所述的能量及时间受限的航天器平台系统的状态空间模型为：

式中，分别为标称系统的状态向量、控制输入向量、输出向量；a∈r^n×n,b∈r^n×m,c∈r^q×n分别是系统矩阵、控制输入矩阵和系统输出矩阵；tf和tmis分别为故障发生时刻和任务终止时刻；e(tf,tmis)和e^*分别为从故障发生到任务结束系统的控制能耗和系统可用的总能耗量；λ＝diag{α1,α2,...,αm}为执行器的失效因子矩阵；xf为故障发生时刻的系统状态向量，t为时间。

优选的，s2中所述航天器平台系统在单位能耗下可重构的最小状态包络为：

式中，p0为关键参数，为系统的状态向量。

优选的，s3中所述航天器平台系统的可重构性参数值为：

式中，v是系统可重构性判定因子，λmin和λmax分别为系统可恢复状态域关键参数p(t)的最小特征值和最大特征值。

优选的，s4中所述航天器平台系统的控制机构的安装参数包括控制机构与x轴和y轴的安装角度。

优选的，所述可重构性设计方法适用于航天器设计阶段和在轨运行阶段。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

①本发明引入能量与时间约束的可重构性设计方法。

针对航天器星上资源受限的固有特点，本发明方法提出了一种适用于能量与时间受限系统的可重构性设计方法，通过量化给定能量及时间约束下的系统可恢复状态域来衡量航天器平台系统重构能力的大小，并通过优化系统的构型配置来最大化可恢复状态域，进而提高系统的资源利用效能、增强系统的重构潜力。

②本发明考虑了可靠性下降与重构潜力分布的可重构性指标优化方法。

针对故障引起相应部件可靠性的降低，进而削弱系统实际可重构性的问题，本发明方法根据故障部件的当前可靠度进行控制权值分配，对可重构性评价指标的置信程度进行了优化提升。此外，针对重构潜力分布不合理引起部分方向冗余过剩、导致卫星质量与成本的提高以及可用资源浪费的情况，本发明方法通过对可恢复状态空间进行坐标同等化，将系统重构潜力分布的合理性引入设计指标，由此得到的设计结果更加切合各个方向的重构要求，冗余分配更加合理有效。

③本发明考虑了诊断重构延时的重构性能分析方法。

针对由故障诊断及计算机运算速率等因素引起的控制重构延时现象，本发明方法考虑故障随时间扩散造成的资源浪费和重构潜力变化问题，通过引入时间约束与能量剩余因子，将航天器平台系统的可重构性研究从空间域进一步扩展到了时间域，基于此可以在卫星运行阶段对系统可重构性进行在线评估，进而为系统重构方案的在线决策优化提供理论指导，实现卫星全寿命周期的可重构性优化设计。

附图说明

图1为四斜装飞轮构型方案图；

图2为可重构度随安装角度的变化曲面图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。

实施例1：

一种适用于航天器平台系统的可重构性设计方法，包括如下步骤：

一、在执行器失效故障情况下，建立能量及时间受限的航天器平台系统的状态空间模型

cn＝i6×6

其中，分别为系统的状态向量、输入向量和输出向量，ix,iy,iz分别为卫星的x轴、y轴、z轴的转动惯量；tf为故障发生时刻，tmis为规定任务完成时间，λ＝diag{α1,α2,...,αm}为执行器的失效因子矩阵，αi∈[0,1],i＝1,2,...,m，αi越小说明相应执行器的剩余效率越低，特别地，αi＝0表示完全失效，αi＝1表示未发生故障；α，β分别为控制机构与x轴和y轴的安装角度，φ(α,β)为力矩分配矩阵，取决于控制机构的安装构型。xf为故障发生时刻的系统状态向量，ωo为轨道角速度，i3×3和i6×6均为单位矩阵，t为时间，如图1所示，以卫星四斜装飞轮系统为例，h1、h2、h3、h4为四斜装飞轮的角动量，力矩分配矩阵：

e^*是系统的可用资源上限，e(tf,tmis)为系统在整个故障阶段tf～tmis的控制能耗：

其中，r为正定对称矩阵。

二、基于任务需求与安全要求，规定航天器平台系统在单位能耗下需要满足的可重构的最小状态包络p0为规定的可重构状态包络的关键参数；根据s1中所述的航天器平台系统的状态空间模型，求解航天器平台系统。在规定能耗e^*下、于规定时间tmis内的可重构性包络：

其中，p(tf)与系统结构参数(a,b)有关，是下述矩阵微分方程解p(t)在故障发生时刻tf的取值。

基于上式可以得到系统可恢复状态域关键参数p(t)与系统结构参数(a,b)以及故障参数λ之间的关系。

三、根据步骤二所得可恢复状态域的内、外切椭球，求解航天器平台系统的可重构性参数值；

计算系统可重构性包络内切圆和外切圆的半径：

其中，λmin＝min{λ1,λ2,...,λn}，λmax＝max{λ1,λ2,...,λn}，λi(i＝1,…,n)为p(tf)的第i个特征值。

在此基础之上，量化系统的可重构性大小，即可重构度(可重构性参数值)：

其中，v是系统可重构性判定因子：

可见计算系统可重构度的关键是求解矩阵p(tf)，由于步骤二已经给出了p(tf)与系统结构参数(a,b)之间的关系，因此上式给出了可重构度与系统结构参数之间的关系。

四、基于步骤三中可重构性量化指标与系统结构参数之间的关系，以控制机构的安装参数为变量、以系统可重构度为目标函数，在航天器平台系统的控制机构的安装角度约束下，采用但不限于粒子群算法或遗传算法或精细积分方法，对航天器控制机构的安装构型进行优化；获取航天器平台系统的控制机构的最终安装参数。

通过求解如下优化问题，对控制机构的安装角度进行寻优设计：

带入可重构度的具体表达式：

实施例2：

应用实施例1的方法，以航天器零动量轮控系统的四斜装构型方案为实施例，验证发明方法所提可重构性设计方法的有效性。相关的卫星参数由表1给出。

表1卫星及其轨道参数

设定可重构性包络为ε(p0,1)，其中p0＝100·diag(111111)，图2为4斜装系统可重构度随飞轮安装角度(rad)的变化曲面，由于4斜装构型的对称性，α角对系统可重构度没有明显影响，而β角对其影响显著，只有当安装角度满足β∈(27°,76.5°)时，系统才具备重构能力，当β^*＝61.2°时，可重构度达到最大dor^*＝0.03382；而在传统安装角度β＝54.7°下，系统可重构度dor＝0.03042。相比于传统的安装方式，优化后的系统可重构度提高了11.12％。

实施例3：

一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时，实现实施例1所述方法的步骤。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。