技术特征：
1.一种多源不确定航天器姿控可靠性一体化建模评估方法，其特征在于，包括以下步骤：第一步，建立三轴外部干扰的不确定性量化模型和三轴转动惯量参数的不确定性量化模型确定航天器姿态控制系统受到的多源不确定性影响；所述多源不确定性指有两种以上不确定性，所述三轴指航天器系统的三轴，即滚转轴、俯仰轴和偏航轴；第二步，基于第一步转动惯量和外部干扰的不确定性量化模型，以及航天器姿态动力学模型，将航天器系统矩阵和控制矩阵转换为与转动惯量参数相关的区间矩阵，对区间矩阵通过区间数学理论和一阶泰勒级数展开分析，得到航天器系统三轴姿态误差的不确定性量化模型；所述航天器系统三轴姿态误差包括三轴姿态角误差，姿态角积分误差和姿态角微分误差；第三步，采用进入稳态前的瞬态响应可靠度trr和进入稳态后的稳态响应可靠度srr两类评估指标，基于第二步得到的三轴姿态角误差的不确定性量化模型，结合基于工程经验设定的姿态角误差阈值区间构造失效率模型，最终根据可靠度和失效率的关系建立姿控可靠性评估模型，用于航天器姿态控制的可靠程度概率量化和控制器设计参考依据。2.根据权利要求1所述的多源不确定航天器姿控可靠性一体化建模评估方法，其特征在于：所述第一步中，三轴外部干扰的不确定性量化模型如下：d(t)＝d
c
+δd
ꢀꢀꢀꢀ
(1)式中，d(t)＝[d1(t),d2(t),d3(t)]
t
为三轴外部干扰向量，t表示时间；为干扰均值向量，为干扰向量的下界和上界；其中为干扰向量径，δ＝[δ1,δ2,δ3]
t
为标准区间向量，δ
i
∈[-1,1],i＝1,2,3，表示向量的对应元素相乘；建立三轴转动惯量参数的不确定性量化模型如下：式中，为三轴转动惯量参数j
i
,i＝1,2,3,定义在区间[a
i
,b
i
]上的已知累计分布函数；n
i
为划分区间个数，为第k
i
个区间对应的基本概率分配；为保证基本概率分配之和为1，需对进行归一化处理，即对于三轴转动惯量参数的联合区间划分对应的联合基本概率分配为k1，k2，k3为任意正整数；此外，在某个联合区间划分下，三轴转动惯量参数由式(1)的区间数学形式表达，即：j＝j
c
+δj
ꢀꢀꢀꢀ
(3)式中，j＝[j1,j2,j3]
t
为三轴转动惯量参数向量；为转动惯
量参数均值向量，转动惯量参数向量的下界和上界；其中为转动惯量参数向量径，δ＝[δ1,δ2,δ3]
t
为标准区间向量，δ
i
∈[-1,1],i＝1,2,3，表示向量的对应元素相乘。3.根据权利要求1所述的一种多源不确定航天器姿控可靠性一体化建模评估方法，其特征在于：所述第二步中，建立航天器系统三轴姿态误差的不确定性量化模型如下：x(t)＝x
c
(t)+δx(t)
ꢀꢀꢀꢀ
(4)式中，为航天器系统三轴姿态误差向量，由式(4)计算得到，且e
p
(t)＝p(t)-p
e
(t)＝[e
φ
(t),e
θ
(t),e
ψ
(t)]
t
＝[x4(t),x5(t),x6(t)]
t
,p(t)＝[φ(t),θ(t),ψ(t)]
t
为三轴姿态角误差向量，φ(t)，θ(t)，ψ(t)分别为航天器本体坐标系和轨道坐标系之间的三轴欧拉角，即滚转角、俯仰角和偏航角；p
e
(t)＝[φ
e
,θ
e
,ψ
e
]
t
为期望姿态角向量；x
c
(t)为x(t)的均值向量；其中δx(t)为x(t)的向量径，δ
i
∈[-1,1],i＝1,2,
…
,9；x
c
(t)和δx(t)分别由下式计算得到：(t)和δx(t)分别由下式计算得到：式中，a(j
c
)，b(j
c
)为与三轴转动惯量参数均值相关的航天器系统矩阵和控制矩阵，g为控制增益；x
c
(t)＝x(j
c
,d
c
,t)为与转动惯量参数均值和干扰均值相关的三轴姿态误差均值向量。4.根据权利要求1所述的多源不确定航天器姿控可靠性一体化建模评估方法，其特征在于：所述第三步中，提出的两类可靠性评估指标定义如下：定义1：瞬态响应可靠度trr(transient response reliability，简写为trr)指在规定条件下和规定时间[t0,t]内，t0为初始时间点，t≤t
s
，t
s
为调整时间，姿态角误差与期望姿态值之间的误差不超过规定瞬态响应阈值的概率；定义2：稳态响应可靠度srr(steady-state response reliability，简写为srr)指在规定条件下和规定时间(t
s
,t]内，t＞t
s
，t
s
为调整时间，姿态角误差与期望姿态值之间的误差绝对值不超过规定稳态响应阈值的概率；由三轴姿态角误差的不确定性量化模型和基于工程经验设定的姿态角误差阈值区间建立的失效率模型λ
i
(t
h～h+1
),i＝4,5,6如下：其中：
式(7)-(8)中，δt＝t
h+1-t
h
为等时间步长，t
h
,h＝0,1,2,
…
为离散时间点，t
h～h+1
指t
h
到t
h+1
的时间段；和为在时间t
h
上由三轴姿态角误差的不确定性量化模型得到的姿态角误差的下界和上界，[-e
i
,e
i
],e
i
＞0表示姿态角误差阈值区间，其中姿态角误差阈值e
i
包括瞬态姿态角误差阈值e
i,tr
和稳态姿态角误差阈值指姿态角误差阈值区间和姿态角误差区间交集的长度；为时间t
h
和t
h+1
上姿态角误差联合区间和阈值联合区间的相交部分，为时间t
h
和t
h+1
上姿态角误差联合区间的总区域；根据可靠度和失效率的关系，建立的姿控可靠性评估模型r
i
(t
h
),i＝4,5,6如下：其中在某个联合区间划分下的条件姿控可靠性评估模型r
i
(t
h
|ω
k
)为：
技术总结
本发明涉及一种多源不确定航天器姿控可靠性一体化建模评估方法，首先，建立航天器姿态控制模型并量化其主要不确定性因素；其次，以姿态动力学模型为桥梁进行系统不确定因素到姿态响应的不确定性传递分析；最后，从控制响应不同阶段的相异特点和精细化设计需求出发，提出进入稳态前的瞬态响应可靠度和进入稳态后的稳态响应可靠度两类评估指标，并建立相应的姿控可靠性一体化评估模型。本发明实现多源不确定性条件下姿态控制的可靠程度概率量化，建立的可靠性模型和近似计算方法能够较为准确地反映姿控可靠性水平，可用于指导控制器设计以提高姿控系统在轨运行寿命，从而创造出良好的社会和经济效益。良好的社会和经济效益。良好的社会和经济效益。
技术研发人员：章健淳 乔建忠 郭雷
受保护的技术使用者：北京航空航天大学杭州创新研究院
技术研发日：2022.01.18
技术公布日：2022/4/12