針對(duì)航天飛行器姿控噴管故障的檢測(cè)問(wèn)題,提出了一種基于跟蹤微分器（TD）的故障檢測(cè)方法。該方法在考慮測(cè)量噪聲、安裝誤差、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量誤差、姿控噴管特性、質(zhì)心偏移等因素的基礎(chǔ)上,設(shè)計(jì)了帶低通濾波器的跟蹤微分器,用來(lái)估計(jì)姿控噴管的輸出力矩,并根據(jù)上述對(duì)象的實(shí)際偏差設(shè)計(jì)了無(wú)故障時(shí)估計(jì)力矩隨指令力矩變化的力矩包絡(luò),即在無(wú)故障時(shí)估計(jì)力矩不會(huì)超出包絡(luò),通過(guò)檢測(cè)估計(jì)力矩是否超出包絡(luò)來(lái)判斷是否發(fā)生故障。通過(guò)數(shù)學(xué)仿真,表明該方法能有效檢測(cè)航天飛行器姿控噴管的故障,檢測(cè)成功率高并且?guī)缀鯖](méi)有誤檢。 

【文章來(lái)源】：宇航學(xué)報(bào). 2020,41(02)北大核心

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【部分圖文】：

模型噴管布局

仿真初始姿態(tài)為[0°,0°,0°],目標(biāo)姿態(tài)為[50°,50°,50°],控制器為采用極限環(huán)方法,各通道獨(dú)立控制。以x軸為例,仿真如圖2所示。圖2表示跟蹤微分器跟蹤軸x的角加速度曲線,可見(jiàn)跟蹤微分器的性能良好。

對(duì)第一組仿真,仿真初始姿態(tài)為[0°,0°,0°],目標(biāo)姿態(tài)為[50°,50°,50°],控制器為采用極限環(huán)方法,各通道獨(dú)立控制,在三軸均大角度機(jī)動(dòng)時(shí)姿態(tài)會(huì)發(fā)散,各通道角速度耦合嚴(yán)重,驗(yàn)證在此極端情況下的包絡(luò)選取的合理性。該組仿真共進(jìn)行了2552次,每次仿真10 s。其中有81次辨識(shí)的力矩曲線越過(guò)了包絡(luò)線,但其中越過(guò)包絡(luò)線時(shí)間最長(zhǎng)的一次也僅僅持續(xù)了0.004 s,此值遠(yuǎn)小于tconti=0.02 s,因此可認(rèn)為此情況下誤檢率為0。圖3給出該組仿真中某次仿真的曲線。對(duì)第二組仿真,初始姿態(tài)[0°,0°,0°],目標(biāo)姿態(tài)[10°,10°,10°],其余條件與第一組相同。該組仿真共進(jìn)行了884次,每次仿真10s。其中有0次辨識(shí)的力矩曲線越過(guò)了包絡(luò)線,因此可認(rèn)為此情況下誤檢率為0。圖4給出該組仿真中某次仿真的曲線。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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博士論文
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本文編號(hào)：3023736