本發(fā)明涉及衛(wèi)星姿軌控分系統(tǒng)可靠性保證技術領域，具體涉及一種反作用飛輪星上自主故障診斷方法。

背景技術：

反作用飛輪是姿軌控分系統(tǒng)重要單機之一，它的可靠正常工作時衛(wèi)星正常運行的基本保證。當飛輪在軌出現(xiàn)問題時，若不能及時診斷，嚴重故障情況下回導致衛(wèi)星失控。國內在軌衛(wèi)星有些對飛輪沒有自主診斷，或者診斷條件不夠完善，因此，出現(xiàn)過因飛輪故障而進入全姿態(tài)的現(xiàn)象。隨著衛(wèi)星的壽命要求越來越長，對飛輪的星上安全可靠的進行自主故障診斷和隔離與重構的要求也越來越迫切。

為此，衛(wèi)星姿軌控分系統(tǒng)除了能通過遙測遙控等手段對飛輪進行故障診斷、隔離及重構外，還應具有一定的在軌自主故障檢測、主備份單機切換和系統(tǒng)重構的能力，以預防時間性緊迫和危險性大的故障。

衛(wèi)星姿軌控分系統(tǒng)一般可配置4個反作用飛輪，其中X、Y和Z方向各安裝一個，分別沿X_b、Y_b、Z_b軸方向安裝，斜裝輪(RWS)與衛(wèi)星b系坐標軸X_b、Y_b、Z_b的夾角相等(54°44′)。在正常工作時，三個正交輪工作，斜裝輪為冷備份，在某一正交飛輪故障情況下可用斜裝輪來代替故障輪。

反作用飛輪的角動量矢量的方向定義如下：垂直于安裝面，指向飛輪的殼體方向為正，反之為負。四個反作用飛輪中，三個反作用飛輪分別沿衛(wèi)星本體(三軸)坐標系，其角動量正矢量分別指向X_b軸、Y_b軸、Z_b軸方向。斜裝反作用飛輪與衛(wèi)星本體(三軸)坐標系的三個軸X_b、Y_b、Z_b成等傾角(β＝54°44')安裝，如圖1所示。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種反作用飛輪星上自主故障診斷方法，通過對飛輪的加斷電狀態(tài)，通訊口狀態(tài)以及數(shù)據(jù)指令執(zhí)行的正確性進行多重聯(lián)合診斷，從而實現(xiàn)對飛輪的健康性判斷，當其中一個飛輪故障時，能夠進行該故障飛輪的切除隔離，并采用其他飛輪進行控制實現(xiàn)系統(tǒng)重構，保證系統(tǒng)運行不受影響。

為了達到上述目的，本發(fā)明通過以下技術方案實現(xiàn)：

一種反作用飛輪星上自主故障診斷方法，提高衛(wèi)星姿軌控分系統(tǒng)的運行可靠性，其特征是，包含以下步驟：

S1、在航天器的四個方向分別設置一個反作用飛輪，且其中部分反作用飛輪接入系統(tǒng)工作，并對各反作用飛輪的指令輸出進行限幅；

S2、周期性采集四個反作用飛輪的運行數(shù)據(jù)；

S3、診斷周期內四個反作用飛輪各自的數(shù)據(jù)狀態(tài)，若數(shù)據(jù)正常，返回執(zhí)行步驟S2繼續(xù)采集數(shù)據(jù)，若數(shù)據(jù)異常，表示反作用飛輪故障，執(zhí)行步驟S4；

S4、對故障反作用飛輪進行隔離，切換其余健康的反作用飛輪接入系統(tǒng)工作。

上述的反作用飛輪星上自主故障診斷方法，其中，步驟S1中：

所述反作用飛輪設置的四個方向分別為航天器與衛(wèi)星b系的3個坐標軸方向X、Y、Z以及與上述3個坐標軸X、Y、Z的夾角相等的S方向。

上述的反作用飛輪星上自主故障診斷方法，其中，所述步驟S2中的反作用飛輪的運行數(shù)據(jù)包含：

通斷狀態(tài)、通訊狀態(tài)、通訊狀態(tài)正常下的轉速。

上述的反作用飛輪星上自主故障診斷方法，其中，所述的步驟S3具體包含：

S31、根據(jù)星上記錄的四個反作用飛輪的加電狀態(tài)，若周期內某一處于加電狀態(tài)的反作用飛輪連續(xù)通斷狀態(tài)為斷開的次數(shù)達到設定次數(shù)ΔJ_RW，則判定該反作用飛輪出現(xiàn)故障，置該故障反作用飛輪的故障狀態(tài)標志置為1，并轉入步驟S4，否則繼續(xù)執(zhí)行步驟S32；

S32、判斷姿軌控計算機與四個反作用飛輪的通訊中是否發(fā)生通訊錯誤，若周期內某一處于加電狀態(tài)反作用飛輪連續(xù)發(fā)生通訊錯誤的次數(shù)達到設定次數(shù)ΔJ_RW，則判定該反作用飛輪出現(xiàn)故障，置故障反作用飛輪的故障狀態(tài)標志置為1，并轉入步驟S4，否則繼續(xù)執(zhí)行步驟S33；

S33、通訊正常時，計算周期內各接入系統(tǒng)的反作用飛輪的每一拍實際轉速與上一拍指令轉速的轉速差值，如果轉速差值連續(xù)超過設定閾值的次數(shù)達到設定次數(shù)，則判定該反作用飛輪出現(xiàn)故障，置該故障反作用飛輪的故障狀態(tài)標志為1，并轉入步驟S4，否則返回執(zhí)行步驟S2繼續(xù)采集數(shù)據(jù)。

上述的反作用飛輪星上自主故障診斷方法，其中，所述的S32中的通訊狀態(tài)數(shù)據(jù)包含：

奇偶校驗、識別碼、校驗字節(jié)。

上述的反作用飛輪星上自主故障診斷方法，其中：所述步驟S1中的對反作用飛輪的指令輸出進行限幅具體包含：

|ω_ci(k)-ω_ci(k-1)|≥ω_max(rpm)，則ω_ci(k)＝ω_ci(k-1)+ω_max×sign[ω_ci(k)-ω_ci(k-1)]；

式中，ω_ci(k)為當前拍的指令轉速，i＝X,Y,Z,S，X,Y,Z,S分別為反作用飛輪設置的四個方向，下標k表示當前拍，ω_ci(k-1)為上一拍飛輪指令轉速，ω_max為工作周期內使反作用飛輪能達到的最大轉速增量。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比具有以下優(yōu)點：

1、通過對飛輪的加斷電狀態(tài)，通訊口的狀態(tài)以及數(shù)據(jù)指令執(zhí)行的正確性進行多重聯(lián)合診斷，從而實現(xiàn)對飛輪的健康性判斷，并對故障飛輪進行了隔離和系統(tǒng)重構；

2、由于單機本身非線性以及外部環(huán)境瞬間干擾等各種客觀因素的影響，單機信號具有一定的隨機性，為使故障誤報、漏報或虛報的概率降到最低，在選取故障閾值時綜合分析、全面考慮，且考慮了出現(xiàn)故障需要連續(xù)一段時間，一旦信號值持續(xù)超過故障閾值，則判定單機故障；

3、本方法純粹利用飛輪自身的信息，沒有與星上其他單機數(shù)據(jù)進行耦合判斷，避免了由于其他單機故障而誤判飛輪故障的現(xiàn)象；

4、在飛輪故障情況下，該方法能及時準確置飛輪故障標志，并對故障飛輪進行隔離；系統(tǒng)能在可能的條件下進行重構，恢復正常運行或降級運行，最終達到提高姿軌控分系統(tǒng)的可靠性、保證衛(wèi)星飛行任務和使用要求、確保衛(wèi)星飛行安全的目的。

附圖說明

圖1為現(xiàn)有技術的反作用飛輪設置位置示意圖；

圖2為本發(fā)明的方法流程圖。

具體實施方式

以下結合附圖，通過詳細說明一個較佳的具體實施例，對本發(fā)明做進一步闡述。

如圖2所示，本發(fā)明公提供了一種反作用飛輪星上自主故障診斷方法，提高衛(wèi)星姿軌控分系統(tǒng)的運行可靠性，其包含以下步驟：

S1、在航天器的四個方向分別設置一個反作用飛輪，且其中部分反作用飛輪接入系統(tǒng)工作，為了能對反作用飛輪進行有效診斷，對反作用飛輪的指令輸出進行限幅；

S2、周期性采集四個反作用飛輪的運行數(shù)據(jù)，本實施例中，該運行數(shù)據(jù)包含通斷狀態(tài)、通訊狀態(tài)、通訊狀態(tài)正常下的轉速，是通過星載計算機向各反作用飛輪的各個接口例如通訊接口、通斷狀態(tài)遙測接口進行采集得到的；

S3、診斷周期內四個反作用飛輪各自的數(shù)據(jù)狀態(tài)，若數(shù)據(jù)正常，返回執(zhí)行步驟S2繼續(xù)采集數(shù)據(jù)，若數(shù)據(jù)異常，表示反作用飛輪故障，執(zhí)行步驟S4；

S4、對故障反作用飛輪進行隔離，切換其余健康的反作用飛輪接入系統(tǒng)工作。

本實施例中，如圖1所示，步驟S1中的反作用飛輪設置的四個方向分別為航天器與衛(wèi)星b系的3個坐標軸方向X、Y、Z以及與上述3個坐標軸X、Y、Z的夾角相等的S方向，且通常將其中3個反作用飛輪接入系統(tǒng)工作。

本實施例中，所述的步驟S3具體包含：

S31、向接入系統(tǒng)的反作用飛輪分別發(fā)送加電指令，考慮到單機本身非線性、外部環(huán)境瞬間干擾等各種客觀因素的影響，單機電信號可能具有一定的隨機性，因此單次異常不判為故障狀態(tài)，若周期內某一反作用飛輪連續(xù)通斷狀態(tài)為斷開的次數(shù)達到設定次數(shù)ΔJ_RW，則判定該反作用飛輪出現(xiàn)故障，置該故障反作用飛輪的故障狀態(tài)標志FWX或FWY或FWZ或FWS置為1，并轉入步驟S4，否則繼續(xù)執(zhí)行步驟S32；

S32、判斷姿軌控計算機與四個反作用飛輪的通訊中是否發(fā)生通訊錯誤，該通訊數(shù)據(jù)包含奇偶校驗、識別碼、校驗字節(jié)，如果發(fā)生奇偶校驗、識別碼、校驗字節(jié)等通訊錯誤，則判定本次數(shù)據(jù)異常，同理，單次異常不判為故障狀態(tài)，若周期內某一反作用飛輪連續(xù)發(fā)生通訊錯誤的次數(shù)達到設定次數(shù)ΔJ_RW，則判定該反作用飛輪出現(xiàn)故障，置故障反作用飛輪的故障狀態(tài)標志置為1，并轉入步驟S4，否則繼續(xù)執(zhí)行步驟S33；

S33、通訊正常時，計算周期內各接入系統(tǒng)的反作用飛輪的每一拍實際轉速ω_wi(k)與上一拍指令轉速ω_ci(k-1)的轉速差值ΔW_i，i＝X,Y,Z,S，下標k表示當前拍，ΔW_i＝|ω_ci(k-1)-ω_wi(k)|，如果轉速差值ΔW_i連續(xù)超過設定閾值ΔW的次數(shù)達到設定次數(shù)ΔJ_RW，則判定該反作用飛輪出現(xiàn)故障，置該故障反作用飛輪的故障狀態(tài)標志FWX或FWY或FWZ或FWS為1，并轉入步驟S4，否則返回執(zhí)行步驟S2繼續(xù)采集數(shù)據(jù)。

上述指令轉速ω_ci(k)的計算過程如下，根據(jù)當前的衛(wèi)星信息，可以計算得到需要反作用飛輪產(chǎn)生的角動量H_(k)，再由反作用飛輪的角動量和反作用飛輪的轉動慣量J_w得到反作用飛輪的指令轉速：

這里重點要設計的是要對當前拍的指令轉速ω_ci(k)需要設置根據(jù)反作用飛輪的具體指標進行綜合分析、全面考慮。

當前拍的指令轉速ω_ci(k)，i＝X,Y,Z,S，下標k表示當前拍，上述步驟S1中，限幅計算過程具體為：

|ω_ci(k)-ω_ci(k-1)|≥ω_max(rpm)，則ω_ci(k)＝ω_ci(k-1)+ω_max×sign[ω_ci(k)-ω_ci(k-1)]；

式中，ω_ci(k-1)上一拍飛輪指令轉速，ω_max為工作周期內使反作用飛輪能達到的最大轉速增量。

本發(fā)明的一實施例中，假設某反作用飛輪的主要性能指標如下：

最大角動量(絕對值)：25±1Nms(對應轉速±2500rpm)

最大反作用力矩(絕對值)：≥0.2Nm

則在最大反作用力矩下0.2Nm，在工作周期0.5s內，使反作用飛輪能達到的轉速增量為10rpm，則考慮一定的余量，取本次的最大加速不超過9rpm。

如果|ω_ci(k)-ω_ci(k-1)|≥9(rpm)，則ω_ci(k)＝ω_ci(k-1)+9×sign[ω_ci(k)-ω_ci(k-1)]。

本實施例中，ΔW的閾值選取需與上述的反作用飛輪達到的轉速增量綜合考慮，并根據(jù)反作用飛輪執(zhí)行時會有的一定誤差和時延，ΔW可取為20rpm。

本實施例中，所述設定次數(shù)ΔJ_RW作為判斷故障連續(xù)異常的次數(shù)，該數(shù)據(jù)可以根據(jù)單機異常對系統(tǒng)的緊急程度來進行選取，由于反作用飛輪帶來的角動量相對衛(wèi)星較小，因此反作用飛輪短期異常對系統(tǒng)沒有致命危害，ΔJ_RW可以取大一些，一般取10s對應的星上周期數(shù)。

盡管本發(fā)明的內容已經(jīng)通過上述優(yōu)選實施例作了詳細介紹，但應當認識到上述的描述不應被認為是對本發(fā)明的限制。在本領域技術人員閱讀了上述內容后，對于本發(fā)明的多種修改和替代都將是顯而易見的。因此，本發(fā)明的保護范圍應由所附的權利要求來限定。