[发明专利]一种执行机构的故障冗余姿控装置及姿控方法

说明书

本申请公开了一种执行机构的故障冗余姿控装置及姿控方法，具体包括如下步骤：对伺服机构作动器进行实时监测；若伺服机构主作动器出现故障，则将产生故障的伺服机构主作动器进行隔离；将备份伺服机构作动器替换作为伺服机构主作动器，进行控制算法重构；根据算法重构进行控制效能的重新匹配；根据控制算法以及控制效能实现对摆动喷管的控制。本申请通过故障判别及隔离实现飞行控制不用改变原本的闭环通路，即从惯性测量到飞控计算，再到伺服机构作动器执行的原本信息流；通过在线监测伺服机构作动器的关键数据，实现故障监测，并能够进行算法重构，实现效能匹配等。

技术领域

本申请涉及火箭领域，具体地，涉及一种执行机构的故障冗余姿控装置及控制方法。

背景技术

目前的运载器和助推器均采用固定喷管的燃气舵或者摆动喷管的伺服机构，作为三通道姿态控制的执行机构。其中，利用摆动喷管进行火箭飞行是推力矢量技术，摆动喷管通过改变推力线与轴的夹角，产生绕质心转动的力矩，从而改变火箭的姿态。目前运载器摆动喷管，按照控制需求分为单向摆动和双向摆动两种方式，如图1、2所示，双向摆动喷管一般采用X字布局或十字布局两种形式，以实现360°方向的摆角转动，该方案下2个伺服机构负责抵消负载力矩，额定工作条件下对单机功率要求较高。且双摆的2个伺服机构必须同时可靠运行，才能保证运载器姿态可控，只要有一个出现故障即可能出现姿态发散的可能。

因此，如何能够在任一伺服机构出现故障后，还能保证运载火箭的正常运行，是本领域人员目前急需解决的问题。

发明内容

本申请的目的在于提供一种执行机构的故障冗余姿控装置及控制方法，在某个作动器出现故障情况下，通过算法重构仍可以完成火箭的正常飞行。

为达到上述目的，本申请提供了一种执行机构的故障冗余姿控方法，具体包括如下步骤：对伺服机构作动器进行实时监测；若伺服机构主作动器出现故障，则将产生故障的伺服机构主作动器进行隔离；将备份伺服机构作动器替换作为伺服机构主作动器，进行控制算法重构；根据算法重构进行控制效能的重新匹配；根据控制算法以及控制效能实现对摆动喷管的控制。

如上的，其中，在故障的实时监测之前，还包括，预先设定伺服机构作动器运行过程中的行程阈值、电流阈值以及温度阈值。

如上的，其中，若监测的实时数据中的行程数据大于行程阈值、电流数据大于电流阈值以及温度数据大于温度阈值，则伺服作动器出现故障。

如上的，其中，伺服机构主作动器(A)、伺服机构主作动器(B)正常时，通道y、z的等效摆角具体表示为：

其中，δ_y表示通道y的等效摆角；δ_z表示通道z的等效摆角；δ_A表示伺服机构主作动器(A)的摆动角度，δ_B表示伺服机构主作动器(B)的摆动角度、δ_C表示伺服机构备份作动器(C)的摆动角度。

如上的，其中，若伺服机构主作动器(B)故障后，伺服机构备份作动器(C)替代作动器(B)，与伺服机构主作动器(A)控制姿态的等效摆角，具体表示为：

其中δ_A表示伺服机构主作动器(A)的摆动角度，δ_B表示伺服机构主作动器(B)的摆动角度、δ_C表示伺服机构备份作动器(C)的摆动角度。

如上的，其中，控制效能的重新匹配包括，计算任一伺服机构主作动器故障后，y、z通道等效摆角的最大限制值。

如上的，其中，若伺服机构作动器(B)故障后，则新的最大限值γ为：