[发明专利]一种适用于航天器平台系统的可重构性设计方法

权利要求书

1.一种适用于航天器平台系统的可重构性设计方法，其特征在于，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；

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为设定的单位能耗下系统可重构状态包络的参数矩阵，为系统的状态向量；

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，λ_min和λ_max分别为P(t)的最小特征值和最大特征值；P(t)为t时刻系统可恢复状态域的参数矩阵；

其中，

基于上式得到t时刻系统可恢复状态域的参数矩阵P(t)与系统结构参数(A,B)以及Λ之间的关系；

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；t_f和t_mis分别为故障发生时刻和任务终止时刻；E(t_f,t_mis)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,...,α_m}为执行器的失效因子矩阵；x_f为故障发生时刻的系统状态向量，t为时间。

2.根据权利要求1所述的一种适用于航天器平台系统的可重构性设计方法，其特征在于，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。

3.根据权利要求1所述的一种适用于航天器平台系统的可重构性设计方法，其特征在于，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。

4.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该程序被处理器执行时，实现权利要求1所述方法的步骤。