A detection method for the random noise failure of MEMS gyros on orbit.pdf Введение Требования к инерциальным приборам для новых аэрокосмических полетов выше, чем рань-ше [1]. Гироскопы микроэлектромеханической системы (MEMS) обладают малыми габаритами и весом, низкой стоимостью по сравнению с другими типами гироскопов, поэтому они все шире ис-пользуются в инерциальных системах ориентации микроспутников. Однако доля отказов MEMS-гироскопа, как основного элемента системы ориентации состав-ляет 17% от общего числа отказов системы. В целом неисправность спутникового гироскопа про-является, в основном, в виде аномального постоянного дрейфа. MEMS-гироскоп на орбите часто подвергается внешним помехам, включая космическое излучение, электромагнитную среду и бор-товое электрооборудование, что приводит к внезапным аномальным случайным шумовым ошиб-кам, которые трудно смоделировать или протестировать на Земле. В данной работе усовершенствован метод обнаружения неисправностей MEMS-гироскопов на базе спутника «Божья Коровка-1 (‘Ladybeetle-1’)» (запущен 7 декабря 2018 г.). Спутник использу-ет два набора трехосных ортогональных MEMS-гироскопов, которые являются коммерческими (COTS) продуктами норвежской компании «Sensoner», модель STIM210. В результате анализа ха-рактеристик на орбите оказывается, что постоянный дрейф гироскопа относительно Земли значи-тельно больше, он достигает двух порядков величины результатов наземных испытаний. 26 июня 2019 г. в гироскопе произошел сбой. Одна из «измерительных» осей непрерывно выводила ин-формацию об угловой скорости с аномальным шумом, что привело к выходу из строя системы управления. Из [2] следует, что два продукта компании, включая STIM210, не могут полностью пройти тест одиночного события и полной дозы космического облучения, либо их коммуникаци-онные функции оказываются отключены навсегда. Однако в литературе не раскрываются соответ-ствующие конкретные данные о поломках на орбите. Известно, что явление аномального увеличения дрейфа и аномального увеличения шума этого типа MEMS-гироскопов отличается от обычных высокоточных гироскопов для космических поле-тов. Распространенные методы диагностики неисправностей, включая метод вектора четности и метод уравнения баланса, согласуются с неисправностями MEMS-гироскопа, поэтому необходимо усовершенствовать метод обнаружения неисправностей для обеспечения работы на орбите. Что касается диагностики, то в [3] рассматриваются только неисправности смещения, насыщения и постепенного изменения и используются данные звездного датчика. Усовершенствовать модель случайного дрейфа с помощью расширенного фильтра Калмана EKF предложено авторами [4]. В работе [5] сообщается об EKF, применяемом в ADCS (системе определения ориентации и управления) для обнаружения неисправностей спутников с гироскопами и звездным датчиком. Из приведенного следует, что EKF подходит для решения задачи о дрейфе, но не учитывает аномаль-ные большие шумы. В [6] вводится метод, использующий метод вектора четности для уменьшения влияния кван-тованного импульса в процессе обнаружения неисправностей для IMU. В [7] метод четности про-странства и метод контроля в полосе движения объединены для повышения устойчивости системы к возникновению нескольких последовательных неисправностей во время полета беспилотного летательного аппарата. В работе [8] доказывается, что жесткая неисправность может быть обна-ружена технологией оптимального вектора четности в инерциальном измерительном блоке избы-точной конфигурации. В [6-8] используется метод вектора четности, а диагностические или изо-лирующие эффекты алгоритма благодаря усовершенствованию метода становятся лучше. Но есть ограничение на орбитальную ситуацию MEMS-гироскопа: во-первых, постоянный дрейф MEMS-гироскопа сильно меняется на орбите. По строгой интерпретации, для спутника не будет эффек-тивного гироскопа. Во-вторых, на орбите аномальный дрейф и неисправность аномального увели-чения шума происходят одновременно, что вызывает большие повреждения, и возможно расхож-дение системы управления. Таким образом, необходимо изолировать два вышеописанных разлома на орбите. Метод вектора четности может быть объединен с EKF в системе для решения этой за-дачи, и это практически осуществимо в ADCS. В данной работе, основываясь на фактических характеристиках орбитального MEMS-гироскопа, расширенный фильтр Калмана и метод вектора четности объединены для оптимизации модели диагностики неисправностей. Компенсированный вектор четности используется для улучшения функции принятия решений и увеличения времени окна функции диагностики неис-правностей, которая решает проблему обнаружения неисправностей системы, когда аномальный дрейф и аномальный шум увеличиваются одновременно, что позволяет системе изолировать шу-мовые неисправности. Наконец, верификация моделирования осуществляется с использованием данных телеметрии на орбите спутника «Божья Коровка-1 (‘Ladybeetle-1’)». Результаты показы-вают, что при аномальном дрейфе нескольких измерительных осей гироскопа и увеличении шума определенной измерительной оси этот метод позволяет точно и эффективно обнаружить неис-правность, определить ее тип, изолировать и локализовать измерительную ось, где возникает шу-мовая неисправность. Эффективная степень изоляции составляет 97.15%. Метод обнаружения и устранения неисправностей гироскопа Модель обнаружения На спутнике устанавливаются два набора трехосных ортогональных гироскопов для форми-рования резервной измерительной системы. Три измерительные оси гироскопов соответствуют узлу гироскопа 1 и узлу гироскопа 2, которые записываются как гироскоп 1X, 1Y, 1Z и гироскоп 2X, 2Y, 2Z. Чтобы использовать избыточную гироинформацию для диагностики неисправностей, две группы ортогональных гироскопов образуют в пространстве шестиугольную пирамиду, угол меж-ду соседними краями которой составляет 48.19°. Таким образом, шесть неколлинеарных измери-тельных осей формируются так, как показано на рис. 1. Рис. 1. Конфигурация гироскопа: а - в пространстве; б - проекция в плоскости Матрица установки группы гироскопов, удовлетворяющая пространственному соотношению, выглядит следующим образом: . (1) Модель системы диагностики неисправностей гироскопа устанавливается методом вектора четности [9], представленным на рис. 2, где - m-мерный вектор неисправности, который может быть выражен как комбинация среднего значения неисправности и стандартного отклонения неисправности ; и являются соответственно проекциями угловой скорости спутника на измерительные оси гироузлов 1 и 2. Рис. 2. Модель обнаружения неисправностей на основе вектора четности Если гироскоп не имеет неисправности, то измерительный эквалайзер системы выглядит как , (2) где , , которые представляют информацию об угловой скорости выхода шести изме-рительных осей гироскопа; - угловая скорость тела спутника; - -матрица установки; - постоянный дрейф в шести измерительных направлениях (см. (3)); - шум измерения гиро-скопа при отсутствии неисправностей, а именно гауссовский белый шум со средним значением 0 и дисперсией , . (3) При возникновении неисправности уравнение измерения можно записать в виде , (4) где - матрица установки полного ранга. Это означает, что система имеет пространство четно-сти и может быть использована для генерации невязок. - -размерная матрица четности может быть получена из . Процесс расчета приведен в справочнике [10-12]. - вектор четности: (5) Из (5) можно показать, что вектор четности связан с неисправностью , постоянным дрей-фом и измерительным шумом . Процесс использования метода GLT для проверки неисправно-стей и вывода функции правдоподобия основан на гипотезе, что системная неисправность f вклю-чает только постоянную часть. Традиционная функция принятия решений о неисправностях: . (6) Вследствие того, что матрица четности получается матрицей установки гироскопа, а матрица установки известна, зависит от вектора четности . В безаварийной ситуации . Тогда мы сможем получить . Если частота ложного обнаружения равна 0.05, то по-рог обнаружения можно определить, обратившись к таблице распределения . Критерии при-нятия решения о неисправности традиционного метода GLT следующие [13]: (7) Традиционный метод GLT, основанный на векторах четности, имеет небольшое количество решающих переменных, которые могут обнаруживать аномальные дрейфовые дефекты и отра-жать информацию об аномальных шумовых дефектах. Порог принятия решения может быть скорректирован в соответствии с безотказными характеристиками системы, но производитель-ность данных на орбите MEMS-гироскопа сильно отличается от полученных в процессе назем-ных испытаний. На основе рис. 2, , неисправимого шума выражение (5) может быть за-писано как . (8) Пусть , , (8) можно записать в виде . (9) В (9) - постоянное смещение, включая нормальный и ненормальный постоянный дрейф гироскопа; - шум, включая измерительный шум гироскопа как в нормальных, так и в ненор-мальных условиях. Следовательно, получаем . Когда системы принимают решение о неисправности в соответствии с (7), ошибка решения будет происходить много раз, потому что постоянный дрейф и уровень шума MEMS-гироскопа на орбите значительно больше, чем результаты наземных испытаний. Поскольку порог принятия ре-шения традиционным методом вектора четности не может быть изменен во времени в соответст-вии с характеристиками гироскопа на орбите, модель обнаружения неисправностей должна быть улучшена для обеспечения того, чтобы система имела больше доступных измерительных осей ги-роскопа. Оптимизация проектирования и совершенствование В спутниковой системе измерения ориентации, учитывая постоянную дрейфовую характери-стику гироскопа, измерительная информация звездного датчика и EKF-фильтра может быть ис-пользована для оценки дрейфа гироскопа и получения угловой скорости спутника. Модель измерительной системы ориентации Измерение ориентации спутника осуществляется с использованием комбинированного режи-ма «звездный датчик + гироскоп», а кинематическая модель [5] устанавливается следующим обра-зом: ; (10) . (11) В уравнении - кватернион положения спутника; - матричное пред-ставление ; - угловая скорость тела спутника; - представление посто-янного дрейфа гироскопа в системе координат тела спутника. Уравнение состояния спутника можно записать в виде . (12) Выход звездного датчика используется для установления «измерительного» выражения сис-темы «звездный датчик + гироскоп»: , (13) где ; - кватернион выхода из звездного датчика тела спутника; - измерительный шум этого дат-чика. Разница между и в уравнении (12) заключается в том, что первое является системным измерением, которое имеет звездочувствительные погрешности измерения, в то время как второе является состоянием системы и не может быть измерено непосредственно. EKF строится на осно-ве уравнения состояния и уравнения измерения системы, приведенного в (12) и (13), для оценки постоянного дрейфа спутника кватерниона и гироскопа . Данные звездочувствительных измерений используются в уравнении измерения EKF, а урав-нение обновления времени получается по закону кинематики спутника. Для определения матрицы используется метод анализа наблюдаемости, подходящий для EKF [14]: , (14) где - начальное значение ковариационной матрицы EKF, а - ковариационная матрица про-цесса EKF. Наблюдаемость системы может быть проанализирована путем вычисления собствен-ного значения . Чем меньше ненулевое собственное значение , тем выше будет точность на-блюдаемости соответствующего состояния. Модель системы показана на рис. 3, где EKF оценивает константу дрейфа в системе коор-динат спутника, а путем преобразования координат получается константа дрейфа гироскопа в системе координат гироскопа. В безаварийном состоянии, т.е. уравнении (2), дрейф в системе координат гироскопа может быть получен непосредственно из дрейфа . Когда происходит сбой гироскопа, который учитывается в уравнении (4), может быть передан, чтобы получить . Рис. 3. Модель измерения ориентации «Звездный датчик + гироскоп» Оптимизационное проектирование модели обнаружения На орбите EKF используется для фильтрации измерительной информации звездного датчика и гироскопа. Оптимизированная модель обнаружения неисправностей показана на рис. 4. Гиро-скопы 1 и 2 используют EKF для оценки постоянного отклонения, которое включает аномальный дрейф. Вектор четности р может быть компенсирован постоянным отклонением, оцениваемым EKF, когда неисправность определяется системой обнаружения пространства четности, построен-ной двумя наборами гироскопов. Компенсированный вектор четности используется для по-строения решающей функции обнаружения шумовой неисправности и для ее реализации. Рис. 4. Модель обнаружения неисправностей, сочетающая EKF и вектор четности Как видно из рис. 4, нормальный и аномальный дрейф гироскопа можно оценить и компенси-ровать. Компенсированный вектор четности равен . (15) По полученным на орбите данным среднеквадратическое отклонение помехи от неисправно-сти на три порядка выше, чем у нормального измерительного шума. Поэтому в основном, от-ражает шумовую неисправность, приведенную в (6). Из (9) видно, что содержащаяся в векторе четности информация делится на две части: на дрейф и шум. Аномальный дрейф вызван внезап-ным или медленным изменением среднего значения ошибки измеряемой гироскопом угловой ско-рости, а шум отражает степень дискретности выхода системы вблизи среднего значения. Вектор четности отражает среднее значение системы и проекцию шума в пространстве четности. Дрейф и шум системы могут быть аномальными одновременно, поэтому необходимо изолировать вышепе-речисленные две неисправности и удалить ось измерения неисправности, чтобы обеспечить безо-пасное положение спутника. Информация о дисперсии значений неисправностей может быть отражена функцией их обна-ружения. Функция принятия решения о неисправности строится следующим образом: . (16) Если о дисперсии характеристик выходного сигнала гироскопа судить непосредственно по методу остаточного взвешенного среднего [15], то для определения порога принятия решения о неисправности и ширины окна данных необходимо обработать шесть данных гироскопа. При этом соответствующий вектор четности представляет собой трехмерный вектор столбца, который непосредственно отражает дисперсию ошибки. Из-за одновременного возникновения аномального дрейфа и аномального шума на орбите порог принятия решения о неисправности Tf, компенсируе-мой EKF, должен быть скорректирован во времени в соответствии с данными спутника на орбите. Поскольку шум резко меняется при отказе защелки, постольку функция принятия решения о неисправности может быть усреднена путем добавления функции временного окна для сравнения со скорректированным порогом неисправности Tf, и может быть получено улучшенное условие принятия решения о неисправности: . (17) Здесь - улучшенная функция решения неисправностей; - временная ширина окна данных, которая определяется моделированием выходных характеристик гироскопа; - это период управления бортовым компьютером, который составляет 250 мс; - сумма функций приня-тия решения о неисправности во времени . В (17) улучшен традиционный вывод решения GLT, обнаруживающий постоянную неисправность, что в максимальной степени снижает вычислитель-ную нагрузку системы. Улучшенная стратегия принятия решений о неисправностях заключается в следующем: (18) В (18) находится порог принятия решения , определяемый характеристиками дрейфа и шумо-выми данными. Изоляция и расположение неисправностей На основе решения о неисправности (см. (7) и (18)) можно установить, имеет ли система изо-ляции аномальную ошибку дрейфа или аномальную ошибку шума. Критерии изоляции неисправ-ностей: (19) Когда в системе возникает дрейфовая неисправность, тогда может быть задействовано не-сколько измерительных осей гироскопа. Поскольку компенсация EKF может поддерживать ста-бильность системы, постольку локализованная неисправность временно устраняется. Когда MEMS-гироскоп спутника ‘Ladybeetle 1’ находится на орбите, помехи возникают только на изме-рительной оси гироскопа 1Y, и это быстро приводит к отказу всей системы. Поэтому необходимо определить местоположение неисправной измерительной оси, чтобы система могла удалить такую информацию. После упрощения функции изоляции неисправностей в методе GLT [6], основанного на про-странстве четности, функция изоляции может быть записана в виде (20) где относится к столбцу i матрицы четности, указывает на то, что измерительная ось гиро-скопа k выходит из строя. Таким образом, ось измерения неисправности может быть локализована. Моделирование Характеристики MEMS-гироскопа и настройка режима отказа Табл. 1 иллюстрирует постоянный дрейф и стандартное отклонение компонентов 1 и 2 гиро-скопа при комнатной температуре. В табл. 2 приведены постоянный дрейф и стандартное откло-нение при возрастающем дрейфе на орбите, а в табл. 3 - постоянный дрейф при шумовом сбое и стандартное отклонение шума. Таблица 1 Дрейф и стандартное отклонение безотказных гироскопов Оси Дрейф на Земле, град/с Стандартное отклонение на Земле, град/с G-1X 0.0318 0.0041 G-1Y 0.0112 0.0046 G-1Z 0.0255 0.0052 G-2X 0.0235 0.0041 G-2Y 0.0419 0.0039 G-2Z 0.0311 0.0045 Таблица 2 Дрейф и стандартное отклонение гироскопов на орбите Оси Дрейф на орбите, град/с Стандартное отклонение на орбите, град/с G-1X 0.3301 0.0023 G-1Y 0.9248 0.0243 G-1Z -1.4374 0.0129 G-2X 0.0854 0.0174 G-2Y 0.0352 0.0218 G-2Z 0.8787 0.0157 Из анализа табл. 1 и 2 видно, что по сравнению с наземным испытанием постоянный дрейф и шум гироскопа на орбите значительно увеличиваются. Постоянный дрейф измерительной оси 1Z достиг двух порядков величины во время наземных испытаний. Данные таблицы 2 взяты из 24-часовых телеметрических передаваемых спутником данных. Телеметрические данные прерыви-стой спутниковой передачи показывают, что дрейф гироскопа медленно меняется. EKF в реальном времени на спутнике эффективен, а медленно увеличивающийся дрейф постоянного значения мо-жет быть эффективно компенсирован в соответствии с выходом звездного датчика. При возникновении шумового сбоя средняя выходная мощность измерительной оси 1Y и стандартное отклонение шума составляют 0.0009 и 1.3774 град/с соответственно. При таких об-стоятельствах шум слишком велик. EKF становится расходящимся, система не может оценить уг-ловую скорость спутника, поэтому весь спутник переходит в безопасный режим. Однако, согласно истории телеметрии неисправности, за исключением гироскопа 1Y, на остальных пяти измери-тельных осях погрешность угловой скорости выхода все еще согласуется с той, что была до неис-правности защелки. Прежде чем спутник выйдет на орбиту, неизвестно, какими характеристиками на орбите об-ладают MEMS, поэтому только данные наземных испытаний могут быть использованы в качестве основы для установки порога неисправности. По данным на орбите MEMS-гироскопа устанавли-вается режим его неисправности для верификационного моделирования. Следует принять условие увеличения дрейфа как аномальную ошибку дрейфа, принять аномальную ошибку шума в соот-ветствии с характеристиками данных защелки. Настройки имитационных данных гироскопа 1Y приведены в табл. 3. Другие измерительные оси гироскопа используют данные табл. 1 в течение периода 0 ~ 100 с, в табл. 2 - в течение 100 ~ 400 с. В течение периода 400~1000 с, за исключением гироскопа 1Y, все измерительные оси используют данные табл. 2. Три измерительные оси (1Y, 1Z, 2Z) имеют аномальный дрейф в разной степени одновременно, в то время как только гироскоп 1Y имеет аномальный шумовой отказ. Таблица 3 Дрейф и стандартное отклонение G-1Y при шумовом отказе Faultmal Режим неисправности Значение дрейфа, град/с Стандартное отклонение, град/с Набор времени, с Бездефектный 0.0112 0.0046 0 ~ 100 Аномальный дрейф рампы 0.0112 ~ 0.9248 0.0243 100 ~ 400 Аномальный постоянный дрейф 0.9248 0.0243 400 ~ 500 Аномальный шум 0.0009 1.3774 500 ~ 900 Аномальный постоянный дрейф 0.9248 0.0243 900 ~ 1000 Рис. 5. Кривая погрешности скорости G-1Y Исходя из установки режима отказа табл. 3, кривая погрешности угловой скорости гироскопа 1Y приведена на рис. 5. Реальный выход MEMS на орбиту может быть упрощен и показан в виде этой кривой, используемой для верификации моделирования. Результаты моделирования до улучшения Общее время моделирования составляет 1000 с. Среди шести измерительных осей гироскоп 1Y использует кривую ошибки угловой скорости, показанную на рис. 5, а остальные пять измерительных осей показывают аномальное увеличение дрейфа. Табл. 1 - 3 используются для настройки данных моделирования. Традиционный метод вектора четности используется для обнаружения неисправностей гироскопа. Согласно средним и дисперсионным характеристикам табл. 1, частота обнаружения ошибок составляет 0.05. Результаты моделирования представлены на рис. 6 и 7. Рис. 6. Оценка и пороговая кривая Рис. 7. Оценка и пороговая кривая (масштабирование) при отсутствии неисправности Аномальный дрейф на орбите и аномальный шум приводят к неисправности системы. Одна-ко, как только используется традиционный метод определения места неисправности, т.е. в соот-ветствии с настройками параметров моделирования, избыточная информация гироскопа может быть удалена и может заставить гироскоп потерять свою диагностическую способность. Улучшенные результаты моделирования Использование EKF для компенсации дрейфа гироскопа EKF используется для оценки вектора четности компенсации постоянного отклонения неис-правного гироскопа. При моделировании дисперсия кватернионного шума, измеренная звездным датчиком, равна . Начальные значения ковариационной матрицы в EKF: . Согласно рис. 8 и 9, по мере увеличения дрейфа на орбите дисперсия также увеличивается на порядок. Поэтому после использования EKF для стабилизации (примерно через 200 с) функция принятия решения часто превышает пороговое значение. После возникновения аномального шума система часто не может обнаружить неисправности. Рис. 8. Оценка и пороговая кривая (масштабирование) с EKF Рис. 9. Оценка и пороговая кривая (масштабирование) с EKF Временное окно и улучшенный порог В соответствии с (17) функция принятия решения сглаживается, а время окна принимается равным 10 с. Порог принятия решения модифицируется в соответствии с (18) и устанавливается . Результаты представлены на рис. 10. Рис. 10. Оценка и пороговая кривая с EKF и временным окном (10 с) На рис. 11 показана кривая индикатора неисправности при трех функциях принятия решений: 0 означает отсутствие неисправности, 1 - наличие. На рисунке представлен традиционный метод вектора четности. О неисправности системы сообщается после увеличения дрейфа на орбите. На рисунке посередине показан индикатор после EKF, используемого для компенсации аномального дрейфа. Видно, что из-за отказа функции принятия решения неисправность отскакивает назад и вперед, но она не может стабильно и эффективно идентифицировать сбой системы, не говоря уже о том, чтобы обнаружить серьезный сбой. На нижнем рисунке показан индикатор неисправности, который сглаживается в течение времени окна после использования компенсации EKF. Из этого рисунка видно, что после использования компенсации EKF и сглаживания во времени окна система может нормально судить о системе в стабильной фазе EKF. В случае сбоя шума система немедленно выдает сигнал тревоги. Этот режим приложения может не только повысить полезность MEMS-гироскопа, но и обнаружить, что системный шум имеет тенденцию увеличиваться со временем. Этот режим применения соответствует орбитальной характеристике и позволяет избежать проблемы переключения гироскопа, вызванной неудачным обнаружением. После сравнения рис. 11 и 12 можно заключить, что индикатор неисправности полностью со-ответствует настройкам параметров моделирования. Он способен точно указать: вызывает беспо-койство для системы аномальный дрейф или аномальный шум неисправности. Время обнаруже-ния аномального дрейфа составляет 1 с, а аномального шума - 0.5 с. Рис. 11. Индикатор неисправности (0 - нет неисправности; 1 - неисправность) Рис. 12. Случай неисправности (0 - отсутствие неис-правности; 1 - неисправность смещения; 2 - шумо-вая неисправность) Если возникает шумовая неисправность, то выражение (20) используется для определения ме-стоположения неисправности на шести измерительных осях. Когда возникает шум неисправности, выражение (20) используется для определения неисправности шести измерительных осей гиро-скопа. В течение периода возникновения неисправного шума результаты позиционирования пока-заны на рис. 13, где на горизонтальной оси обозначаются номера неисправностей гироскопа, 0 со-ответствует шумовой неисправности без аномалий, а 2 - шумовой неисправности измерительной оси G-1Y. Если в системе возникает аномальный шум, то эффективная степень изоляции гироско-па составляет 97.15%. Рис. 13. Изоляция неисправностей (2-Gryo1Y неисправность) Наблюдаемость дрейфа гироскопа На рис. 14 показано собственное значение матрицы точности наблюдаемости измерительной оси G-1Y, рассчитанное в реальном времени в соответствии с уравнением (14). Эта кривая может показать, что EKF имеет значительный дрейф на гироскопе с высокой точностью оценки. Рис. 14. Собственное значение матрицы наблюдения G-1Y Анализ моделирования Приведенные выше результаты показывают, что усовершенствованный метод может эффек-тивно обнаруживать аномальную дрейфовую и одновременную аномальную шумовую неисправ-ности гироскопа. В данной работе была принята математическая модель бортового программного обеспечения и использованы реальные орбитальные данные MEMS-гироскопа. Улучшение оценок неисправностей вызывает небольшое увеличение вычислений и упрощенные переменные оценок, поэтому оно подходит для использования на орбите. Различия между другими методами обнару-жения неисправностей суммированы в табл. 4. Таблица 4 Краткое изложение различий между методами Режим неисправности EKF Вектор четности EKF и вектор четности Аномальный дрейф рампы √ √ √ Аномальный постоянный дрейф √ √ √ Аномальный шум × × √ Изоляция неисправностей между дрейфом и шумом × × √ Заключение Данная работа рассматривает аномальное увеличение дрейфа и шума MEMS-гироскопа на орбите. Метод обнаружения неисправностей в сочетании с EKF и методом вектора четности пред-назначен для улучшения функции принятия решений. Он способен обнаруживать и различать два вышеперечисленных вида неисправностей. В частности, он может эффективно обнаруживать чрезмерные шумовые сбои. Предполагается, что среди 6 измерительных осей 5 имеют на порядок большее значение орби-тального дрейфа и шума по сравнению с данными наземных испытаний, за исключением времени сбоя шума. Эти данные используются в качестве режима неисправности для имитации фактических данных спутника на орбите. Результаты моделирования показывают, что этот метод позволяет эф-фективно обнаруживать и разделять типы неисправностей. Время обнаружения аномального дрейфа составляет 1 с, а время обнаружения аномального шума - 0.5 с. В случае аномального шумового сбоя этот метод может эффективно изолировать и локализовать ось сбоя резервной гиросистемы. В этих условиях эффективная степень изоляции гироскопа составляет 97.15%. Поскольку MEMS-гироскоп, обычно используемый для коммерческих спутников, отличается большим дрейфом и легкой защелкой, ее неисправность нелегко восстановить автоматически, что может серьезно повлиять на миссию спутника. Поэтому предложенный в данной работе метод яв-ляется значимым и имеет большое инженерное прикладное значение для автономной диагностики неисправностей спутника. Предложенный метод также может эффективно обнаруживать несколько неисправностей ги-роскопа, включая случай, когда аномальный постоянный дрейф и аномальный дрейф рампы про-исходят одновременно. Однако он нуждается в дальнейшем изучении, когда одновременно возни-кают два или более шумовых сбоя гироскопа. Порог неисправности в этой работе должен быть скорректирован в соответствии с данными MEMS-гироскопа на орбите. Кроме того, необходимо улучшить автономность порога неисправности. Улучшение оценок вызывает небольшое увеличе-ние расчетов и упрощение переменных оценок. Поэтому исследование методов и моделей диагно-стики на орбите должно проводиться при условии соблюдения обоих этих условий.

Скачать электронную версию публикации