[發(fā)明專利]一種基于角速度觀測器的航天器容錯控制方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201611086820.2
• 申請日: 2016-12-01
• 公開（公告）號: CN106773679B
• 公開（公告）日: 2018-10-16
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 胡慶雷;劉岳洋;郭雷;牛廣林
• 申請（專利權(quán)）人: 北京航空航天大學(xué)
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 北京科迪生專利代理有限責(zé)任公司 11251
• 代理人: 楊學(xué)明;顧煒

本發(fā)明涉及一種基于角速度觀測器的航天器容錯控制方法，包括以下步驟：首先，考慮執(zhí)行器故障和航天器受到的外部擾動，建立航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)動力學(xué)和運動學(xué)模型；設(shè)計有限時間觀測器估計航天器的姿態(tài)角速度信息；基于得到的角速度信息構(gòu)造魯棒控制器，同時考慮控制量輸入飽和設(shè)計輔助系統(tǒng)，使航天器對于執(zhí)行器故障在無需角速度信息的情況下具有魯棒性；該方法保證了在軌工作航天器發(fā)生執(zhí)行器故障時甚至姿態(tài)角速度信息不可知時姿態(tài)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性，擁有較高的控制精度，較強的容錯能力及對外部擾動的魯棒性等優(yōu)點。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種基于觀測器和姿態(tài)容錯控制的航天器控制方法，主要應(yīng)用于航天器在軌工作時發(fā)生執(zhí)行器故障且受到來自空間的外部擾動力矩及執(zhí)行器存在幅值飽和約束的姿態(tài)控制系統(tǒng)，而且對于姿態(tài)敏感器存在的缺陷問題使用姿態(tài)角速度觀測器進(jìn)行了克服，屬于航天器控制技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

航天器在空間領(lǐng)域的地位日趨重要，其性能和技術(shù)相應(yīng)的也日趨提高。航天器控制系統(tǒng)是整個航天系統(tǒng)中最重要的分系統(tǒng)之一，其性能要求直接關(guān)系到航天任務(wù)的執(zhí)行水平，其安全指標(biāo)十分關(guān)鍵，對可靠性要求也越來越高，因此航天器控制系統(tǒng)需要具有一定的容錯能力和魯棒性能。有關(guān)資料顯示，在整個航天器系統(tǒng)中，姿態(tài)控制與能量兩大子系統(tǒng)故障占總故障的59％；航天工程中常見的一種執(zhí)行器故障為失效故障，例如反作用飛輪定子與轉(zhuǎn)子摩擦力矩增大將影響飛輪輪體轉(zhuǎn)速變化率，使得飛輪實際輸出控制力矩相對于標(biāo)稱力矩比例減小，造成飛輪輸出力矩失去一部分效能；在軌道運行中，航天器體現(xiàn)強非線性，且會受到來自空間的各種擾動力矩的影響，而且在實際系統(tǒng)中由于執(zhí)行器提供的控制力矩是有限的，可能不能提供要求力矩，這些都在一定程度上影響控制性能；另外，對于航天器的姿態(tài)敏感器來說，陀螺儀的噪聲或者故障也會導(dǎo)致系統(tǒng)故障，控制精度降低甚至失靈，航天器對于角速度測量裝置的隔離性也很重要。因此，考慮到這些問題，提高系統(tǒng)的容錯能力和魯棒性同時保證比較滿意的控制精度和控制要求是衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)的重點和難點。

對于航天器的控制來說，不需要角速度信息就相當(dāng)于進(jìn)行輸出反饋設(shè)計，對于不測量的角速度信息來說，一般在設(shè)計時采用觀測器對角速度信息進(jìn)行估計，常用的有迭代學(xué)習(xí)觀測器，終端滑模觀測器，龍貝格觀測器等，對于迭代學(xué)習(xí)觀測器來說，觀測器參數(shù)調(diào)節(jié)太過復(fù)雜，沒有統(tǒng)一的設(shè)計規(guī)律，讓整個系統(tǒng)設(shè)計較難實現(xiàn)最好的效果；對于龍貝格觀測器來說，結(jié)構(gòu)比較單一且固定，而且收斂速度不夠；對于有限時間觀測器來說，通過合理設(shè)計，能夠?qū)撬俣刃畔⒌挠^測誤差實現(xiàn)有限時間收斂，也就是滿足了在應(yīng)用時對快速性的要求。

對于容錯控制來說，主要的方法是通過李雅普諾夫理論進(jìn)行魯棒控制器設(shè)計，保證系統(tǒng)對故障的容錯能力和對干擾的魯棒性。采用被動容錯控制時，常常系統(tǒng)具有較強的保守性，并且需要角速度信息，這樣就降低了處理姿態(tài)敏感器故障的能力。中國專利CN201210242175.4用隨機(jī)切換系統(tǒng)模型描述帶有間歇性故障的航天器姿控系統(tǒng)的運行全過程,進(jìn)而將姿控系統(tǒng)的容錯分析問題轉(zhuǎn)化為帶有不穩(wěn)定模態(tài)的切換系統(tǒng)的穩(wěn)定性分析問題，但是當(dāng)控制器在處理不同情況的故障時，其性能對于當(dāng)前故障不可能是最佳的，當(dāng)未知的故障出現(xiàn)時，也談不上系統(tǒng)的閉環(huán)穩(wěn)定和優(yōu)秀的系統(tǒng)性能；還有常用的主動容錯控制，對故障進(jìn)行建模，然后進(jìn)行在線診斷，目前對于衛(wèi)星的故障診斷系統(tǒng)，經(jīng)常采用遞歸神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對執(zhí)行器故障進(jìn)行估計，或者二階卡爾曼濾波算法來估計飛輪故障，然后根據(jù)故障估計重新配置容錯控制器，中國專利CN201510232385.9利用迭代學(xué)習(xí)觀測器對航天器飛輪的失效故障信息進(jìn)行估計，以此設(shè)計魯棒自適應(yīng)容錯控制器，但是其中忽略了外部擾動力矩的影響，并且沒有考慮執(zhí)行器輸入受限問題，難以解決輸入受限問題；因此，對故障設(shè)計較強容錯能力的控制器，對姿態(tài)角速度信息和執(zhí)行器故障都具有強魯棒性同時保證姿態(tài)的快速響應(yīng)控制方法是控制器設(shè)計的核心問題。

發(fā)明內(nèi)容