[發(fā)明專利]剛性航天器反作用飛輪故障的檢測、估計及其調(diào)節(jié)方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201710421305.3
• 申請日: 2017-06-07
• 公開（公告）號: CN107272639B
• 公開（公告）日: 2019-08-02
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 高志峰;程鵬;蔣國平;錢默抒;林金星;曹騰;周澤鵬;韓冰
• 申請（專利權(quán)）人: 南京郵電大學(xué)
• 主分類號: G05B23/02
• 分類號: G05B23/02
• 代理公司: 南京知識律師事務(wù)所 32207
• 代理人: 李吉寬

本發(fā)明公開了剛性航天器反作用飛輪故障的檢測、估計及其調(diào)節(jié)方法。首先建立剛性航天器的姿態(tài)動力學(xué)模型和運動模型；在剛性航天器反作用飛輪發(fā)生效率損傷故障的情況下建立其數(shù)學(xué)模型；再分別設(shè)計非線性故障檢測觀測器以及自適應(yīng)非線性故障估計觀測器用于未知故障的快速檢測和精確估計；最后利用所獲得的故障估計信息來設(shè)計自適應(yīng)滑模容錯控制器。本發(fā)明考慮了容錯控制器的瞬態(tài)性能，實現(xiàn)了剛性航天器在發(fā)生反作用飛輪效率損傷故障的情況下，能夠準(zhǔn)確、快速對未知故障進(jìn)行檢測、估計和調(diào)節(jié)。將外部擾動對系統(tǒng)造成的影響同時被考慮進(jìn)來，系統(tǒng)能夠相對獨立地進(jìn)行故障診斷模塊與容錯控制器的設(shè)計，既簡化了設(shè)計過程，更有利于工程中的實現(xiàn)。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于航空航天飛行控制領(lǐng)域，具體涉及一種剛性航天器反作用飛輪故障的檢測、估計及其調(diào)節(jié)方法。

背景技術(shù)

由于航天器任務(wù)的多樣性和復(fù)雜性及其惡劣的工作條件(例如真空、失重、高低溫和強(qiáng)輻射)，航天器機(jī)械以及電氣部件面臨著老化使得執(zhí)行器容易發(fā)生故障。

航天器組件故障一旦發(fā)生，不僅會使姿態(tài)控制系統(tǒng)的性能有所下降，還會使得整個姿態(tài)控制系統(tǒng)變得不穩(wěn)定，嚴(yán)重的話航天器的空間任務(wù)也會因此而失敗。所以，航天器要求姿態(tài)控制系統(tǒng)的安全性和可靠性能夠達(dá)到一個很高的水平。然而，在航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)中反作用飛輪容易發(fā)生故障(如：卡死故障、效率損傷故障、偏差故障等)。

姿態(tài)控制系統(tǒng)是航天器最重要的子系統(tǒng)之一，因而進(jìn)行航天器姿態(tài)控制的容錯設(shè)計得到了專家和學(xué)者的普遍關(guān)注。在過去十年中，已經(jīng)產(chǎn)生了關(guān)于航天器容錯控制的一些研究成果，在實際航天工程中具有很強(qiáng)的實用價值，而剛性航天器的姿態(tài)控制已經(jīng)成為航天工程的重要基準(zhǔn)，這是因為剛性航天器在人類進(jìn)行的各種空間實驗及應(yīng)用中具有廣泛的應(yīng)用價值，例如空間監(jiān)視，會合和對接，在軌服務(wù)等。因此，圍繞剛性航天器進(jìn)行的姿態(tài)控制系統(tǒng)故障診斷與容錯控制研究，更具有理論意義以及實用價值。

但就目前自適應(yīng)反演滑模控制技術(shù)已有的研究成果來說，還存在以下幾個方面的問題：

(1)系統(tǒng)到達(dá)滑模面所需要的時間難達(dá)到快速性要求

(2)進(jìn)行故障估計難達(dá)到快速而又準(zhǔn)確，精度難以精確

(3)航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)對執(zhí)行器故障難達(dá)到高容忍性要求

(4)傳統(tǒng)的設(shè)計方法過于復(fù)雜，使得在工程中難以實現(xiàn)

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明解決的技術(shù)問題是提供一種剛性航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)在反作用飛輪出現(xiàn)效率損傷故障時，能夠?qū)ξ粗蕮p傷故障進(jìn)行實時的檢測并進(jìn)行精確的故障估計，并使系統(tǒng)自主消除反作用飛輪效率損傷故障對整個姿態(tài)控制系統(tǒng)的影響，還能夠保證容錯控制器的瞬態(tài)性能，達(dá)到剛性航天器預(yù)期姿態(tài)性能指標(biāo)的故障診斷與容錯控制技術(shù)。

為了解決上述問題，本發(fā)明提出了剛性航天器反作用飛輪故障的檢測、估計及其調(diào)節(jié)方法，包含以下步驟：

步驟一、建立剛性航天器的姿態(tài)動力學(xué)模型和運動學(xué)模型，具體如下：

其中，σ∈R^3×1為姿態(tài)角向量，其中包括偏航角俯仰角θ、和滾轉(zhuǎn)角ψ；ω∈R^3×1為姿態(tài)角速度向量，包括偏航角速度ω_x、俯仰角速度ω_y、和滾轉(zhuǎn)角速度ω_z；非線性元素定義為u＝[u_x,u_y,u_z]^T為反作用飛輪產(chǎn)生的總的控制力矩；J∈R^3×3表示剛性航天器的總慣性矩陣；d(t)∈R^3×1表示外部擾動力矩，

由反作用飛輪產(chǎn)生的總的控制力矩u可以寫成下列表示形式：

u＝Dτ(t)