[發(fā)明專利]一種深空探測器的高精度姿態(tài)容錯控制方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201810208207.6
• 申請日: 2018-03-14
• 公開（公告）號: CN108536161B
• 公開（公告）日: 2020-12-25
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 齊瑞云;蘇偉偉;張嘉芮;陳弈澄
• 申請（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 南京瑞弘專利商標(biāo)事務(wù)所(普通合伙) 32249
• 代理人: 楊曉玲

1.一種深空探測器的高精度姿態(tài)容錯控制方法，其特征是，包括如下步驟：

步驟1)建立反作用飛輪故障以及安裝偏差的數(shù)學(xué)模型；

步驟2)以姿態(tài)誤差四元數(shù)理論為基礎(chǔ)，建立深空探測器姿態(tài)控制系統(tǒng)模型；

步驟3)分析反作用飛輪的不確定性，具體內(nèi)容為：

對反作用飛輪的部分失效故障、偏差故障以及安裝偏差進(jìn)行重新分析與定義，將深空探測器的姿態(tài)動力學(xué)模型重新定義為如下所示：

其中，M′為新安裝偏差矩陣，E′為新效率矩陣，D′為新干擾矩陣；

步驟4)設(shè)計快速終端滑模面，具體內(nèi)容為：

所設(shè)計的快速終端滑模面為：S＝ω_e+k₁q_ev+k₂sig(q_ev)^r，其中，滑模面參數(shù)k₁,k₂＞0，0＜r＜1；

函數(shù)sig(q_ev)^r的定義為sig(q_ev)^r＝[|q_e1|^rsgn(q_e1),|q_e2|^rsgn(q_e2),|q_e3|^rsgn(q_e3)]；

步驟5)分析系統(tǒng)的總不確定性，具體內(nèi)容為：

在深空探測器姿態(tài)控制系統(tǒng)中，存在反作用飛輪不確定性、來自太空環(huán)境以及探測器內(nèi)部的不良干擾，通過分析，得出系統(tǒng)的總不確定性如下：

其中，G_e＝diag(|q_e1|^r-1,|q_e2|^r-1,|q_e3|^r-1)，d_all為系統(tǒng)的總擾動，包含了轉(zhuǎn)動慣量不確定性以及外部不良干擾；

步驟6)設(shè)計自適應(yīng)快速終端滑模控制器，具體內(nèi)容為：

當(dāng)反作用飛輪單軸的最大安裝偏差角度不超過16.535度時，姿態(tài)容錯控制器如下：

其中，σ,τ∈R^3×3為正定對角矩陣，各估計參數(shù)的更新方式如下所示：式中，c₀,c₁,c₂＞0為常數(shù)；

參數(shù)δ₁與δ₂的定義分別由下式給出：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種深空探測器的高精度姿態(tài)容錯控制方法，其特征是，所述步驟1)的具體內(nèi)容為：

所述模型為：τ＝M(Eu+Δu)，其中，u∈R^3×1為姿態(tài)控制系統(tǒng)需要的指令控制力矩，τ∈R^3×1為反作用飛輪實際作用于姿態(tài)控制系統(tǒng)的控制力矩，M∈R^3×3為安裝偏差矩陣，E∈R^3×3為失效故障下的效率矩陣，Δu∈R^3×1為偏差故障下的偏差力矩。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種深空探測器的高精度姿態(tài)容錯控制方法，其特征是，所述步驟2)的具體內(nèi)容為：

所建立的模型如下所示：

姿態(tài)運動學(xué)模型為：

姿態(tài)動力學(xué)模型為：

其中，姿態(tài)誤差四元數(shù)q_e＝[q_ev^T q_e4]^T＝[q_e1 q_e2 q_e3 q_e4]^T，表示姿態(tài)機動需要轉(zhuǎn)過的角度；矩陣Q_e＝q^×_ev+q_e4I，q^×_ev為q_ev的反對稱矩陣，I∈R^3×3為單位矩陣；角速度差ω_e＝ω-ω_d，表示深空探測器在當(dāng)前姿態(tài)ω與期望姿態(tài)ω_d時的角速度之差；ω^×為ω的反對稱矩陣；轉(zhuǎn)動慣量矩陣J包含標(biāo)稱部分J₀與不確定部分ΔJ，即J＝J₀+ΔJ，D為未知外界干擾力矩。