[發明專利]一種深空探測器的高精度姿態容錯控制方法

有效

• 申請號: 201810208207.6
• 申請日: 2018-03-14
• 公開（公告）號: CN108536161B
• 公開（公告）日: 2020-12-25
• 發明（設計）人: 齊瑞云;蘇偉偉;張嘉芮;陳弈澄
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 南京瑞弘專利商標事務所(普通合伙) 32249
• 代理人: 楊曉玲

本發明公開了一種深空探測器的高精度姿態容錯控制方法，其特征是，包括如下步驟：1)建立反作用飛輪故障以及安裝偏差的數學模型；2)以姿態誤差四元數理論為基礎，建立深空探測器姿態控制系統模型；3)分析反作用飛輪的不確定性；4)設計快速終端滑模面；5)分析系統的總不確定性；6)設計自適應快速終端滑模控制器。本發明所達到的有益效果：本方法重新分析定義了姿控系統的干擾與執行器的效率矩陣、安裝偏差矩陣以及偏差力矩，有效解決了執行器存在多種不確定性下的耦合問題；不需要地面控制臺進行指令傳輸，能夠自主實現姿態的容錯控制；具有較強的魯棒性，較快的收斂速率，而且在故障下依然能夠具有較高的姿態控制精度。

技術領域

本發明涉及一種深空探測器的高精度姿態容錯控制方法，屬于自動控制技術領域。

背景技術

隨著深空探測的快速發展，對深空探測器的姿態控制要求也越來越高。一方面，深空探測器體型龐大，攜帶的科學儀器繁多復雜，所以其轉動慣量勢必會存在不確定性；同時，深空探測器工作在惡劣的太空環境中，會不可避免地受到各種各樣的未知干擾。這兩個原因都會對深空探測器的姿態控制系統產生不良的影響。另一方面，深空探測器的執行器，即反作用飛輪，由于安裝工藝的限制與發射過程中強烈的振動作用，會使其偏離期望的安裝位置，產生安裝偏差；而且反作用飛輪長時間地高負荷運行在惡劣的環境中，很有可能發生各種故障。而反作用飛輪的安裝偏差與故障都會導致深空探測器的姿態控制系統性能下降，甚至失去穩定性。因此，需要設計一種能夠有效抑制不良干擾、自主實現容錯控制、在有限時間內快速收斂的高精度姿態容錯控制器。

目前針對此類深空探測器的姿態控制方法的研究已有一些成果。張愛華等人通過一種快速終端滑模的控制方法，解決了執行器存在不確定性的航天器姿態控制問題(Finite-time Fault-tolerant Attitude Vontrol for Over-activated SpacecraftSubject to Actuator Misalignment and Faults.IET Control Theory Appl.,2013,7(16):2007-2020)。胡慶雷等人設計了一種自適應變結構容錯控制方法，解決了推力器故障下的剛體航天器姿態控制問題(推力器故障的剛體航天器自適應變結構容錯控制.航空學報,2013,34(4):909-918)。肖冰等人設計了一種航天器的姿態跟蹤容錯控制方法(Attitude Tracking Control of Rigid Spacecraft With Actuator Misalignment andFault.IEEE Transactions on Control System Technology,2013,21(6):2360-2366)。雖然上述控制方法取得了一些成效，但是存在著控制精度不高、能夠處理的故障范圍較小等缺陷，在實際應用中可能無法滿足深空探測器的姿態控制性能要求。

發明內容

為解決現有技術的不足，本發明的目的在于提供一種深空探測器的高精度姿態容錯控制方法，對深空探測器姿態控制系統存在的干擾與執行器不確定性進行了重新梳理與定義，可以處理最大安裝偏差角度不超16.535度的安裝偏差故障，保證了深空探測器在存在內外部干擾與執行器多重故障情況下的高精度姿態容錯控制。

為了實現上述目標，本發明采用如下的技術方案：

一種深空探測器的高精度姿態容錯控制方法，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學模型；

步驟2)以姿態誤差四元數理論為基礎，建立深空探測器姿態控制系統模型；

步驟3)分析反作用飛輪的不確定性；

步驟4)設計快速終端滑模面；

步驟5)分析系統的總不確定性；

步驟6)設計自適應快速終端滑模控制器。