[發明專利]一種執行機構受損下的航天器抗干擾姿控方法

有效

• 申請號: 201810261712.7
• 申請日: 2018-03-28
• 公開（公告）號: CN108415255B
• 公開（公告）日: 2019-06-11
• 發明（設計）人: 喬建忠;谷亞培;郭雷;李文碩;徐健偉
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04;G05D1/08
• 代理公司: 北京科迪生專利代理有限責任公司 11251
• 代理人: 楊學明;鄧治平

1.一種執行機構受損下的航天器抗干擾姿控方法，其特征在于，包括以下步驟：

第一步，建立執行機構受損同時受外部環境干擾及系統未建模動態影響的航天器姿態控制系統模型；

第二步，設計干擾觀測器，對外部環境干擾及系統未建模動態造成的等價干擾進行估計；

第三步，針對執行機構受攻擊導致的執行機構失效故障，設計學習觀測器，對執行機構故障進行重構；

所述第三步中設計的學習觀測器Σ₄為：

Σ₄:

其中，為狀態x的估計值，為狀態的關于時間t的一階導數，為執行機構失效故障轉換矩陣H(t)的重構信號，為已知非線性函數的估計值，為等價干擾d的估計值，τ為學習時間間隔，為正常值，為t-τ時刻的執行機構失效故障重構信號，L、K₁、K₂為待設計的適維觀測器矩陣；

第四步，根據等價干擾估計值和執行機構故障重構信息設計復合控制器，構造出一種執行機構受損下的航天器抗干擾姿控方法。

2.根據權利要求1所述的一種執行機構受損下的航天器抗干擾姿控方法，其特征在于：所述第一步具體實現如下：

建立執行機構受損同時受外部環境干擾及系統未建模動態影響的航天器姿態控制系統模型Σ₁為：

Σ₁:

其中，x＝[x₁ x₂]^T為系統狀態，為系統狀態的時間導數，θ、ψ分別為航天器的滾轉角、俯仰角及偏航角，分別為滾轉角速度、俯仰角速度及偏航角速度，u＝[u₁ u₂ ... u_n]^T為控制輸入，u_n為第n個控制輸入，n＝1,2,3，d為由外部環境干擾及未建模動態造成的等價干擾，滿足α為正常值，系數矩陣0_3×3和I_3×3分別表示3階零矩陣和3階單位矩陣，J為航天器轉動慣量，J^-1為轉動慣量矩陣J的逆矩陣，非線性矩陣為已知的非線性函數，為非線性矩陣關于時間t的導數，ω為姿態絕對角速度，ω＝[ω_x ω_y ω_z]^T，ω_x、ω_y、ω_z分別為滾轉通道、俯仰通道及偏航通道的絕對角速度，F(t)為執行機構失效故障矩陣；

由于F(t)為對角矩陣，可得：

F(t)u(t)＝U(t)H(t)

其中，U(t)＝diag{u₁(t) u₂(t) ... u_n(t)}表示控制輸入轉換矩陣，H(t)＝[δ₁ δ₂ δ₃]^T表示執行機構失效故障轉換矩陣；

將上述模型Σ₁簡寫為模型Σ₂：

Σ₂:

3.根據權利要求1所述的一種執行機構受損下的航天器抗干擾姿控方法，其特征在于：所述第二步中設計的干擾觀測器Σ₃為：

Σ₃:

其中，狀態為等價干擾d的估計值，z為干擾觀測器的中間變量，為中間變量z的一階導數，p(x)為待設計的變量，l(x)為干擾觀測器的增益，系數矩陣非線性矩陣為非線性矩陣關于時間t的導數，U(t)＝diag{u₁(t) u₂(t) ... u_n(t)}表示控制輸入轉換矩陣，u_n(t)為第n個控制輸入，n＝1,2,3，H(t)＝[δ₁ δ₂δ₃]^T表示執行機構失效故障轉換矩陣。

4.根據權利要求1所述的一種執行機構受損下的航天器抗干擾姿控方法，其特征在于：所述第四步中根據等價干擾估計值和執行機構故障重構信息設計的復合控制器為：

其中，K為控制器增益，為系統狀態x的估計值，為等價d的估計值，為執行機構失效故障矩陣F(t)的重構信號，u_max表示執行機構的最大輸出值。