[發明專利]基于增強型冪次趨近律和快速終端滑模面的剛性航天飛行器有限時間自適應容錯控制方法

有效

• 申請號: 201810326986.X
• 申請日: 2018-04-12
• 公開（公告）號: CN108549225B
• 公開（公告）日: 2020-02-21
• 發明（設計）人: 陳強;陶玫玲;何熊熊
• 申請（專利權）人: 浙江工業大學
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 杭州斯可睿專利事務所有限公司 33241
• 代理人: 王利強

一種基于增強型冪次趨近律和快速終端滑模面的剛性航天飛行器有限時間自適應容錯控制方法，針對具有集中不確定性的飛行器執行器故障下的姿態穩定問題，利用基于增強型冪次趨近律的滑模控制方法，再結合自適應控制，設計一種自適應快速終端滑模復合控制方案。該方案一方面利用自適應技術對不確定和擾動的上界進行估計和補償，另一方面，利用快速終端滑模的快速性和強魯棒性，從而實現飛行器系統的有限時間姿態穩定。本發明提供一種能夠減少滑模面和控制力矩的抖振問題，并且在系統存在不確定性和干擾的情況下，實現系統的有限時間一致最終有界的控制方法。

技術領域

本發明涉及一種基于增強型冪次趨近律和快速終端滑模面的剛性航天飛行器有限時間自適應容錯控制方法，特別是存在外界干擾和轉動慣性矩陣不確定性的飛行器執行器故障下的姿態控制方法。

背景技術

姿態控制系統作為航天器重要分系統之一，它的可靠性、是否正常工作將直接決定航天器能否正常完成既定航天任務。然而惡劣太空環境以及部件老化等因素致使航天器部件不可避免地發生故障。如果航天器故障不能及時、正確地被檢測、定位、隔離并進行相應容錯處理，則姿態控制性能將顯著下降或系統穩定性將受到破壞，嚴重時將導致整個航天任務失敗。因此航天器姿態控制系統故障自主容錯控制技術是航天器自主運行技術的基礎，它已成為當今航天工程領域亟待解決的課題之一，對提高航天器任務完成率有著重大理論與現實意義。

變結構控制思想是一種現代控制理論的綜合設計方法。變結構以其獨特的魯棒性等優點，為不確定系統提供了一種有前途的控制系統綜合方法。基于滑模控制理論提出了“趨近律”的概念，主要包括：等速趨近律、指數趨近律、冪次趨近律。滑模控制主要分為兩步：1)設計控制律使得系統狀態能夠在有限時間內到達設計好的滑動面上；2)當系統狀態到達滑動面后，該控制律可以使得狀態不會離開滑動面且會沿著滑動面滑動到原點。近年來，國內外學者對其進行了廣泛和深入的研究。

自適應控制，即為適應不確定對象和干擾動態特性的變化，控制系統可以在運動過程中自行修正自己的特性。自適應控制的基本目標是當對象存在不確定性或參數的未知變化時，仍能保持可靠的系統性能。自適應控制分為間接自適應控制和直接自適應控制兩大類。間接自適應控制需要系統參數在線辨識，然后在此基礎上設計合適的控制律；直接自適應控制無需系統參數辨識，控制器參數可以直接更新。最常用的自適應控制方式是通過實時校正參數來達到適應的目的參數自適應控制。魯棒控制也能處理模型參數的不確定性，與自適應的區別在于自適應控制具有學習能力，在自適應的過程中，自適應控制器會不斷改善自身的性能。利用自適應控制能夠解決一些常規控制方法所不能解決的復雜控制問題，可以大幅度提升系統的穩定精度及跟蹤精度。

發明內容

為了解決現有的飛行器姿態運動學與動力學中的非線性問題以及實現外部干擾抑制控制，并減少滑模控制中存在的抖振問題，本發明提供一種基于增強型冪次趨近律和快速終端滑模面的剛性航天飛行器有限時間自適應容錯控制方法，并且在系統存在不確定性和干擾的情況下，實現系統的有限時間一致最終有界的控制方法。

為了解決上述技術問題提出的技術方案如下：

一種基于增強型冪次趨近律和快速終端滑模面的剛性航天飛行器有限時間自適應容錯控制方法，包括以下步驟：

步驟1，建立飛行器姿態容錯控制系統的運動學和動力學模型，初始化系統狀態以及控制參數，過程如下：

1.1飛行器姿態控制系統的動力學模型表達形式為：