[發(fā)明專利]一種基于自適應(yīng)滑模理論的航天器容錯控制方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202010071832.8
• 申請日: 2020-01-21
• 公開（公告）號: CN111258221B
• 公開（公告）日: 2022-09-02
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 李安梁;樊恒海;王恒;魏峻;邰能建;王宇紅;戴湘軍;劉海鵬;王興
• 申請（專利權(quán)）人: 中國西安衛(wèi)星測控中心
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 西安弘理專利事務(wù)所 61214
• 代理人: 張皎

1.一種基于自適應(yīng)滑模理論的航天器容錯控制方法，其特征在于，具體按照以下步驟實施：

步驟1、定義慣性坐標系及航天器本體坐標系，針對剛體航天器，建立航天器執(zhí)行機構(gòu)故障姿態(tài)動力學(xué)方程；

步驟2、計算航天器姿態(tài)；

步驟3、利用滑模控制理論，選取滑模面；

步驟4、考慮航天器部分失效故障、參數(shù)不確定及外界干擾，設(shè)計自適應(yīng)滑模容錯輸出控制力矩u，實現(xiàn)對航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制；

步驟1具體按照以下步驟實施：

步驟1.1、建立慣性坐標系、航天器本體坐標系：

定義慣性坐標系原點為地心位置，X軸指向J2000平春分點，Y軸在赤道平臺內(nèi)與X軸垂直，Z軸與X軸、Y軸構(gòu)成右手坐標系；定義航天器本體坐標系原點為航天器質(zhì)心位置，X軸為航天器飛行方向，Y軸與X軸垂直指向太陽帆板方向，Z軸與X軸、Y軸構(gòu)成右手坐標系指向地面；

步驟1.2、在航天器運行過程，假設(shè)系統(tǒng)滿足以下條件：

假設(shè)1、航天器的轉(zhuǎn)動慣量矩陣I正定；

假設(shè)2、航天器受到的外界干擾力矩d有界，即滿足||d||≤d_max，其中，||·||為向量取2范數(shù)，d_max為干擾力矩上界；

針對剛體航天器，當(dāng)執(zhí)行機構(gòu)無故障時，航天器的姿態(tài)動力學(xué)方程為：

其中，為航天器的轉(zhuǎn)動慣量矩陣；ω＝[ω_x ω_y ω_z]^T為航天器本體坐標系相對于慣性坐標系的姿態(tài)角速率在航天器本體系中的投影；為執(zhí)行機構(gòu)產(chǎn)生的輸出控制力矩；為航天器受到的外界干擾力矩；符號“×”為向量的伴隨矩陣，定義ω^×為：

當(dāng)執(zhí)行機構(gòu)的部分失效故障時，采用乘積因子，建立執(zhí)行機構(gòu)的故障模型為E(t)u，則在執(zhí)行機構(gòu)部分失效的情況下，改寫公式(1)，可得航天器執(zhí)行機構(gòu)故障的姿態(tài)動力學(xué)方程：

其中，E(t)＝diag(e₁(t) e₂(t) e₃(t))為執(zhí)行機構(gòu)的有效因子，t為航天器運行時間，e_i(t)∈[0 1]，i＝1，2，3，式中狀態(tài)0表示第i個執(zhí)行機構(gòu)完全失效，1表示正常工作，其余狀態(tài)為執(zhí)行機構(gòu)部分失效，將式(2)改寫為

其中，ΔE＝diag(1-e₁(t) 1-e₂(t) 1-e₃(t))為執(zhí)行機構(gòu)的故障因子，則||ΔE||≤1，令γ＝||ΔE||；

步驟2具體按照以下步驟實施：

按照坐標系3-1-2轉(zhuǎn)序，定義航天器本體坐標系與慣性坐標系的三次旋轉(zhuǎn)角分別為航天器偏航角ψ，滾動角φ和俯仰角θ；令α＝[ψφθ]^T為航天器的姿態(tài)角矢量，則航天器的姿態(tài)角矢量與航天器的角速率關(guān)系為：

其中，

對公式(4)進行積分，可得航天器的偏航角ψ、滾動角φ和俯仰角θ；

步驟3中，選取的滑模面為

s＝ω+kα (5)

式中，

步驟4具體按照以下步驟實施：

步驟4.1、對于存在控制受限、參數(shù)不確定以及外界干擾的航天器控制系統(tǒng)(3)，在假設(shè)1和假設(shè)2的條件下，假設(shè)系統(tǒng)執(zhí)行機構(gòu)的故障未知，設(shè)計如下自適應(yīng)滑模容錯控制方案，使執(zhí)行機構(gòu)產(chǎn)生的輸出控制力矩u為：

其中，P和D為給定的正定對稱常數(shù)陣，為d_max估計值，為的估計值，ε₀、c₀、c₁為正常數(shù)；

從公式(6)可以看出，無需執(zhí)行機構(gòu)的γ值，能夠有效解決了γ未知情況下航天器執(zhí)行機構(gòu)故障、外界干擾情況下的穩(wěn)定控制問題；

步驟4.2、考慮執(zhí)行機構(gòu)的輸出控制力矩幅值受限特性，利用飽和函數(shù)sat(u)代替執(zhí)行機構(gòu)的輸出控制力矩u，同時為了減少控制系統(tǒng)的抖振問題，應(yīng)用線性函數(shù)x/(||x||+ε)逼近非線性函數(shù)x/||x||，航天器執(zhí)行機構(gòu)故障姿態(tài)動力學(xué)方程(2)和執(zhí)行機構(gòu)輸出控制力矩(6)改寫為

其中，

式中，u_max為控制輸出的飽和值，ε₁和ε₂為正常數(shù)。