[發(fā)明專利]一種基于自適應(yīng)滑模理論的航天器容錯(cuò)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(jì)）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

本發(fā)明公開的一種基于自適應(yīng)滑模理論的航天器容錯(cuò)控制方法，具體按照以下步驟實(shí)施：步驟1、定義慣性坐標(biāo)系及航天器本體坐標(biāo)系，針對剛體航天器，建立航天器執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程；步驟2、計(jì)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(jì)自適應(yīng)滑模容錯(cuò)輸出控制力矩u，實(shí)現(xiàn)對航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制。本發(fā)明方法能夠針對解決執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障、輸入飽和，模型參數(shù)不確定以及未知干擾等條件下航天器姿態(tài)穩(wěn)定收斂時(shí)間長、精度差等問題。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于航天測量與控制領(lǐng)域，具體涉及一種基于自適應(yīng)滑模理論的航天器容錯(cuò)控制方法。

背景技術(shù)

隨著我國航天器數(shù)量井噴式發(fā)展，航天器承擔(dān)的載人航天、空間探測、作戰(zhàn)支持及遙感觀測、通信、測繪、氣象等軍民商任務(wù)逐漸增加，執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障、敏感器失效等控制受限的情況下，對航天器控制系統(tǒng)自主運(yùn)行的安全性、可靠性、高精度等提出了更高的要求，高精度的自主容錯(cuò)控制技術(shù)對航天器完成任務(wù)顯得尤為重要。然而航天器長期運(yùn)行在失重、高低溫和強(qiáng)輻射等惡劣環(huán)境中，機(jī)械或電氣部件的老化、磨損等固有因素難免造成執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障，輸出控制力矩受限，引起控制系統(tǒng)的精度、穩(wěn)定等性能下降，甚至崩潰等。

目前，傳統(tǒng)的航天器姿態(tài)容錯(cuò)控制常用模式切換故障處理方法嚴(yán)重依賴地面支持、自主運(yùn)行能力弱、時(shí)效性不強(qiáng)等不足，對于航天器在執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障、輸入飽和，模型參數(shù)不確定以及未知干擾等條件，姿態(tài)穩(wěn)定收斂時(shí)間長、精度差，難以滿足航天器對姿態(tài)穩(wěn)定精度的要求。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的是提供一種基于自適應(yīng)滑模理論的航天器容錯(cuò)控制方法，能夠針對解決執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障、輸入飽和、模型參數(shù)不確定以及未知干擾等條件下航天器姿態(tài)穩(wěn)定收斂時(shí)間長、精度差等問題。

本發(fā)明所采用的技術(shù)方案是，一種基于自適應(yīng)滑模理論的航天器容錯(cuò)控制方法，具體按照以下步驟實(shí)施：

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

步驟2、計(jì)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(jì)自適應(yīng)滑模容錯(cuò)輸出控制力矩u，實(shí)現(xiàn)對航天器姿態(tài)穩(wěn)定控制。

本發(fā)明的特征還在于，

步驟1具體按照以下步驟實(shí)施：

步驟1.1、建立慣性坐標(biāo)系、航天器本體坐標(biāo)系：

定義慣性坐標(biāo)系原點(diǎn)為地心位置，X軸指向J2000平春分點(diǎn)，Y軸在赤道平臺(tái)內(nèi)與X軸垂直，Z軸與X軸、Y軸構(gòu)成右手坐標(biāo)系；定義航天器本體坐標(biāo)系原點(diǎn)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(biāo)系指向地面；

步驟1.2、在航天器運(yùn)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(dòng)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(jī)構(gòu)無故障時(shí)，航天器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程為：

其中，為航天器的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量矩陣；ω＝[ω_x ω_y ω_z]^T為航天器本體坐標(biāo)系相對于慣性坐標(biāo)系的姿態(tài)角速率在航天器本體系中的投影；為執(zhí)行機(jī)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：