[發明專利]執行器故障和輸入量化的航天器姿態控制方法

有效

• 申請號: 202010268045.2
• 申請日: 2020-04-08
• 公開（公告）號: CN111562794B
• 公開（公告）日: 2021-09-14
• 發明（設計）人: 魏才盛;廖宇新;桂明臻;曹承鈺;李曉棟
• 申請（專利權）人: 中南大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 長沙軒榮專利代理有限公司 43235
• 代理人: 李喆

本發明提供了一種執行器故障和輸入量化的航天器姿態控制方法，包括：輸入姿態參考指令和姿態角速度參考指令，并根據所述姿態參考指令和姿態角速度參考指令計算指令姿態與實際姿態之間的誤差量；考慮輸入故障和滯后不確定性的情況下，捕獲后航天器的有限時間姿態控制器，獲取控制器的設計控制力矩；將姿態跟蹤系統的設計控制力矩輸入待控制航天器，判斷實際姿態與期望姿態的姿態誤差是否滿足控制要求；若不滿足，則測量受控航天器的實際姿態，并重復以上步驟，直至所述待控制航天器的實際姿態滿足控制要求。本發明的姿態控制方法，使航天器能夠在保證預設瞬態和穩態性能前提下迅速穩定姿態。

技術領域

本發明涉及航天器控制技術領域，特別涉及一種執行器故障和輸入量化的航天器姿態控制方法。

背景技術

近年來，隨著航天器故障和失效數量的增加，軌道碎片成為航天器在軌運行的棘手威脅。為了解決這一難題，研究者們采取了空間機器人、空間抓捕手、飛網等一系列先進技術手段捕獲空間碎片。捕獲后，需要由服務航天器姿軌控制系統來盡快穩定捕后組合體。因此，捕獲后航天器的姿態控制是一個值得研究的重要問題。

面對此類問題，傳統的控制方案需要克服兩個局限性。一是在控制器設計中如何避免繁瑣的慣性辨識，二是考慮非合作目標捕獲，如何保證高質量的控制性能。為克服第一個局限性，研究者提出了弱模型無慣性辨識的姿態控制方法，避免了繁瑣的慣性辨識，易于在線實現。對于第二個局限性，收斂速度和控制精度是控制方案評估的兩個重要指標，尤其是收斂速度。有限時間姿態控制方法由于其固有的快速收斂性而受到廣泛關注。但現有的控制方法雖然能夠實現有限時間控制，但存在以下兩點不足。首先，狀態分數階的運用，導致控制器的結構過于復雜，且容易受到測量噪聲的影響。此外，符號函數的運用導致控制律是非連續的，在工程實踐中難以實現。因此，如何避免上述問題值得進一步研究。

在實踐中，經常會遇到執行器故障，這通常會導致控制性能下降，甚至導致受控系統的不穩定。為開發有效的容錯控制方法，在穩定姿態跟蹤誤差的同時保證其瞬態和穩態性能，研究者提出了預設性能控制(PPC)方法。由于在指定跟蹤性能方面的主要優勢，PPC在包括懸架系統，繩系衛星部署系統和姿態系統等在內的許多領域都得到了廣泛應用。然而，現有的PPC方法只能達到指數收斂速度。如何提高PPC方法的瞬態性能值得進一步研究，尤其是在存在輸入故障的情況下。

實際的無線通信網絡中，受限的通信帶寬要求控制輸入以低通信速率進行更新，傳輸通道帶寬的約束便成了制約控制性能的一個重要因素。信號量化，作為一個減輕信號傳輸負擔的技術手段，可以有效解決這一問題。簡而言之，就是用輸入量化技術將連續控制輸入信號轉換為不連續信號。然而，量化誤差會導致性能下降，甚至導致系統不穩定。

發明內容

本發明提供了一種執行器故障和輸入量化的航天器姿態控制方法，其目的是為了避免繁瑣的狀態分數階運算和不連續控制，并且不需要辨識待捕獲空間目標的未知輸入故障和慣量參數，大大降低了計算量。

為了達到上述目的，本發明的實施例提供了一種執行器故障和輸入量化的航天器姿態控制方法，包括：

輸入姿態參考指令和姿態角速度參考指令，并根據所述姿態參考指令和姿態角速度參考指令計算指令姿態與實際姿態之間的誤差量；

考慮輸入故障和滯后不確定性的情況下，捕獲后航天器的有限時間姿態控制器，獲取控制器的設計控制力矩；

將姿態跟蹤系統的設計控制力矩輸入待控制航天器，判斷實際姿態與期望姿態的姿態誤差是否滿足控制要求；

若不滿足，則測量受控航天器的實際姿態，并重復以上步驟，直至所述待控制航天器的實際姿態滿足控制要求。

本發明的上述方案有如下的有益效果：