[发明专利]一种输入时变时滞的挠性航天器多界依赖鲁棒容错控制方法

说明书

本发明涉及一种输入时变时滞的挠性航天器多界依赖鲁棒容错控制方法，首先，将挠性振动视为外部干扰，利用拉格朗日方法推导建立含有外部干扰、输入时滞的挠性航天器状态空间模型；然后，建立故障模型并将故障模型综合到需要容错的挠性航天器状态模型中，根据故障模型将执行机构部分失效容错控制问题转化为不确定参数鲁棒控制问题；最后，利用时滞依赖李亚普诺夫泛函和不确定参数鲁棒H_∞控制相结合的方法，基于线性矩阵不等式方法设计状态反馈的被动容错控制器。本方法具有设计简单易工程实现的优点，适用于航天领域挠性航天器中既存在输入时滞又可能执行器部分失效的容错控制中，使系统保持渐近稳定，并且能够对外部干扰进行抑制。

技术领域

本发明涉及一种输入时变时滞的挠性航天器多界依赖鲁棒容错控制方法，应用于在轨挠性航天器的输入时滞和执行器部分失效的姿态容错控制。

背景技术

随着航天技术的不断发展，航天器的功能多样化，带有大型挠性附件(如大型太阳能帆板等)的航天器愈来愈多，挠性振动对于实现航天器高精度姿态控制的影响不可忽视。同时由于航天器设计的寿命愈来愈长，在轨运行时间也更长，因此对于挠性航天器在轨运行时控制系统的可靠性和安全性也提出了更高的要求。然而，由于航天器长期工作在真空、失重、温度变化大和强辐射的恶劣环境下及长时间在轨运行，有可能引起系统部分零件的老化，导致航天器执行机构或传感器产生故障，从而影响航天器姿态控制的精度甚至影响整个控制系统的稳定性和可靠性。特别是执行器，它在航天器控制系统中扮演了尤为重要的角色，所有控制命令的执行都需要执行器的有效性作为保障。因此，当执行器出现故障时，可能不能完全实现控制策略计算出的控制命令，因此控制策略需要对于执行器故障有一定的鲁棒性，也就是说实现对于执行器部分失效故障的容错控制显得十分重要。另外，由于部件老化、机械磨损等，控制系统的测量信号传送都会产生时滞，时滞在挠性航天器的控制中是一个不可避免的问题。

在对于挠性航天器的高精度姿态控制中，国内外很多学者采用不同的方法对于挠性附件的振动对于航天器本体的影响做了充分的研究。但是对于同时存在挠性振动，输入时滞和执行器部分失效的挠性航天器的容错控制没有被广泛研究。

发明内容

本发明的技术解决问题是：针对挠性航天器在轨运行时输入时变时滞及执行器可能部分失效的问题，提供一种输入时变时滞的挠性航天器多界依赖鲁棒容错控制方法，无需在线故障信息，工程中易于实现，并且同时实现了对输入时滞的敏感，对部分失效故障的容错及对外部干扰的抑制，主要应用于在轨挠性航天器的姿态容错控制。

本发明的技术解决方案为：一种输入时变时滞的挠性航天器多界依赖鲁棒容错控制方法，其实现步骤如下：

第一步，将挠性附件的振动视为外部干扰，利用拉格朗日方法推导建立存在输入时变时滞的挠性航天器动力学模型；

第二步，对执行器部分失效故障进行建模，将故障模型添加到第一步建立的模型中去，建立考虑了执行器部分失效的系统状态空间模型，从而将执行器部分失效容错控制问题转化为不确定参数鲁棒控制问题；

第三步，针对第二步中建立的系统状态空间模型，利用时滞依赖李亚普诺夫泛函和不确定参数鲁棒H_∞控制相结合的方法，基于线性矩阵不等式方法设计被动容错反馈控制器。

所述第一步，建立存在输入时变时滞的挠性航天器系统的干扰动力学模型实现如下：

利用拉格朗日方法推导的存在输入时滞的挠性航天器的动力学模型为：