[发明专利]单框架控制力矩陀螺群的航天器姿态容错控制方法

说明书

【技术领域】

本发明采用单框架控制力矩陀螺群(Single Gimbal Control Moment Gyros,SGCMGs)为执行机构的三轴稳定航天器，当执行机构发生部分失效故障时的姿态容错控制方法(Fault-Tolerant Control,FTC)，以实现航天器对故障具有较强的鲁棒性，属于航天器姿态控制领域。

【背景技术】

随着航天技术的发展，航天任务日趋复杂，从而对航天器的安全性、稳定性和控制精度也提出了更高的要求。从航天技术的发展史上可以看出，很多事故都只是一个微小的故障引起的，例如1997年NASA发射的Lewis卫星发生故障导致所有的推力器失效，最终该卫星坠入大气层，造成巨大损失。如何规避风险，让航天器具有容错功能成为现在很多航天专家研究的一个重点。目前，故障诊断和容错控制已经成为维持航天器的可靠性、可维护性和有效性的一个重要途径。

容错控制的思想最早是由Niederlinski于1971年提出，随后容错控制理论得到迅速的发展。按照设计方法的特点，容错控制一般分为主动容错控制和被动容错控制。主动容错控制是在故障发生后，根据所期望的特性重新设计一个控制系统，并至少能使整个系统达到稳定。被动容错控制采用固定的控制器来确保闭环系统对特定故障不敏感，保持系统的稳定。相比主动容错控制，被动容错控制由于不需要对系统故障进行检测或诊断，也不需要故障反应时间，因此结构简单、响应速度快且设计难度较低。

在姿态容错控制领域，目前的研究成果主要是以控制力矩作为控制量及故障建模对象。但是实际工程应用中，当采用角动量交换装置作为姿态控制执行机构时，实际的控制往往是执行机构的转速。例如，以飞轮为执行机构的航天器，控制力矩由飞轮转速决定。另一方面，角动量交换装置的力矩输出往往还可能与陀螺当前的姿态相关，例如，当采用控制力矩陀螺群(CMG)为执行机构时，其具有的奇异性问题以及陀螺横向矩阵时变的特点，因此控制力矩同时受到框架角及框架转速的影响。

上述问题的存在使得目前的研究成果难以在实际工程中难以应用，特别是针对以CMG为执行机构的航天器姿态容错控制领域，目前基本上没有较好的工程应用方法来实现。

【发明内容】

本发明提出一种针对以单框架控制力矩陀螺群SGCMGs为执行机构的航天器，通过滑模控制方法和自适应控制方法，实现对执行机构存在部分失效故障(SGCMGs的各个陀螺有力矩输出)的航天器的姿态稳定控制。

针对上述问题，本发明技术方案如下：

根据执行机构存在部分失效故障的航天器的动力学方程和运动学方程，利用欧拉角及欧拉角速度等状态量建立滑模面，并利用自适应控制方法在线估计航天器的故障信息，通过设计滑模控制策略及合适的控制参数，使得航天器能够在无故障情况下实现姿态稳定，则这套控制参数同样能使得航天器执行机构部分失效故障情况下，仍能实现姿态稳定。具体的操作步骤如下

步骤1：建立当单框架控制力矩陀螺群SGCMGs存在部分失效故障时的动力学方程及运动学方程。具体包括如下步骤：

步骤1.1：定义坐标系

a.本体坐标系f_b(o_bx_by_bz_b)

此坐标系与航天器固连，原点O_b位于航天器质心，O_bx_b轴指向航天器的运动方向，O_bz_b轴指向航天器上方垂直于飞行轨道平面，O_by_b轴、O_bx_b轴及O_bz_b轴构成右手坐标系。

b.轨道坐标系f_o(O_ox_oy_oz_o)

轨道坐标系原点在航天器的质心，O_oz_o轴沿当地垂线指向地心，O_ox_o轴在轨道平面内垂直于O_oz_o轴，且指向航天器的运动方向，O_oy_o轴、O_ox_o轴和O_oz_o轴构成右手坐标系。该坐标系在空间中以角速度ω_o绕O_oy_o轴旋转。