[发明专利]基于故障解耦的单框架控制力矩陀螺航天器容错控制方法

说明书

本发明涉及一种基于故障解耦的单框架控制力矩陀螺航天器容错控制方法，具体操作步骤如下：步骤1：建立存在执行机构部分失效情况下的航天器动力学和运动学方程；步骤2控制器设计。本发明有如下优点：本发明为针对以单框架控制力矩陀螺群为执行机构的航天器，克服了单框架控制力矩陀螺群的奇异性问题。本发明设计的控制器结构简单，各个控制力矩陀螺的容错控制器结构相同，彼此之间互相解耦，而不会发生直接的影响。本发明综合考虑工程实际，不要求事先确知故障和干扰的确切信息。本发明并不具体针对某种构型的单框架控制力矩陀螺群，而是可以用于任意构型的单框架控制力矩陀螺群中，拓宽了其实际应用范围。

【技术领域】

本发明一种基于故障解耦的单框架控制力矩陀螺航天器容错控制方法，针对以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，考虑当陀螺群的各个陀螺框架可能发生转速故障，对各陀螺设计容错控制器(Fault Tolerant Controller,FTC),实现航天器对故障具有较强鲁棒性，保证航天器在存在转速故障情况下仍能稳定。本发明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。例如，发射于2001年的Mars Odyssey因为执行机构反作用轮故障而进入保护模式。因此发展航天器的容错控制技术对于发展航天技术，尤其是在存在故障的情况下尤为重要。

目前航天器姿态控制领域的容错控制技术一般都是针对以飞轮为执行机构的航天器，且大部分研究成果不考虑执行机构的力矩分配问题。少量考虑力矩分配问题的容错控制技术，也要求力矩分配矩阵或力矩雅可比(Jacobian)矩阵为常数满秩矩阵。此外，考虑单框架控制力矩陀螺结构简单、力矩放大作用明显，可靠性高等优点，因此对于大型航天器具有明显的优势。而单框架控制力矩陀螺群的力矩雅可比矩阵为时变且可能为非满秩，由此引出的奇异性问题使得目前的研究成果难以直接用于以单框架控制力矩陀螺群为执行机构的航天器中，因而目前针对以单框架控制力矩陀螺为执行机构的航天器的容错控制技术成果较少。

【发明内容】

本发明的目的在于提供基于故障解耦的单框架控制力矩陀螺航天器容错控制方法，针对以单框架控制力矩陀螺群SGCMGs为执行机构的航天器，通过故障解耦，针对陀螺群的每个陀螺设计具有相同结构的容错控制器，从而实现对整个航天器在执行机构(单框架控制力矩陀螺，SGCMG)存在部分转速失效故障情况下的姿态容错控制。

针对上述问题，本发明一种基于故障解耦的单框架控制力矩陀螺航天器容错控制方法，技术方案如下：

建立存在执行机构部分失效故障的航天器的动力学和运动学方程，在不考虑故障的情况下设计力矩控制器(如比例-微分控制等)，得到期望控制力矩序列，并采用合适的陀螺操纵律计算得到期望框架转速。针对各控制力矩陀螺的框架电机，设计单独的容错控制器，使得各陀螺的框架转速无论在故障或正常状态下使得实际角速度输出跟踪上期望角速度输出。具体操作步骤如下，如图5所示：

步骤1：建立存在执行机构部分失效情况下的航天器动力学和运动学方程

该过程主要建立航天器运动学方程和动力学方程。对于动力学方程，考虑先建立无故障情况下的带有控制力矩陀螺群的航天器的动力学模型，此后加入故障模型。同时，对各个控制力矩陀螺的框架轴建立动力学模型。

具体包含如下子步骤：

步骤1.1运动学方程

如图1所示，定义如下坐标系：

a)地心惯性坐标系