[发明专利]刚体航天器执行器多故障的诊断与容错控制方法

摘要

本发明公开了刚体航天器执行器多故障的诊断与容错控制方法，该方法提出了刚体航天器姿态控制系统的运动学和动力学模型，建立了刚体航天器同时存在执行器失效故障和偏差故障的故障模型，再分别建立了采用自适应阈值技术的故障检测观测器和基于自适应技术的故障估计观测器，从而对故障发生时间和故障具体情况实现了在线实时检测与估计，最后根据故障估计观测器估计出的故障信息，设计了backstepping滑模容错控制器。本发明实现了刚体航天器在同时发生执行器效率损伤和偏差故障下的姿态稳定控制，同时，在设计的过程中还考虑了外界扰动对系统及观测器造成的影响。除此以外，故障检测观测器与故障估计观测器可以分别独立设计，这使得其工程应用更易于实现。

主权项

1.一种刚体航天器执行器多故障的诊断与容错控制方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：步骤1：建立刚体航天器姿态控制系统的运动学模型和动力学模型；1)刚体航天器控制系统运动学模型：取其中，θ,ψ分别代表滚动角，俯仰角以及偏航角；而ω＝[ω₁,ω₂,ω₃]^T则为刚体航天器基于本体坐标下的角速度向量；ω₀表示已知的常量轨道速度；刚体航天器姿态小范围变化下的运动学模型简化为：其中，2)刚体航天器控制系统动力学模型为：其中，反对称矩阵ω^×定义如下：其中，J为惯量矩阵，u＝[u₁,u₂,u₃]^T表示由三个正交的反作用飞轮提供的控制力矩，d＝[d₁,d₂,d₃]^T为范数有界的未知外界扰动，其满足‖d‖≤γ，γ是一个已知的正常量；步骤2：建立执行器效率损伤故障和偏差故障同时存在的航天器动力学模型，具体如下：其中，b为执行器效率损伤故障的增益矩阵，b＝diag{b₁,b₂,b₃}，如果b_i＝1，则表示第i个飞轮工作正常，当0＜b_i＜1时，表示执行器出现效率损伤故障，因而有0＜b_i≤1，偏差故障向量α＝[α₁,α₂,α₃]^T其具体的值为未知量，通过故障估计观测器获取；步骤3：建立基于自适应阈值技术的故障检测观测器，具体如下：如果存在一个正定对称矩阵P＝P^T＞0以及一个实矩阵Q，使得如下不等式成立：Q＝P(Γ‑ξJ^‑1)+(Γ‑ξJ^‑1)^TP‑2PJ^‑1(J^‑T)P＞0则设计具有如下形式的故障检测观测器：其中，为故障检测观测器的状态向量，为观测器的状态观测误差，当欧拉角以及对应的角速度在一个较小的范围内变化时，其满足Lipschitz条件，即Γ∈R^3×3为观测器的增益矩阵，定义故障检测阈值为：当观测误差的二范数超过时，即检测到刚体航天器的执行器存在故障；步骤4：建立自适应故障估计观测器；设B＝[b₁,b₂,b₃]^T和U＝diag{u₁,u₂,u₃}，故重写其表述形式为：针对如上的动力学方程，设计如下的自适应故障估计观测器为：其中，为故障估计观测器的状态向量，为估计的执行器效率因子向量，为估计的执行器偏差故障向量，Σ为自适应故障估计观测器的增益矩阵，其为一正定对称矩阵，且满足λ_min(Σ)＞ξ||J^‑1||；当中关于和的自适应律具有如下形式：1)的自适应估计律为：l₁为自适应增益值，其值为一正常量，此外，还有μ₁(0)＞0和υ₁＞0；2)的自适应估计律为：l₂同样为自适应增益值，其值为一正常量，μ₂(0)＞0和υ₂＞0；步骤5：利用步骤4中估计出的执行器效率因子向量和偏差故障向量、终端滑模技术和反演控制方法来对多执行器故障情况下的航天器姿态控制系统设计一个主动容错控制器，首先设z₁＝σ‑σ_d为外环姿态角跟踪误差，z₂＝ω‑ω_d为内环角速率跟踪误差，进而根据z₁和z₂设计内外环滑模面，该滑模面中融合了终端滑模控制，相应的滑模面具有如下的形式：对于外环，设计虚拟控制器具体如下：对于内环，设计容错控制器具体如下：u＝u₁+u₂其中，σ为航天器姿态角向量，σ_d为期望的姿态角向量，z₂为内环角速率跟踪误差，为内环期望输入信号，为内环滑模面，和分别为执行器效率因子估计矩阵和执行器偏差故障的估计向量，I_3×1＝[1,1,1]^T，此外，还有a₂，ε₂均为正数，p_i＞q_i＞0,i＝1,2，