[发明专利]一种柔性航天器传感器故障调节方法

摘要

本发明公开了一种柔性航天器传感器故障调节方法，属于航空航天飞行控制技术领域。传感器故障调节方法主要由故障估计模块和容错控制器组成，利用滤波器和自适应观测器构成故障估计模块；利用故障估计信息和传感器输出信号，结合自适应积分滑模控制技术建立容错控制器，通过Lyapunov稳定性理论，证明系统在出现传感器故障情况下的渐近稳定性；最后，仿真实验结果证明了本发明所提出方法的有效性。本发明解决了柔性航天器运行过程中出现传感器测量偏移故障时的容错控制问题，实现在传感器故障情况下对姿态角的准确控制，使系统对故障具有强容忍能力；同时，该方法设计过程中充分考虑了航天器参数不确定和柔性附件产生的扰动，适于工程应用。

主权项

一种柔性航天器传感器故障调节方法，其特征在于：该方法包括以下步骤：a：建立柔性航天器的动力学模型，具体如下：Jθ··(t)+δTη··(t)=u(t)]]>η··(t)+Dη·(t)+Kη(t)+δθ(t)=0]]>上式中，θ(t)∈R3×1表示姿态角向量，包括滚动角θx、俯仰角θy和偏航角θz；η(t)∈Rn×1表示柔性附件相对于主体坐标系的弹性模态，n为柔性附件的数量；u(t)∈R3×1表示控制力矩；J∈R3×3表示柔性航天器的总惯性矩阵；D和K∈Rn×n分别表示柔性附件的阻尼矩阵和刚度矩阵；δ∈Rn×3表示柔性附件与刚体平台之间的耦合矩阵；b：将柔性航天器的动力学模型转化为一般的状态空间形式，并引入传感器故障及系统参数不确定模型，具体如下：x·(t)=(A+ΔA)x(t)+Bu(t)+Bd(t)]]>y(t)＝Cx(t)+fs(t)上式中，为状态变量；为柔性附件引起的扰动，并且满足||d(t)||≤d0，d0为未知的常数；ΔA(t)＝MF(t)E为系统参数不确定，其中，M和E是已知的常实矩阵，F(t)为未知的时变实矩阵，满足不等式F(t)TF(t)＜I4；fs(t)∈R4×4表示传感器故障，并且满足||fs||≤l，其中，l和ld为未知的正标量；C＝I4×4；c：引入滤波器，将系统转化为具有执行器故障的扩张系统，滤波器形式具体如下：z·(t)=-Afz(t)+Afy(t)]]>上式中，z(t)表示滤波器状态观测值；Af为Hurwitz矩阵；使系统输出通过上述滤波器，引入增广状态向量将系统转化为如下带有执行器故障的扩张系统形式：x‾·(t)=(Aa+ΔAa)x‾(t)+Bau(t)+Bad(t)+Dafs(t)]]>z(t)＝Cax(t)上式中，d：针对步骤c中的扩张系统，建立自适应故障估计观察器，具体如下：x‾^·(t)=Aax‾^(t)+Bau(t)+Daf^s(t)+L(z-z^)]]>z^=Cax‾^(t)]]>上式中，和表示fs和z的估计值；L为未知的参数矩阵；自适应故障估计律设计如下：f^s(t)=KRT(z-z^)-σKf^s]]>上式中，实矩阵K和正标量σ满足不等式σ＞λmax(K‑1)；观测器增益矩阵通过如下带有等式约束的线性矩阵不等式进行求解：P1Da＝CaTRP1A+ATP1-QCa-CaTQTP1MP1BaMTP1-ϵI0BaTP10-ϵI>0]]>上式中，P1为对称实矩阵，通过上式求解出P1和Q，L通过L＝P1‑1Q获得；e：利用故障信号，直接对传感器测量输出进行补偿，基于自适应积分滑模方法，设计容错控制器，具体如下：定义如下基于输出的积分滑模面：s(t)=G(yc(t)-yc(t0)+∫t0tyc(τ)dτ)]]>上式中，为补偿后的输出信号；t0为任意初始时刻，G＝(CB)+‑Y(I‑(CB)(CB)+)，Y为维数适当的任意矩阵；容错控制器设计如下：u(t)＝ul(t)+un(t)ul(t)＝Nyc(t)un(t)=-(ρ^(t)+λ)s(t)||s(t)||]]>上式中，λ为正标量；N为输出反馈增益矩阵，可通过如下线性矩阵不等式进行求解：上式中，P2为对称实矩阵，Ξ12＝‑BG+BN，φ＝I‑BGC。