[发明专利]一种卫星初态阶段自适应容错姿态控制方法

摘要

一种卫星初态阶段自适应容错姿态控制方法，包括基于星箭成功分离后初态控制阶段，建立太阳帆板展开过程卫星转动惯量不确定性模型：建立卫星姿态动力学模型；利用预设性能函数，建立姿态的非线性映射模型；基于建立太阳帆板展开过程卫星转动惯量不确定性模型，卫星姿态动力学模型和姿态的非线性映射模型，利用反步法设计自适应容错控制器，通过该方法解决了卫星在初态控制阶段转动惯量不确定性、执行器故障且受到外部扰动力矩影响时的姿态稳定问题，保证了姿态控制系统的容错能力和鲁棒性，并且确保了姿态收敛速度、超调和收敛误差满足预先设定的要求。

主权项

1.一种卫星初态阶段自适应容错姿态控制方法，其特征在于,包括如下步骤：(1)基于星箭成功分离后初态控制阶段，建立太阳帆板展开过程卫星转动惯量不确定性模型：(2)建立卫星姿态动力学模型；(3)利用预设性能函数，建立姿态的非线性映射模型；(4)基于建立太阳帆板展开过程卫星转动惯量不确定性模型，卫星姿态动力学模型和姿态的非线性映射模型，利用反步法设计自适应容错控制器；所述步骤(2)中建立卫星姿态动力学模型具体为：Q(q)＝q₀I₃+q_v^×其中，为卫星的姿态单位四元数，表示卫星在本体坐标系下相对于惯性坐标系的旋转姿态，q₀为四元数的标量部分，q_v为矢量部分，且满足ω＝[ω₁,ω₂,ω₃]^T为卫星在本体坐标系下相对于惯性坐标系的姿态角速度；J为整个卫星系统的转动惯量矩阵；D∈R^3×n表示执行器的安装矩阵，满足秩rank(D)＝3，n≥3；表示执行器实际输出的控制力矩，为执行器失效矩阵，0≤e_i(t)≤1表示每个执行器的失效情况，当e_i(t)＝1表示执行器正常工作，当0＜e_i(t)＜1表示执行器出现部分失效情况，当e_i(t)＝0表示执行器处于完全失效；表示执行器实际产生的控制力矩；表示偏置力矩带来的附加故障，假定其有界；表示卫星受到的空间环境中的干扰力矩，假定其有界，满足表示单位矩阵；表示关于任意向量的斜对称矩阵，其形式如下：