[发明专利]执行器故障和输入量化的航天器姿态控制方法

权利要求书

1.一种执行器故障和输入量化的航天器姿态控制方法，其特征在于，包括：

步骤1，输入姿态参考指令和姿态角速度参考指令，并根据所述姿态参考指令和姿态角速度参考指令计算指令姿态与实际姿态之间的误差量；

步骤2，考虑输入故障和滞后不确定性的情况下，捕获后航天器的有限时间姿态控制器，获取控制器的设计控制力矩；

步骤3，将姿态跟踪系统的设计控制力矩输入待控制航天器，判断实际姿态与期望姿态的姿态误差是否满足控制要求；

步骤4，若不满足，则测量受控航天器的实际姿态，并重复以上步骤，直至所述待控制航天器的实际姿态满足控制要求；

所述步骤1具体包括：

所述指令姿态与实际姿态之间的误差量定义如下：

其中，σ_e为姿态角跟踪误差，ω_e为姿态角速度跟踪误差，且满足ω_e＝ω-ω_r；σ_r为姿态参考指令，ω_r姿态角速度参考指令，σ＝[σ₁,σ₂,σ₃]^T,ω＝[ω₁,ω₂,ω₃]^T分别表示航天器在惯性系中的绝对角度和角速度，T表示向量转置；

所述步骤2具体包括：

建立捕获后航天器姿态系统的运动学和动力学模型；

考虑航天器执行器故障和信号传输通道带宽约束引起的滞后不确定性，建立基于迟滞量化器的航天器通用故障模型；

设计预设性能函数ρ(t)以实现被控航天器姿态系统的固定时间收敛，并设计一个虚拟控制器以消除对状态p₁施加的性能约束，实现性能约束空间到无约束空间的对等转换；

基于反步法和李雅普诺夫理论设计一个实际控制力矩τ来稳定姿态跟踪误差系统；

所述的建立捕获后航天器姿态系统的运动学和动力学模型的步骤具体包括：

用修正罗德里格参数法来描述航天器的运动学和动力学模型；

其中，J是捕获后航天器组合体的惯性矩阵，u和u_d分别代表控制力矩和空间摄动；

雅可比矩阵为：

根据所述的航天器的姿态误差系统的运动学和动力学方程，将其改写为拉格朗日方程形式：

式中，τ＝G^-T(σ_e)u，d＝G^-T(σ_e)u_d；

所述考虑航天器执行器故障和信号传输通道带宽约束引起的滞后不确定性，建立基于迟滞量化器的航天器通用故障模型具体包括：

其中，d^*＝d+Δτ(t)+b(t)Δc，Δc＝[Δc_1,0,Δc_2,0,Δc_3,0]^T，b^*(t)＝b(t)c(τ)；τ为发生故障时的实际控制力矩；b(t)＝diag{b₁(t),b₂(t),b₃(t)}为剩余控制率，表示执行器故障程度，b(t)未知但满足0＜b_i,0≤b_i(t)≤1,i＝1,2,3，b_i,0为已知上界；Δτ(t)为未知附加故障，且满足||Δτ(t)||≤Δ₀，Δ₀为正常数；c_i(τ_i)为未知的时变控制增益，Δc_i,0为量化器的非线性部分，且满足0＜1-γ_i≤c_i(τ_i)≤1+γ_i，|Δc_i,0|≤u_i,min；

所述的预设性能函数ρ(t)及设计虚拟控制器的步骤具体包括：

对受控系统的瞬态与稳态性能进行先验定量设计，所述性能函数ρ(t)满足其中，T₀为正常数；

性能函数ρ(t)由以下微分方程式给出：

其中，α,ρ_∞为正常数，且性能函数满足ρ(0)＞ρ_∞；

m＞n，r＜s为正奇数；令e₁＝p₁，并给出以下约束：

-ρ_i(t)＜e_1i(t)＜ρ_i(t),i＝1,2,3

其中，ρ_i(t)为所述性能函数；

所述虚拟控制器β_1i设计为

其中，k₁＝diag(k₁₁,k₁₂,k₁₃)为正控制增益，λ＝[λ₁,λ₂,λ₃]^T,η＝[η₁,η₂,η₃]^T，且满足

基于反步法和李雅普诺夫理论设计控制力矩τ的步骤具体包括：

基于反步法定义坐标变换e₂＝p₂-χ₁，其中，χ₁＝[χ₁₁,χ₁₂,χ₁₃]^T为非线性滤波器的输出，如下所示：

其中，δ_i＝χ_1i-β_1i，β₁＝[β₁₁,β₁₂,β₁₃]^T为设计的虚拟控制器，ε₀为正常数，为自适应滤波器增益，i＝1,2,3，且满足μ_1i为正常数；

根据李雅普诺夫理论设计实际控制力矩τ和参数ζ的自适应方案，如下所示：

其中，为已知函数，为未知的正常数，需要在线估算，k₂＝diag{k₂₁,k₂₂,k₂₃}为正控制增益，为参数ζ的估计值，μ₀为正常数。