[发明专利]一种考虑执行器故障的航天器姿态积分滑模容错控制方法

摘要

本发明涉及一种考虑执行器故障的航天器积分滑模容错控制方法，针对航天器姿态控制过程中同时存在执行器故障、外部扰动和控制力矩幅值受限的问题，提出一种基于积分滑模面的鲁棒姿态主动容错控制方法，其步骤为：首先，建立考虑执行器故障及含有外部扰动的航天器姿态动力学模型；然后，在执行器未出现故障情况下，所设计的标称控制器可以保证系统稳定且通过调整控制器参数易于满足输入饱和幅值限制；最后，引入故障信息设计积分滑模控制器，有效提高对外部扰动以及执行器故障的鲁棒性，并基于Lyapunov方法分析系统的稳定性；该方法保证了航天器在轨工作发生执行器故障时姿态控制系统的稳定性，具有较强的容错能力和对外部扰动的鲁棒性等优点。

主权项

1.一种考虑执行器故障的航天器姿态积分滑模容错控制方法，其特征在于实现步骤如下：(1)建立考虑执行器故障及含有外部扰动的航天器姿态动力学模型，其中执行器故障包括空转、卡死、停转、摩擦力矩增大和转速持续下降，外部扰动包括重力梯度力矩、气动力矩、太阳辐射压力矩和剩磁力矩；(2)基于第一步建立的航天器姿态动力学模型，为了便于控制器的设计需要首先考虑在执行器未出现故障及不受外部扰动情况下的标称控制系统，选取带有积分形式的滑模面；然后将选取的滑模面引入控制器的设计中，这时所设计的控制器称为标称控制器，标称控制器使得航天器姿态标称控制系统状态在任意初始位置有限时间到达滑模面且到达滑模面之后收敛到平衡点，从而保证了航天器状态最终稳定，且通过调整控制器参数易于满足输入饱和幅值限制；(3)在第二步的基础上，考虑航天器发生执行器故障且受到外部扰动的情况，即对于第一步中建立的航天器姿态动力学模型，引入小波神经网络故障诊断算法得到执行器故障信息，并以此设计积分滑模容错控制器，有效提高对执行器故障以及外部扰动的鲁棒性，并基于Lyapunov方法分析系统的稳定性；所述第一步中，考虑执行器故障及含有外部扰动的航天器姿态动力学模型如下：其中，ω＝[ω₁,ω₂,ω₃]^T为航天器在本体坐标系下相对惯性坐标系的姿态角速度，ω₁,ω₂,ω₃分别为在本体系的x轴、y轴和z轴上的角速度分量；q＝[q₀,q_v^T]^T＝[q₀,q₁,q₂,q₃]^T为航天器的姿态单位四元数，其中为标量，与绕欧拉轴旋转的角度有关，θ表示绕着欧拉轴转过的一个角度，q_v＝[q₁,q₂,q₃]^T为含有三个元素的列向量，与欧拉轴方向有关，e_x,e_y,e_z代表欧拉轴三个方向上的旋转轴，且满足q₀²+q_v^Tq_v＝1；J为航天器的转动惯量矩阵，且是3×3的对称矩阵；u_a∈R^m为m个反作用飞轮实际输出的控制力矩，其中R^m表示m维实数向量空间，m>3表示为保证提供足够的控制力矩，需要采用大于三个执行器的冗余策略，假设各个飞轮的特性相同，且需要满足幅值饱和受限约束||u_a||≤τ_max；D为飞轮的安装矩阵，且其秩为rank(D)＝3，d为航天器所受实际空间环境扰动力矩，上界值为||d||≤d_max；S(ω)是斜对称矩阵，其形式为为运动学方程中和姿态四元数有关的矩阵，其中