基于故障解耦的单框架控制力矩陀螺航天器容错控制方法技术

本发明专利技术涉及一种基于故障解耦的单框架控制力矩陀螺航天器容错控制方法，具体操作步骤如下：步骤1：建立存在执行机构部分失效情况下的航天器动力学和运动学方程；步骤2控制器设计。本发明专利技术有如下优点：本发明专利技术为针对以单框架控制力矩陀螺群为执行机构的航天器，克服了单框架控制力矩陀螺群的奇异性问题。本发明专利技术设计的控制器结构简单，各个控制力矩陀螺的容错控制器结构相同，彼此之间互相解耦，而不会发生直接的影响。本发明专利技术综合考虑工程实际，不要求事先确知故障和干扰的确切信息。本发明专利技术并不具体针对某种构型的单框架控制力矩陀螺群，而是可以用于任意构型的单框架控制力矩陀螺群中，拓宽了其实际应用范围。

【技术实现步骤摘要】
基于故障解耦的单框架控制力矩陀螺航天器容错控制方法
本专利技术一种基于故障解耦的单框架控制力矩陀螺航天器容错控制方法，针对以单框架控制力矩陀螺群(SingleGimbalControlMomentGyros,SGCMGs)为执行机构的三轴稳定航天器，考虑当陀螺群的各个陀螺框架可能发生转速故障，对各陀螺设计容错控制器(FaultTolerantController,FTC),实现航天器对故障具有较强鲁棒性，保证航天器在存在转速故障情况下仍能稳定。本专利技术属于航天器姿态控制领域。
技术介绍
随着航天技术的发展，航天任务日趋复杂，从而对航天器的安全性、稳定性和控制精度也提出了更高的要求。例如，发射于2001年的MarsOdyssey因为执行机构反作用轮故障而进入保护模式。因此发展航天器的容错控制技术对于发展航天技术，尤其是在存在故障的情况下尤为重要。目前航天器姿态控制领域的容错控制技术一般都是针对以飞轮为执行机构的航天器，且大部分研究成果不考虑执行机构的力矩分配问题。少量考虑力矩分配问题的容错控制技术，也要求力矩分配矩阵或力矩雅可比(Jacobian)矩阵为常数满秩矩阵。此外，考虑单框架控制力矩陀螺结构简单、力矩放大作用明显，可靠性高等优点，因此对于大型航天器具有明显的优势。而单框架控制力矩陀螺群的力矩雅可比矩阵为时变且可能为非满秩，由此引出的奇异性问题使得目前的研究成果难以直接用于以单框架控制力矩陀螺群为执行机构的航天器中，因而目前针对以单框架控制力矩陀螺为执行机构的航天器的容错控制技术成果较少。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供基于故障解耦的单框架控制力矩陀螺航天器容错控制方法，针对以单框架控制力矩陀螺群SGCMGs为执行机构的航天器，通过故障解耦，针对陀螺群的每个陀螺设计具有相同结构的容错控制器，从而实现对整个航天器在执行机构(单框架控制力矩陀螺，SGCMG)存在部分转速失效故障情况下的姿态容错控制。针对上述问题，本专利技术一种基于故障解耦的单框架控制力矩陀螺航天器容错控制方法，技术方案如下：建立存在执行机构部分失效故障的航天器的动力学和运动学方程，在不考虑故障的情况下设计力矩控制器(如比例-微分控制等)，得到期望控制力矩序列，并采用合适的陀螺操纵律计算得到期望框架转速。针对各控制力矩陀螺的框架电机，设计单独的容错控制器，使得各陀螺的框架转速无论在故障或正常状态下使得实际角速度输出跟踪上期望角速度输出。具体操作步骤如下，如图5所示：步骤1：建立存在执行机构部分失效情况下的航天器动力学和运动学方程该过程主要建立航天器运动学方程和动力学方程。对于动力学方程，考虑先建立无故障情况下的带有控制力矩陀螺群的航天器的动力学模型，此后加入故障模型。同时，对各个控制力矩陀螺的框架轴建立动力学模型。具体包含如下子步骤：步骤1.1运动学方程如图1所示，定义如下坐标系：a)地心惯性坐标系地心惯性坐标系原点固定于地心Oi，OiXi轴在赤道平面并且指向春分点，OiZi垂直于赤道平面，方向同地球自转方向，OiYi轴在赤道平面，且OiXi，OiYi和OiZi构成右手直角坐标系。b)轨道坐标系轨道系原点位于航天器质心，OoZo轴指向地心，OoXo轴垂直于OoZo且指向运动前方，OoYo垂直于OoXoZo平面且OoXo，OoYo和OoZo构成右手直角坐标系。c)本体坐标系本体系原点同轨道坐标系位于航天器质心，ObXb指向航天器的运动方向，ObZb轴指向航天器上方且垂直于飞行轨道平面，ObXb，ObYb和ObZb构成右手直角坐标系。采用Euler角来描述航天器的姿态，基于3-1-2转动顺序，姿态运动学方程描述如下：其中ωb＝[ωbxωbyωbz]T为航天器绝对角速度在本体系下的分量列阵，θ，ψ为航天器的滚动角、俯仰角和偏航角。为航天器的滚动角速度、俯仰角速度和偏航角速度，表示θ，ψ关于时间的导数；ωo为轨道角速度，表示轨道系绕本体系Ooyo轴转动的角速度。为了进一步表示简介，可以将上述运动学方程改写。引入状态量则运动学方程(1)可以修改成基于小角度假设并设则运动学方程可以简化为：步骤1.2动力学模型如图2所示，为了方便描述SGCMGs的力矩提供能力，引入控制力矩陀螺框架坐标系框架坐标系的原点在SGCMG的质心Oc处，坐标系各方向单位矢量分别为沿框架轴方向的单位向量沿转子轴转速方向的单位向量沿陀螺力矩输出反方向的单位向量由于SGCMGs一般会由多个控制力矩陀螺通过某种结构构成，各个控制力矩陀螺的物理结构相同，因此框架坐标系的描述相同，以后为了区别各个不同控制力矩陀螺的坐标表述，会给各个轴的向量添加下标“i”代表第“i”个陀螺，例如不考虑航天器的故障，装有SGCMGs的航天器动力学可以描述如下：其中，Ib为整个系统的转动惯量矩阵，认为Ib为一个常值惯量矩阵；为ωb关于时间的导数；h0为每个单框架控制力矩陀螺由于转子旋转产生的角动量；为与ωb有关的反对称矩阵，定义为：As＝[s1s2…sn]为SGCMGs转子转速方向矩阵，si为单位向量在本体系下的表示；Iws＝diag(Iws1Iws2…Iwsn)为SGCMGs转子轴向转动惯量阵，Iwsi(i＝1,2,…,n)为第i个控制力矩陀螺的转子轴向转动惯量；Ω＝[Ω1Ω2…Ωn]T为转子转动角速度，Ωi(i＝1,2,…,n)是第i个控制力矩陀螺的转子转速。一般的，SGCMGs的各个控制力矩陀螺结构和参数相同，因此可记，Iwsi＝Iwsj＝Iws,Ωi＝Ωj＝Ω(i,j＝1,2,…,n)h0＝IwsΩ为各个陀螺转子的标称角动量且各个控制力矩陀螺的角动量相同；At＝[t1t2…tn]为SGCMGs的横向矩阵，ti为单位向量在本体系下的表示；δr为陀螺的各框架角组成的列向量，称其为SGCMGs的陀螺框架角；为陀螺的框架角速度，为δr对时间的导数。Td为航天器受到的外干扰力矩。上述动力学方程(4)中，矩阵As和At可以通过如下式子计算得到：其中，si0和ti0分别是si和ti的初始时刻的值。步骤1.3故障模式下的动力学方程对于每个控制力矩陀螺，仅考虑其框架转速故障，则故障模型可以建立如下：式中，为第i个控制力矩陀螺的实际框架角速度；ki(t)为故障因子，为区间[0,1]之间的数。ki(t)＝0表示框架无法转动，0＜ki(t)＜1表示框架部分失效，ki(t)＝1正常工作。对于上述过程，框架无法转动在实际工作中便于观测，此时只需要认为该框架不存在，对控制力矩陀螺群进行重新构造即可。因此，本专利技术主要解决0＜ki(t)≤1的情况。因此考虑故障模式下的动力学方程建立如下：其中，K(t)＝diag(k1(t)k2(t)…kn(t))为对角矩阵，为了简化形式，定义如下变量：J为当h0＝1时的航天器等效转动惯量，Jws为当h0＝1时的控制力矩陀螺群等效转动惯量，h为当h0＝1时的控制力矩陀螺群的等效角动量，d为当h0＝1时的航天器等效干扰力矩，上述结果为归一化结果。此时故障模式下的动力学方程描述如下：步骤1.4控制力矩陀螺框架动力学模型一般的，控制力矩陀螺的框架和转子均有电机驱动。转子电机维持转子以常速运转，而框架电机驱动框架以特定框架角速度运转，从而产生力矩对航天器进行姿态控制。对于每个控制力矩陀螺的框架，本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于故障解耦的单框架控制力矩陀螺航天器容错控制方法，特征在于：该方法包括如下步骤：步骤1：建立存在执行机构部分失效情况下的航天器动力学和运动学方程对于动力学方程，考虑先建立无故障情况下的带有控制力矩陀螺群的航天器的动力学模型，此后加入故障模型；同时，对各个控制力矩陀螺的框架轴建立动力学模型；步骤1.1 运动学方程定义如下坐标系：a)地心惯性坐标系

【技术特征摘要】
1.一种基于故障解耦的单框架控制力矩陀螺航天器容错控制方法，特征在于：该方法包括如下步骤：步骤1：建立存在执行机构部分失效情况下的航天器动力学和运动学方程对于动力学方程，考虑先建立无故障情况下的带有控制力矩陀螺群的航天器的动力学模型，此后加入故障模型；同时，对各个控制力矩陀螺的框架轴建立动力学模型；步骤1.1运动学方程定义如下坐标系：a)地心惯性坐标系地心惯性坐标系原点固定于地心Oi，OiXi轴在赤道平面并且指向春分点，OiZi垂直于赤道平面，方向同地球自转方向，OiYi轴在赤道平面，且OiXi，OiYi和OiZi构成右手直角坐标系；b)轨道坐标系轨道系原点位于航天器质心，OoZo轴指向地心，OoXo轴垂直于OoZo且指向运动前方，OoYo垂直于OoXoZo平面且OoXo，OoYo和OoZo构成右手直角坐标系；c)本体坐标系本体系原点同轨道坐标系位于航天器质心，ObXb指向航天器的运动方向，ObZb轴指向航天器上方且垂直于飞行轨道平面，ObXb，ObYb和ObZb构成右手直角坐标系；采用Euler角来描述航天器的姿态，基于3-1-2转动顺序，姿态运动学方程描述如下：其中ωb＝[ωbxωbyωbz]T为航天器绝对角速度在本体系下的分量列阵，θ,ψ为航天器的滚动角、俯仰角和偏航角；为航天器的滚动角速度、俯仰角速度和偏航角速度，表示θ,ψ关于时间的导数；ωo为轨道角速度，表示轨道系绕本体系Ooyo轴转动的角速度；将上述运动学方程改写；引入状态量则运动学方程(1)修改成基于小角度假设并设则运动学方程简化为：步骤1.2动力学模型为了方便描述SGCMGs的力矩提供能力，引入控制力矩陀螺框架坐标系框架坐标系的原点在SGCMG的质心Oc处，坐标系各方向单位矢量分别为沿框架轴方向的单位向量沿转子轴转速方向的单位向量沿陀螺力矩输出反方向的单位向量由于SGCMGs会由多个控制力矩陀螺通过某种结构构成，各个控制力矩陀螺的物理结构相同，因此框架坐标系的描述相同，以后为了区别各个不同控制力矩陀螺的坐标表述，会给各个轴的向量添加下标“i”代表第“i”个陀螺，具体为不考虑航天器的故障，装有SGCMGs的航天器动力学描述如下：其中，Ib为整个系统的转动惯量矩阵，认为Ib为一个常值惯量矩阵；为ωb关于时间的导数；h0为每个单框架控制力矩陀螺由于转子旋转产生的角动量；为与ωb有关的反对称矩阵，定义为：As＝[s1s2…sn]为SGCMGs转子转速方向矩阵，si为单位向量在本体系下的表示；Iws＝diag(Iws1Iws2…Iwsn)为SGCMGs转子轴向转动惯量阵，Iwsi(i＝1,2,…,n)为第i个控制力矩陀螺的转子轴向转动惯量；Ω＝[Ω1Ω2…Ωn]T为转子转动角速度，Ωi(i＝1,2,…,n)是第i个控制力矩陀螺的转子转速；SGCMGs的各个控制力矩陀螺结构和参数相同，因此可记，Iwsi＝Iwsj＝Iws,Ωi＝Ωj＝Ω(i,j＝1,2,…,n)h0＝IwsΩ为各个陀螺转子的标称角动量且各个控制力矩陀螺的角动量相同；At＝[t1t2…tn]为SGCMGs的横向矩阵，ti为单位向量在本体系下的表示；δr为陀螺的各框架角组成的列向量，称其为SGCMGs的陀螺框架角；为陀螺的框架角速度，为δr对时间的导数；Td为航天器受到的外干扰力矩；上述动力学方程(4)中，矩阵As和At通过如下式子计算得到：其中，si0和ti0分别是si和ti的初始时刻的值；步骤1.3故障模式下的动力学方程对于每个控制力矩陀螺，仅考虑其框架转速故障，则故障模型建立如下：式中，为第i个控制力矩陀螺的实际框架角速度；ki(t)为故障因子，为区间[0,1]之间的数；ki(t)＝0表示框架无法转动，0＜ki(t)＜1表示框架部分失效，ki(t)＝1正常工作；对于上述过程，框架无法转动在实际工作中便于观测，此时只需要认为该框架不存在，对控制力矩陀螺群进行重新构造即可；解决0＜ki(t)≤1的情况；因此考虑故障模式下的动力学方程建立如下：其中，K(t)＝diag(k1(t)k2(t)…kn(t))为对角矩阵，为了简化形式，定义如下变量：J为当h0＝1时的航天器等效转动惯量，Jws为当h0＝1时的控制力矩陀螺群等效转动惯量，h为当h0＝1时的控制力矩陀螺群的等效角动量，d为当h0＝1时的航天器等效干扰力矩，上述结果为归一化结果；此时故障模式下的动力学方程描述如下：步骤1.4控制力矩陀螺框架动力学模型控制力矩陀螺的框架和转子均有电机驱动；转子电机维持转子以常速运转，而框架电机驱动框架以特定框架角速度运转，从而产生力矩对航天器进行姿态控制；对于每个控制力矩陀螺的框架，电机驱动模型即动力学模型为：

【专利技术属性】
技术研发人员：金磊，张福桢，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11