一种卫星初态阶段自适应容错姿态控制方法技术

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。

Adaptive fault tolerant attitude control method for initial stage of satellite

An adaptive fault-tolerant attitude control method for satellite initial state, including the initial state control stage after the successful separation of the star arrows, is used to establish the uncertainty model of the satellite rotation inertia of the solar panel expansion process: the satellite attitude dynamics model is set up, and the nonlinear mapping model of the attitude state is established by using the preset performance function. The uncertainty model of the satellite rotation inertia, the satellite attitude dynamics model and the nonlinear mapping model of the attitude are used to design the adaptive fault tolerant controller using the back step method. Through this method, the rotational inertia of the satellite in the initial state control phase, the actuator fault and the external disturbing moment shadow are solved. The attitude stability problem at the time of noise ensures the fault tolerance and robustness of the attitude control system, and ensures the attitude convergence speed and the super harmonic convergence error to meet the pre set requirements.

【技术实现步骤摘要】
一种卫星初态阶段自适应容错姿态控制方法
本专利技术涉及航天器控制
，具体涉及一种卫星初态阶段自适应容错姿态控制方法。
技术介绍
航天技术逐渐影响着人们的日常生活，其中人造卫星在通信、导航、气象等方面发挥着越来越重要的作用。星箭分离后，卫星进入初态控制阶段。在初态控制阶段，安装在卫星上的太阳帆板会慢慢展开。太阳帆板展开必定会使整个卫星的转动惯量发生变化，这将给卫星的姿态稳定控制带来一定的挑战。初态控制阶段时间相对整个卫星寿命来说虽然较短，但由于初态控制是卫星稳态控制的基础，它的失败将造成整个卫星姿态的失常，使卫星无法完成后续的在轨期间的任务，因此，卫星初态阶段姿态稳定控制尤为重要。同时，卫星的姿态控制系统本身就是一个结构复杂的系统，并且在恶劣的太空环境中工作，这增加了卫星执行器发生故障的可能性。而且，卫星在空间中还会受到来自外部环境等多种干扰力矩的影响，这就要求姿态控制系统具有一定的抗干扰能力和容错能力。此外，卫星初态稳定控制中保证姿态的暂态和稳态性能，避免出现大的超调和稳态误差，尽快实现姿态稳定是确保卫星姿态控制系统精确性和稳定性的关键。因此，保证初态控制阶段卫星姿态控制系统能够实现在转动惯量不确定性、执行器故障和外部干扰作用下的容错控制，并且保证姿态能够按照预设的暂态和稳态性能要求收敛是卫星初态阶段姿态稳定控制的重要任务。针对航天器转动惯量不确定性问题，专利CN201610369411首先建立多源干扰环境下组合体航天器运动学和动力学模型，然后，设计干扰观测器对转动惯量不确定性和未建模动态干扰进行估计，最后，结合干扰观测器，设计抗饱和姿态稳定控制器，实现航天器复合分层抗干扰姿态稳定，但是其中忽略了执行器发生故障的影响，并且未涉及保证姿态控制中的暂态和稳态性能问题；专利CN201611012008通过建立采用自适应阈值技术的故障检测观测器和基于自适应技术的故障估计观测器，对航天器的执行器失效故障和偏差故障实现在线实时监测和估计，然后设计backsteeping滑模容错控制器实现姿态稳定，然而在线实时监测和估计将给星载计算机带来巨大的计算量，对星载计算机的计算能力和存储空间提出了更高的要求，增加了姿态控制系统的复杂性；专利CN201610217207针对执行器故障、外部扰动和控制力矩幅值受限问题，设计积分滑模容错控制器有效提高在轨航天器执行器故障时的姿态控制系统稳定性和对外部扰动的鲁棒性，但是未考虑转动惯量不确定性对姿态控制系统的影响；专利CN201611208106在惯量矩阵未知、包含外部扰动的条件下，设计预设性能指标，对姿态跟踪控制模型进行非线性映射，最后进行无模型鲁棒控制器设计，实现航天器姿态稳定跟踪，但是未考虑执行器发生故障问题。因此，设计容错控制器，补偿执行器故障，对卫星转动惯量不确定性和外部扰动具有鲁棒性，并且能够使卫星姿态的暂态和稳态性能得到先验设计和保证，是确保卫星空间任务安全、高效进行的核心问题。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术的不足，提供一种卫星初态阶段自适应容错姿态控制方法，针对卫星在初态控制阶段，太阳帆板展开造成的整星转动惯量不确定性，同时存在执行器故障和多种外部干扰力矩的问题，提出一种基于反步法的自适应容错控制方法，它是一种无需具体执行器故障信息和干扰信息且能够保证姿态预设性能的容错控制方法，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。本专利技术提供了一种卫星初态阶段自适应容错姿态控制方法，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。进一步地，所述步骤(1)中卫星转动惯量不确定性模型为J＝Jm-Jnψ(t)其中，是整星的转动惯量矩阵，为正定的对称矩阵；是转动惯量中刚性部分，为未知不变的对称矩阵；是转动惯量中非刚性部分，为时变的，是非刚性部分的增益，为未知的定常数矩阵，是已知时变的，反映太阳帆板展开过程中帆板质心的移动。进一步地，整星转动惯量J对时间的一阶微分可写为以下形式：进一步地，所述步骤(2)中建立卫星姿态动力学模型具体为：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，qv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为整星的转动惯量矩阵；D∈R3×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≤ei(t)≤1表示每个执行器的失效情况，当ei(t)＝1表示执行器正常工作，当0＜ei(t)＜1表示执行器出现部分失效情况，当ei(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：进一步地，所述步骤(3)具体为：利用预设性能函数，对姿态进行非线性映射，定义函数：其中，ε＝[ε1,ε2,ε3]T为经过非线性映射后的变量；表示所选的预设性能函数，是严格非负且递减的，ρ0＝[ρ10,ρ20,ρ30]T为性能函数的初始值，且ρi0＞0，ρi∞＝[ρ1∞,ρ2∞,ρ3∞]T表示性能函数的稳态值，且ρi∞＞0；l＝[l1,l2,l3]T决定性能函数的收敛速度；qvi(0)为姿态四元数矢量的初始值；qvi(t)与ρi(t)的关系满足以下条件：δ＝[δ1,δ2,δ3]T为预设性能参数，通过其值的改变，反映qvi收敛暂态过程中超调量的大小，当δi＝0，姿态四元数矢量部分收敛过程无超调；通过预设性能函数保证qvi收敛的暂态和稳态性能；通过求解S(ε)的逆函数T，得到非线性映射后的变量εi有如下形式：选取T的形式如下：对时间的一阶微分如下：其中，进一步地，通过对姿态进行非线性映射，变量ε收敛，使qv按照预设的暂态和稳态性能进行收敛，满足稳态误差、收敛速度、超调方面的要求。进一步地，所述步骤(4)具体为引入两个新的变量z1＝ε，z2＝ω-α，分别求得时间的一阶导数如下：利用反步法，可得虚拟控制器：其中c1＞0,γ＞0为虚拟控制器的增益；利用非线性回归矩阵进行转化模型得：其中为关于Jm的线性回归量，为关于的Jn线性回归量；W1，W2，W3为与转动惯量线性回归变量相对应的矩阵，满足以下形式：基于虚拟控制器，设计容错控制器为：自适应更新律为：其中，b＝[||θ||,||σ||,dm]T；Φ＝[||W1||,||W2+W3||,1]T；c2＞0，c3＞0，c4＞0为与控制器相关的增益参数；参数选择满足条件1/(2γc2)＜λmin(DEDT)。本专利技术设计的考虑转动惯量不确定性、执行器故障和外界扰动的卫星初态控制阶段姿态容错控制方法与现有技术相比的优点：(1)本专利技术的一种本文档来自技高网...

【技术保护点】
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。

【技术特征摘要】
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。2.如权利要求1所述的控制方法，其特征在于：所述步骤(1)中卫星转动惯量不确定性模型为：J＝Jm-Jnψ(t)其中，是整星的转动惯量矩阵，为正定的对称矩阵；是转动惯量中刚性部分，为未知不变的对称矩阵；是转动惯量中非刚性部分，为时变的，是非刚性部分的增益，为未知的定常数矩阵，是已知时变的，反映太阳帆板展开过程中帆板质心的移动。3.如权利要求2所述的控制方法，其特征在于：整星转动惯量J对时间的一阶微分可写为以下形式：4.如权利要求1所述的控制方法，其特征在于：所述步骤(2)中建立卫星姿态动力学模型具体为：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，qv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∈R3×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≤ei(t)≤1表示每个执行器的失效情况，当ei(t)＝1表示执行器正常工作，当0＜ei(t)＜1表示执行器出现部分失效情况，当ei(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...

【专利技术属性】
技术研发人员：胡庆雷，石永霞，郭雷，王陈亮，
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