一种卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法技术方案

本发明专利技术公开了一种卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法，包括：(1)依据卫星姿态控制系统执行器工作状况，对其失控故障进行建模，生成卫星姿态控制系统执行器失控故障模型。(2)基于所述的步骤一所建立的卫星姿态控制系统执行器失控故障模型，利用卫星姿态控制系统执行器的装配矩阵构造新的控制增益矩阵的逆矩阵，并对卫星姿态控制系统进行参数化。(3)设计自适应律对所述的步骤二所构造的新的控制增益矩阵的逆矩阵以及卫星姿态控制系统的不确定性直接进行估计。(4)利用步骤三所获得的估计值构造自适应控制器。本发明专利技术可直接对故障所带来的系统不确定性进行处理，无需多模型切换。不仅解决了估计矩阵奇异性问题，而且能有效减少控制所需计算量，可保证卫星姿态角速度的良好渐近跟踪性能。

An adaptive compensation method for actuator failure control in satellite attitude control system

The invention discloses an adaptive compensation method for out-of-control faults of the actuator of a satellite attitude control system, which includes: (1) modeling the out-of-control faults of the actuator of the satellite attitude control system according to its working conditions, and generating the out-of-control fault model of the actuator of the satellite attitude control system. (2) Based on the out-of-control fault model of the satellite attitude control system actuator, the inverse matrix of the new control gain matrix is constructed by using the assembly matrix of the satellite attitude control system actuator, and the satellite attitude control system is parameterized. (3) An adaptive law is designed to estimate directly the inverse matrix of the new control gain matrix constructed in step 2 and the uncertainty of the satellite attitude control system. (4) use the estimated values obtained in step three to construct adaptive controllers. The invention can directly deal with system uncertainties caused by faults, and does not need multi model switching. It not only solves the problem of singularity of the estimation matrix, but also reduces the computational complexity of the control effectively, and guarantees the good asymptotic tracking performance of the satellite attitude angular velocity.

【技术实现步骤摘要】
一种卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法
本专利技术属于卫星姿态控制
，涉及一种卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法。
技术介绍
进入21世纪以来，随着航天科技的日益发展，为了完成各种精细复杂的空间任务，现代卫星要求具有高指向精度、高机动能力、高姿态跟踪度以及长使用寿命以胜任不同的工作模式。例如，2013年“马航”事件发生后，为搜寻坠毁的客机，各国卫星需由正常运行的轨道机动到特定的轨道进行搜寻，这同时也需要卫星姿态的快速机动，从而保证有效载荷发挥其功效。但由于长时间在轨运行，卫星的执行器如飞轮、控制力矩陀螺和推力器等的内部元件将老化，从而导致工作效率降低甚至是故障的发生。轻微的执行器故障将降低姿态控制性能，严重的故障将导致姿态快速机动无法顺利完成，甚至导致卫星的丢失。例如，2008年GIOVE-B卫星在发射时，反作用飞轮在星箭刚刚分离后异常工作，导致卫星启动了安全模式，无法正常完成任务；2010年EutelsatW3B卫星因发射后推力器故障而导致任务终止；2013年深空探测器Kepler上的反作用飞轮发生故障，导致其姿态失控，最终终止了所有任务。因此，未来先进卫星的控制系统必须具备自主决策和容错的能力，而为了提高我国航天实力，保证卫星的可靠性和安全性，其姿态控制动力学系统的执行器故障是亟需解决的问题。自适应方法能够有效处理卫星姿态控制动力学系统参数不确定性，被广泛应用于故障补偿控制器设计中。目前卫星执行器失控故障的补偿方法主要有两种：(1)自适应多设计融合，该方法针对每种可能的故障模式设计单独的控制信号，再将所设计的多个控制信号进行融合。但当故障模式较多时，该方法需要估计较多参数，计算量较大。(2)自适应多模型切换控制，该方法是针对每种可能的故障模式设计单独的控制信号，而后设计适当的控制切换机制实时选择合适的控制信号应用在卫星上，但该方法需要切换控制信号，过快的切换可能导致颤振甚至是系统不稳定。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术的缺陷，针对卫星姿态控制动力学系统的执行器失控故障问题，提供一种卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法，能够对转动惯量未知情况下的卫星姿态控动力学系统的执行器失控故障进行补偿，还能够确保卫星姿态角速度的渐近跟踪性能；可利用自适应方法直接对故障所带来的系统不确定性进行处理，无需多设计融合和多模型切换。不仅解决了估计矩阵奇异性问题，而且能有效减少控制计算量以及避免控制切换的问题。本专利技术为解决上述技术问题采用以下技术方案：本专利技术的一种卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法，所述的卫星姿态控制系统的动力学方程为：其中：ω＝[ωxωyωz]T是卫星空间转动角速度向量，ωx、ωy、ωz是ω在x轴、y轴、z轴上的分量；是ω的导数；[·]T代表括号内的向量或矩阵的转置运算；是卫星的转动惯量矩阵，Jxx、Jyy、Jzz是卫星绕x轴、y轴、z轴上的转动惯量，Jxy＝Jyx、Jyz＝Jzy、Jxz＝Jzx是惯量积；D∈R3×m是卫星姿态控制系统执行器的装配矩阵；m是卫星姿态控制系统执行器的个数；u∈Rm×1是由卫星姿态控制系统执行器产生的控制力矩向量；其特征在于，所述方法包括如下步骤：步骤一、依据卫星姿态控制系统执行器工作状况，对其失控故障进行建模，生成卫星姿态控制系统执行器失控故障模型。所述的卫星姿态控制系统执行器失控故障模型如下：其中：υ∈Rm×1是需要设计的控制信号向量；σ＝diag{σ1,σ2,…,σm}是故障模式矩阵，diag{·}表示对角矩阵，是故障值向量；Im是m阶单位矩阵；对于卫星姿态控制系统而言，可以补偿的故障应满足条件：矩阵Dσ的秩为3；参照所建立的卫星姿态控制系统执行器失控故障模型，当存在故障时，卫星姿态控制系统的动力学方程为：步骤二、基于所述的步骤一所建立的卫星姿态控制系统执行器失控故障模型，利用卫星姿态控制系统执行器的装配矩阵构造新的控制增益矩阵的逆矩阵，并对卫星姿态控制系统进行参数化。所述的新的控制增益矩阵的逆矩阵如下：G＝(DσDT)-1(4)其中：G是构造的新的控制增益矩阵的逆矩阵；(·)-1表示括号内矩阵的逆矩阵；基于上述矩阵，并对卫星姿态控制系统进行参数化如下：其中：J0＝[Jxx,Jyy,Jzz,Jyz,Jxz,Jzy]T；υ0是需要设计的虚拟控制信号，满足条件设定角速度跟踪误差为：ωe＝ω-ωd(6)其中：ωd＝[ωdx,ωdy,ωdz]T是期望角速度向量，ωdx、ωdy、ωdz是ωd在主惯量轴上的分量；卫星姿态控制系统的角速度跟踪误差系统为：其中：是ωd的导数，是ωdx的导数，是ωdy的导数，是ωdz的导数；步骤三、设计自适应律对所述的步骤二所构造的新的控制增益矩阵的逆矩阵以及卫星姿态控制系统的不确定性直接进行估计。所述的自适应律如下：其中：是G的估计值，是的导数；是J0的估计值，是的导数；是的估计值，是的导数；γg是正实数；ΓJ∈R6×6是正定对称矩阵；Γπ∈R3×3是正定对称矩阵；k是正实数；ωe＝ω-ωd是角速度跟踪误差，ωd＝[ωdx,ωdy,ωdz]T是期望角速度向量，ωdx、ωdy、ωdz是ωd在主惯量轴上的分量，是ωd的导数，是ωdx的导数，是ωdy的导数，是ωdz的导数；步骤四、利用步骤三所获得的估计值构造自适应控制器。所构造的自适应控制器的控制信号为：与现有技术相比，本专利技术具有以下优点和技术效果：1.本专利技术针对卫星姿态控制动力学系统，利用自适应的方法直接补偿执行器失控故障。该方法不仅能够对转动惯量未知情况下的卫星姿态控动力学系统的执行器失控故障进行补偿，还能够确保卫星姿态角速度的渐近跟踪性能。2.本专利技术采用自适应方法直接对控制增益矩阵的逆矩阵进行估计，不仅解决了估计矩阵奇异性问题，而且能有效减少控制所需计算量，同时避免控制信号切换问题。利用自适应方法直接对故障所带来的系统不确定性进行处理，没有多模型切换。3.本专利技术能够有效保障卫星姿态动力学系统在执行器发生失控故障时的控制精度，并使其获得优良的工作品质。附图说明图1是本专利技术卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法的一个实施例的流程框图。图2a是本专利技术一个实施例的卫星角速度在x轴上分量的跟踪曲线图。图2b是本专利技术一个实施例的卫星角速度在y轴上分量的跟踪曲线图。图2c是本专利技术一个实施例的卫星角速度在z轴上分量的跟踪曲线图。图3a是本专利技术一个实施例的卫星角速度在x轴上分量的跟踪误差曲线图。图3b是本专利技术一个实施例的卫星角速度在y轴上分量的跟踪误差曲线图。图3c是本专利技术一个实施例的卫星角速度在z轴上分量的跟踪误差曲线图。图4a是本专利技术一个实施例的第1个执行器的控制信号和产生的控制力矩曲线图。图4b是本专利技术一个实施例的第2个执行器的控制信号和产生的控制力矩曲线图。图4c是本专利技术一个实施例的第3个执行器的控制信号和产生的控制力矩曲线图。图4d是本专利技术一个实施例的第4个执行器的控制信号和产生的控制力矩曲线图。具体实施方式下面结合附图对本专利技术的技术方案做进一步的详细说明：图1是本专利技术卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法的一个实施例的流程框图。如图1所示，本专利技术实施例方法，所述的卫星姿态控制系统的动力学方程为：其中：ω＝[ωxωyωz]本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法，所述的卫星姿态控制系统的动力学方程为：

【技术特征摘要】
1.一种卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法，所述的卫星姿态控制系统的动力学方程为：其中：ω＝[ωxωyωz]T是卫星空间转动角速度向量，ωx、ωy、ωz是ω在x轴、y轴、z轴上的分量；是ω的导数；[·]T代表括号内的向量或矩阵的转置运算；是卫星的转动惯量矩阵，Jxx、Jyy、Jzz是卫星绕x轴、y轴、z轴上的转动惯量，Jxy＝Jyx、Jyz＝Jzy、Jxz＝Jzx是惯量积；D∈R3×m是卫星姿态控制系统执行器的装配矩阵；m是卫星姿态控制系统执行器的个数；u∈Rm×1是由卫星姿态控制系统执行器产生的控制力矩向量；其特征在于，所述方法包括如下步骤：步骤一、依据卫星姿态控制系统执行器工作状况，对其失控故障进行建模，生成卫星姿态控制系统执行器失控故障模型；步骤二、基于所述的步骤一所建立的卫星姿态控制系统执行器失控故障模型，利用卫星姿态控制系统执行器的装配矩阵构造新的控制增益矩阵的逆矩阵，并对卫星姿态控制系统进行参数化；步骤三、设计自适应律对所述的步骤二所构造的新的控制增益矩阵的逆矩阵以及卫星姿态控制系统的不确定性直接进行估计；步骤四、利用步骤三所获得的估计值构造自适应控制器。2.根据权利要求1所述的一种卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法，其特征在于，在所述步骤一中，所述的依据卫星姿态控制系统执行器工作状况，对其失控故障进行建模，生成卫星姿态控制系统执行器失控故障模型如下：其中：υ∈Rm×1是需要设计的控制信号向量；σ＝diag{σ1,σ2,…,σm}是故障模式矩阵，diag{·}表示对角矩阵，是故障值向量；Im是m阶单位矩阵；对于卫星姿态控制系统而言，可以补偿的故障应满足条件：矩阵Dσ的秩为3；参照所建立的卫星姿态控制系统执行器失控故障模型，当存在故障时，卫星姿态控制系统的动力学方程为：3.根据权利要求2所述的一种卫星姿态控制系统执行器...

【专利技术属性】
技术研发人员：马亚杰，姜斌，陶钢，程月华，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32