一种柔性航天器传感器故障调节方法技术

本发明专利技术公开了一种柔性航天器传感器故障调节方法，属于航空航天飞行控制技术领域。传感器故障调节方法主要由故障估计模块和容错控制器组成，利用滤波器和自适应观测器构成故障估计模块；利用故障估计信息和传感器输出信号，结合自适应积分滑模控制技术建立容错控制器，通过Lyapunov稳定性理论，证明系统在出现传感器故障情况下的渐近稳定性；最后，仿真实验结果证明了本发明专利技术所提出方法的有效性。本发明专利技术解决了柔性航天器运行过程中出现传感器测量偏移故障时的容错控制问题，实现在传感器故障情况下对姿态角的准确控制，使系统对故障具有强容忍能力；同时，该方法设计过程中充分考虑了航天器参数不确定和柔性附件产生的扰动，适于工程应用。

A flexible spacecraft sensor fault regulation method

The invention discloses a flexible spacecraft sensor fault regulation method, which belongs to the field of Aeronautics and space flight control technology. Sensor fault regulation method is mainly composed of fault estimation module and fault tolerant controller, a fault estimation module using filter and adaptive observer estimation; and the output signal of the sensor by using the fault information, combined with the adaptive integral sliding mode control for building fault-tolerant controller, through the Lyapunov stability theory, prove the system appears in the asymptotic stability of the sensor fault cases; finally, simulation experiment the results demonstrate the effectiveness of the proposed method. The invention solves the problems of fault tolerant fault control of sensor offset measurement of flexible spacecraft during the operation, to achieve accurate control of attitude angle sensor in case of failure, the system has strong ability of fault tolerance; at the same time, the method of the design process to fully consider the uncertain parameters of spacecraft with flexible appendage of disturbance. Suitable for engineering application.

【技术实现步骤摘要】
一种柔性航天器传感器故障调节方法
本专利技术属于航空航天飞行控制
，具体是涉及一种基于自适应积分滑模输出反馈控制的柔性航天器传感器故障调节方法。
技术介绍
目前，柔性航天器是执行空间探测、空间基础设施建设、对地观测等重大空间任务的重要基础平台，因此柔性航天器的研究对于空间计划、军事活动、科学研究、政治经济具有重要影响，受到各航天大国的极大重视。柔性航天器通常带有大型复杂展开天线、太阳能帆板、机械臂等挠性附件，相比于传统航天器结构更为复杂，柔性航天器姿态动力学参数存在不确定性，同时，由于柔性航天器长期在轨道自主执行任务，受到制造水平、建造成本、运行环境等因素的影响，使得其姿态控制系统极易出现故障，因此，针对柔性航天器进行故障诊断与容错控制研究具有重要的现实意义。目前，针对柔性航天器的故障诊断与容错控制研究，主要集中于执行器出现故障的情况，例如，执行器效率损失、卡死、偏移等故障，但同时考虑传感器故障与系统参数不确定的情况却相当少见，根据公开资料显示，传感器故障在航天器在轨故障中所占的比例却相当大，如参考文献：谭春林，等.国外航天器在轨故障统计与分析.航天器工程，20(4)：130-本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种柔性航天器传感器故障调节方法，其特征在于：该方法包括以下步骤：a：建立柔性航天器的动力学模型，具体如下：

【技术特征摘要】
1.一种柔性航天器传感器故障调节方法，其特征在于：该方法包括以下步骤：a：建立柔性航天器的动力学模型，具体如下：上式中，θ(t)∈R3×1表示姿态角向量，包括滚动角θx、俯仰角θy和偏航角θz；η(t)∈Rn×1表示柔性附件相对于主体坐标系的弹性模态，n为柔性附件的数量；u(t)∈R3×1表示控制力矩；J∈R3×3表示柔性航天器的总惯性矩阵；D和K∈Rn×n分别表示柔性附件的阻尼矩阵和刚度矩阵；δ∈Rn×3表示柔性附件与刚体平台之间的耦合矩阵；b：将柔性航天器的动力学模型转化为一般的状态空间形式，并引入传感器故障及系统参数不确定模型，具体如下：y(t)＝Cx(t)+fs(t)上式中，为状态变量；为柔性附件引起的扰动，并且满足||d(t)||≤d0，d0为未知的常数；ΔA(t)＝MF(t)E为系统参数不确定，其中，M和E是已知的常实矩阵，F(t)为未知的时变实矩阵，满足不等式F(t)TF(t)＜I4；fs(t)∈R4×4表示传感器故障，并且满足||fs||≤l，其中，l和ld为未知的正标量；C＝I4×4；c：引入滤波器，将系统转化为具有执行器故障的扩张系统，滤波器形式具体如下：上式中，z(t)表示滤波器状态观测值；Af为Hurwitz矩阵；使系统输出通过上述滤波器，引入增广状态向量将系统转化为如下带有执行器故障的扩张系统形式：z(t)＝Cax(t)上式中，d：针对步骤c中的扩张系统，建立自适应故障估计观察器，具体如下：上式中，和表示fs和z的估计值；L为未知的参数矩阵；自适应故障估计律设计如下：上式中，实矩阵K和正标量σ满足不等式σ＞λmax(K-1)；观测器增益矩阵通过如下带有等式约束的线性矩阵不等式进行求解：P1Da＝CaTR

【专利技术属性】
技术研发人员：高志峰，韩冰，蒋国平，钱默抒，林金星，周泽鹏，
申请(专利权)人：南京邮电大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32