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, ...
【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
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