刚性航天器姿控系统飞轮故障辨识与调节方法技术方案

本发明专利技术公开了一种刚性航天器姿控系统飞轮故障辨识与调节方法，解决了航天器姿控系统存在执行器或称反作用飞轮效率损失故障和控制输入饱和情况下的容错控制方案设计难题。针对故障姿态系统设计了滑模故障估计观测器，通过所设计的自适应参数更新算法，获得执行器效率损失故障的估计值。然后，设计出一个采用滑模控制方案的姿态容错控制器，它可以保证执行器效率损伤故障和控制输入饱和都存在情况下的闭环姿态系统渐近稳定。最后仿真验证了本发明专利技术的容错方法有效性。本发明专利技术可使刚性航天器姿态系统在发生执行器效率损失故障和控制输入饱和的情况下姿态稳定，同时充分考虑了刚性航天器模型的不确定性和外部扰动对其本身造成的影响。

Identification and adjustment method of flywheel fault for attitude control system of rigid spacecraft

The invention discloses a method for identifying and adjusting the flywheel fault of rigid spacecraft attitude control system, which solves the problem of designing a fault-tolerant control scheme for spacecraft attitude control system with actuator or reaction flywheel efficiency loss failure and control input saturation. A sliding mode fault estimation observer is designed for the fault attitude system. The estimated value of the actuator efficiency loss fault is obtained by the adaptive parameter updating algorithm. Then, a fault-tolerant attitude controller using sliding mode control scheme is designed, which can ensure the asymptotic stability of the closed-loop attitude system in the presence of actuator efficiency damage fault and control input saturation. Finally, the effectiveness of the fault tolerance method is verified by simulation. The invention can stabilize the attitude system of rigid spacecraft in the case of actuator efficiency loss failure and control input saturation, and fully considers the uncertainties of the rigid spacecraft model and the influence of external disturbances on the rigid spacecraft itself.

【技术实现步骤摘要】
刚性航天器姿控系统飞轮故障辨识与调节方法
本专利技术所属领域为航空航天飞行控制，具体
技术实现思路
为刚性航天器姿态控制系统同时存在执行器效率损失故障和输入饱和的情形下基于故障调节的容错控制新方法。
技术介绍
一个稳定的航天器姿态控制系统是保证航天器正常工作的重要条件之一。刚性航天器的动力学存在高度非线性执行器饱和，反作用飞轮摩擦，空间环境干扰，惯性矩阵不确定性甚至执行器故障。由于本身存在的不确定性和外界的干扰，尤其是在姿态系统中执行器发生故障的恶劣情况下，姿态控制精度会下降，甚至导致系统不稳定，从而引发事故。因此，姿态控制器必须具有强鲁棒性以处理这些不确定性和扰动，同时容错能力也是在姿态控制设计中需要考虑的主要问题之一。为了提高系统的可靠性和安全性，姿态控制器必须要能够有强大的容忍故障能力。现有两种方法来设计容错控制器，它们分别是被动容错控制方法和主动容错控制方法。被动容错方法意味着一个固定的控制器没有故障诊断机制，它的缺点是只能保证故障情况下的闭环系统在事先已知的故障发生下稳定，这会降低被控系统在处理某些系统故障时的动态性能。与被动容错控制方法有所差异，当执行器故障发生时，主动容错控本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种刚性航天器姿控系统飞轮故障辨识与调节方法，其特征在于，包含以下步骤：步骤一、建立基于四元数表示的刚性航天器姿态系统运动学模型；步骤二、建立刚性航天器姿态系统有执行器故障和控制输入饱和的动力学模型；步骤三、在考虑刚性航天器姿控系统发生反作用飞轮效率损失故障和控制输入饱和的情况下，建立故障估计观测器；步骤四、根据步骤三所获得的实时故障估计信息，设计自适应滑模容错控制器。

【技术特征摘要】
1.一种刚性航天器姿控系统飞轮故障辨识与调节方法，其特征在于，包含以下步骤：步骤一、建立基于四元数表示的刚性航天器姿态系统运动学模型；步骤二、建立刚性航天器姿态系统有执行器故障和控制输入饱和的动力学模型；步骤三、在考虑刚性航天器姿控系统发生反作用飞轮效率损失故障和控制输入饱和的情况下，建立故障估计观测器；步骤四、根据步骤三所获得的实时故障估计信息，设计自适应滑模容错控制器。2.根据权利要求1所述的刚性航天器姿控系统飞轮故障辨识与调节方法，其特征在于，所述步骤一中，建立基于四元数表示的刚性航天器姿态系统运动学模型具体如下：其中，φ表示欧拉角，[exeyez]T表示欧拉向量，并且q满足不等式以四元数表示的航天器姿态系统运动学模型可以表示为：q是本体坐标系Rb相对惯性坐标系Ri的四元数向量，ω是本体坐标系Rb相对惯性坐标系Ri的角速率，并且是斜对称矩阵；在航空航天领域中，一般采用星敏感器和陀螺仪对航天器的姿态角及角速率进行测量；刚性航天器姿态系统的动力学方程表述为如下形式：其中J∈R3×3表示刚性航天器的惯性矩阵；ΔJ是参数的不确定性；u(t)＝[u1u2u3]T∈R3×1表示刚性航天器姿态控制系统反作用飞轮(即执行器)产生的控制力矩；Td表示刚性航天器姿态系统受到的干扰力矩；经过变化，上述方程可以转换成下面的形式其中，为广义摄动。3.根据权利要求1所述的刚性航天器姿控系统飞轮故障辨识与调节方法，其特征在于，所述步骤二中，刚性航天器姿态系统有执行器故障和控制输入饱和的动力学模型如下：其中，E＝diag{e1e2e3}∈R3×3,ei满足0＜ei≤...

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