具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法技术

本发明专利技术公开了一种具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法，包括如下步骤：建立航天器多智能体的动力学模型；建立航天器多智能体跟踪误差系统形式；建立执行器故障的统一模型；在故障发生的情况下，建立增广系统；基于建立的增广系统模型，建立未知输入观测器和自适应率，获取实时故障估计信息；根据实时故障估计信息，设计容错控制器；通过容错控制器，当系统控制输入存在饱和的时候，获得到饱和值，设计航天器的姿态控制律。本发明专利技术可以使航天器多智能体在执行器发生故障和饱和的情况下能够正常快速的跟踪领航航天器的姿态，并实现同步飞行。

【技术实现步骤摘要】
具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法
本专利技术属于航空航天飞行控制领域，具体涉及具有执行器饱和的一类航天器多智能体姿态同步容错控制方法。
技术介绍
航天器多智能体同步控制是当前航天器控制中十分重要的一部分。同步控制要求每个子航天器能够根据领航航天器以及其他子航天器的状态调整自己的状态，从而达到同步控制的目的。航天器多智能体同步控制存在一些挑战，由于制造水平、成本及运行环境的影响，航天器容易发生不可预测的故障，一旦故障发生，航天器将降低或者丧失预定的功能，子航天器就可能无法与领航航天器做到同步，从而破坏了系统的整体性，对于空间计划、经济、军事乃至政治带来严重的影响。因此，面对这些挑战，为了保证航天器智能体的正常运行，应使姿态控制系统对于故障有更强的自主处理能力。因此，以航天器多智能体同步控制为背景进行故障诊断与容错控制研究，具有重要的理论意义和广泛的应用价值。目前，故障估计与容错控制技术研究在航天器姿态控制系统中取得了丰硕的成果。但就目前热门的研究成果来说，仍存在以下两方面的问题：1、在故障估计研究方面，常见的各种本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法，其特征在于：包括如下步骤：/nS1：建立航天器多智能体的动力学模型；/nS2：根据步骤S1建立的动力学模型，建立航天器多智能体跟踪误差系统形式；/nS3：建立执行器故障的统一模型；/nS4：在故障发生的情况下，建立增广系统；/nS5：基于建立的增广系统模型，建立未知输入观测器和自适应率，获取实时故障估计信息；/nS6：根据实时故障估计信息，设计容错控制器；/nS7：通过容错控制器，当系统控制输入存在饱和的时候，获得到饱和值，设计航天器的姿态控制律。/n

【技术特征摘要】
1.具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法，其特征在于：包括如下步骤：
S1：建立航天器多智能体的动力学模型；
S2：根据步骤S1建立的动力学模型，建立航天器多智能体跟踪误差系统形式；
S3：建立执行器故障的统一模型；
S4：在故障发生的情况下，建立增广系统；
S5：基于建立的增广系统模型，建立未知输入观测器和自适应率，获取实时故障估计信息；
S6：根据实时故障估计信息，设计容错控制器；
S7：通过容错控制器，当系统控制输入存在饱和的时候，获得到饱和值，设计航天器的姿态控制律。


2.根据权利要求1所述的具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法，其特征在于：所述步骤S1中动力学模型具体为：









其中，表示是航天器主体框架Xi相对于地心惯性框架E的姿态的单位四元数表示，且满足ωi∈R3是航天器相对于惯性系的角速度；I表示单位矩阵；Ji∈R3×3是Xi中航天器的已知惯性矩阵；τi∈R3和τid∈R3分别表示有限的控制转矩和外部干扰。


3.根据权利要求1所述的具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法，其特征在于：所述步骤S2中航天器多智能体跟踪误差系统形式具体如下：









其中，和ωr∈R3表示参考航天器的单位四元素和角速度姿态；姿态跟踪误差表示航天器主题框架Xi相对于参考框架Y的方向误差；定义ωie∈R3表示航天器主题框架Xi相对于参考框架Y的角速度误差；定义和ωie＝ωi-Niωr；定义为旋转矩阵，且满足


4.根据权利要求1所述的具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法，其特征在于：所述步骤S3中执行器采用反作用轮，针对反作用轮的故障数学建模为：



其中τic表示控制器在i＝1,2,...,n的情况下生成的第i个反作用轮的期望转矩信号，0≤Emin(t)≤Ei(t)≤1表示第i个反作用轮的有效系数，是以加法形式进入航天器的不确定故障，τi表示施加在航天器上的实际控制动作。


5.根据权利要求1所述的具有执行器饱和的航天器多智能体姿态...

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