一种快速响应小卫星的自适应容错姿态控制方法及系统技术方案

本发明专利技术公开一种快速响应小卫星的自适应容错姿态控制方法及系统，所述姿态控制方法包括以下步骤：S1、计算卫星的姿态误差四元数和姿态误差角速度；S2、选取线性滑模切换面；S3、建立执行器的故障数学模型，并构建卫星的姿态动力学模型；S4、针对卫星的姿态动力学模型，并结合卫星滑模切换面，配置自适应律；S5、根据自适应律配置控制器，并由此计算得到执行器的指令控制力矩；S6、将执行器的指令控制力矩输入给执行器，由执行器产生实际输出力矩进而对卫星姿态进行控制。本发明专利技术所设计的控制方法可行、有效，能够解决执行器发生部分失效、完全失效和卡死故障情况下快速响应小卫星的姿态控制问题，具有较好的动态和稳态性能。

【技术实现步骤摘要】
一种快速响应小卫星的自适应容错姿态控制方法及系统
本专利技术属于卫星姿态控制
，具体涉及一种快速响应小卫星的自适应容错姿态控制方法及系统。
技术介绍
一类执行快速响应任务的小卫星，简称快速响应小卫星或快响小卫星，由于其具有快速研制和发射能力、快速反应和响应能力、快速部署和重建能力以及快速应用和服务能力，能在包括太空侦察和监视、空间通信与导航、气象与海洋环境监测以及空间攻防对抗等在内的多种领域提供快速、高效的技术支持，是目前人们关注的焦点。尽管快速响应小卫星具有设计研制周期短、太空部署快、发射方式灵活等优点，但其还具有体积重量相对较小、运行轨道相对较低以及成本相对较低等特点。一方面，快速响应小卫星一般运行在距离地面1000公里～5000公里的低地球轨道，所受到的环境干扰力矩相对较大；另一方面，为了进一步降低研制成本，快速响应小卫星的设计中倾向于采用低等级商业器件替代高等级的航天器件。由于卫星在轨运行时，环境中的原子氧成分极易对卫星表面材料进行氧化、剥蚀，导致表面材料受到损坏，进而使卫星某些部件，如姿态控制执行器等，极容易发生故障。此外，加之快速响应小卫星研制成本原因这一重要因素，使得快速响应小卫星姿态控制部件或机构发生故障的可能性增大，从而导致其姿态控制系统的可靠性和安全性大幅度降低。因此，急需开展快速响应小卫星在执行器发生故障情况下的姿态容错控制问题研究，发展相应的控制技术。近年来，上述问题引起相关学者的广泛关注。文献“于彦波,胡庆雷,董宏洋,等.执行器故障与饱和受限的航天器滑模容错控制[J].哈尔滨工业大学学报,2016,48(4):20-25”针对卫星姿态控制过程中存在执行器部分失效、控制受限和环境干扰等问题，提出了一种卫星积分滑模容错控制方法，该方法能有效地保证执行器发生部分失效时卫星姿态控制系统的稳定性；文献“马广富,于彦波,李波,等.基于积分滑模的航天器有限时间姿态容错控制[J].控制理论与应用,2017,34(8):1028-1034”针对存在执行器部分失效和环境干扰的刚体卫星姿态稳定系统，结合积分滑模控制、自适应算法和有限时间控制方法提出了一种新型卫星姿态容错控制方案；文献“高直,王媛媛,邵星.航天器有限时间自适应姿态跟踪容错控制[J].航空工程进展,2019,10(1):73-79”以非刚体卫星为研究对象，给出了存在部分执行器完全失效故障、执行器部分失效(老化)故障、时变惯量、外部干扰等影响下的卫星有限时间自适应姿态跟踪容错控制方法。但是，上述现有文献资料中公开的姿态容错控制方法所针对的控制对象都是传统高度的卫星，对于处于低轨道运行、且空间飞行环境相对恶劣、所受环境干扰力矩相对较大的快速响应小卫星并不适用；此外，现有技术中所设计的姿态控制器在执行器发生多种故障情况下的稳定性相对欠缺，对外部干扰的鲁棒性不是很强，不能很好地完成快速响应小卫星姿态跟踪控制任务。
技术实现思路
为了解决快速响应小卫星在执行器发生故障下的容错姿态控制问题，本专利技术提出了一种快速响应小卫星的自适应容错姿态控制方法及系统。本专利技术所述的一种快速响应小卫星的自适应容错姿态控制方法，包括以下步骤：S1、根据卫星的实际姿态四元数qb和实际姿态角速度wb，以及期望姿态四元数qt和期望姿态角速度wt，计算姿态误差四元数qe和姿态误差角速度we；S2、根据卫星的所述姿态误差四元数qe和姿态误差角速度we，选取线性滑模切换面s；S3、建立执行器的故障数学模型，并根据所述故障数学模型构建卫星的姿态动力学模型；S4、根据卫星的所述姿态动力学模型，并结合选取的所述线性滑模切换面s，配置自适应律；S5、根据所述自适应律配置控制器，并计算得到执行器的指令控制力矩；S6、将执行器的所述指令控制力矩输入给执行器，由执行器产生实际输出力矩进而对卫星姿态进行控制。进一步的，步骤S1中所述姿态误差四元素qe的计算公式为：qe＝qb·qt，其中，qb为卫星的实际姿态四元数，qt为卫星的期望姿态四元数；所述姿态误差角速度we的计算公式为：we＝wb-A(qe)wt，其中，wb为卫星的实际姿态角速度，wt为卫星的期望姿态角速度；A(qe)为期望坐标系到本体坐标系的转换矩阵，由姿态误差四元素qe决定，满足关系式其中qe0为姿态误差四元数qe的标量，qev为姿态误差四元数qe的矢量；I3表示三阶单位矩阵；上标T表示矩阵的转置；(·)×表示斜对称矩阵算子，对任意向量x＝[x1x2x3]T，有：可选的，步骤S2中选取的所述线性滑模切换面s的表达式为：s＝λqev+we，其中，λ为正常数；qev为姿态误差四元数qe的矢量；we为姿态误差角速度。可选的，步骤S3中建立的执行器的所述故障数学模型为：其中，τi是第i个执行器的实际输出力矩；Ti是第i个执行器的指令控制力矩；σi代表执行器部分或者全部失效的程度，0≤σi≤1；是第i个执行器漂移故障值；卫星的所述姿态动力学模型为：其中，J为卫星的转动惯量矩阵；是姿态误差角速度we的导数；τ为执行器的实际输出力矩矢量；D为执行器分布矩阵；F为系统总干扰力矩，它的表达式为其中Td为外部干扰力矩，qe为姿态误差四元素，wt是卫星的期望姿态角速度，we是姿态误差角速度，是期望姿态角速度wt的导数；A(qe)为期望坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵，由姿态误差四元素qe决定，且满足关系式其中qe0为姿态误差四元数qe的标量，qev为姿态误差四元数qe的矢量；I3表示三阶单位矩阵；上标T表示矩阵的转置；(·)×表示斜对称矩阵算子，对任意向量x＝[x1x2x3]T，有：可选的，步骤S4中配置的所述自适应律的函数表达式为：式中，为自适应律系数；γ1、γ2为正常数；s为线性滑模切换面；常数矩阵常数矩阵α为自定义矢量，且其中系数k＞0，为姿态误差四元数的矢量qev的导数，λ为正常数，J为卫星的转动惯量矩阵，F为系统总干扰力矩；X表示线性算子，对于任意向量ζ＝[ζ1ζ2ζ3]T，有：可选的，步骤S5中配置的所述控制器的表达式为：式中，T1和T2分别为第1组和第2组执行器的指令控制力矩向量；为自适应律系数，其初值均设为[000]T；α为自定义矢量，且其中系数k＞0，为姿态误差四元数的矢量qev的导数，λ为正常数，J为卫星的转动惯量矩阵，F为系统总干扰力矩；X表示线性算子。此外，本专利技术还提供一种快速响应小卫星的自适应容错姿态控制系统，包括相互连接的微处理器和存储器，所述微处理器被编程或配置以执行所述的快速响应小卫星的自适应容错姿态控制方法的步骤，或者所述存储器中存储有被编程或配置以执行所述的快速响应小卫星的自适应容错姿态控制方法的计算机程序。此外，本专利技术还提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质中存储有本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种快速响应小卫星的自适应容错姿态控制方法，其特征在于，包括以下步骤：/nS1、根据卫星的实际姿态四元数q

【技术特征摘要】
1.一种快速响应小卫星的自适应容错姿态控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、根据卫星的实际姿态四元数qb和实际姿态角速度wb，以及期望姿态四元数qt和期望姿态角速度wt，计算姿态误差四元数qe和姿态误差角速度we；
S2、根据卫星的所述姿态误差四元数qe和姿态误差角速度we，选取线性滑模切换面s；
S3、建立执行器的故障数学模型，并根据所述故障数学模型构建卫星的姿态动力学模型；
S4、根据卫星的所述姿态动力学模型，并结合选取的所述线性滑模切换面s，配置自适应律；
S5、根据所述自适应律配置控制器，并计算得到执行器的指令控制力矩；
S6、将执行器的所述指令控制力矩输入给执行器，由执行器产生实际输出力矩进而对卫星姿态进行控制。


2.根据权利要求1所述的快速响应小卫星的自适应容错姿态控制方法，其特征在于，步骤S1中所述姿态误差四元素qe的计算公式为：
qe＝qb·qt，
其中，qb为卫星的实际姿态四元数，qt为卫星的期望姿态四元数；
所述姿态误差角速度we的计算公式为：
we＝wb-A(qe)wt，
其中，wb为卫星的实际姿态角速度，wt为卫星的期望姿态角速度；A(qe)为期望坐标系到本体坐标系的转换矩阵，由姿态误差四元素qe决定，满足关系式其中qe0为姿态误差四元数qe的标量，qev为姿态误差四元数qe的矢量；I3表示三阶单位矩阵；上标T表示矩阵的转置；(·)×表示斜对称矩阵算子，对任意向量x＝[x1x2x3]T，有：





3.根据权利要求1所述的快速响应小卫星的自适应容错姿态控制方法，其特征在于，步骤S2中选取的所述线性滑模切换面s的表达式为：
s＝λqev+we，
其中，λ为正常数；qev为姿态误差四元数qe的矢量；we为姿态误差角速度。


4.根据权利要求1所述的快速响应小卫星的自适应容错姿态控制方法，其特征在于，步骤S3中建立的执行器的所述故障数学模型为：



其中，τi是第i个执行器的实际输出力矩；Ti是第i个执行器的指令控制力矩；σi代表执行器部分或者全部失效的程度，0≤σi≤1；是第i个执行器漂移故障值；
卫星的所述姿态动力学模型为：



其中，J为卫星的转动惯量矩阵；是姿态误差角速度we的导...

【专利技术属性】
技术研发人员：范才智，虞绍听，张斌斌，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：湖南;43