考虑测量误差及综合故障的复杂航天器容错控制方法技术

本发明专利技术涉及航天器故障诊断与容错控制，为解决综合故障影响下的航天器有限时间姿态容错控制问题。本发明专利技术,考虑测量误差及综合故障的复杂航天器容错控制方法，首先，考虑执行器乘性故障、加性故障及姿态测量误差的综合影响，建立航天器姿态跟踪误差动力学模型，并划分为姿态角子系统及角速度子系统；其次，分别针对姿态角及角速度子系统，提出有限时间自适应多变量指令滤波反步容错控制策略，实现有限时间滤波误差补偿；引入中间变量进行控制器设计，并设计自适应律实现对故障上界的有限时间估计及补偿，解决综合故障影响；此外，针对两个子系统中的未知干扰，设计一个自适应律，方便参数调参。主要应用于航天器故障诊断与容错控制场合。制场合。制场合。

【技术实现步骤摘要】
考虑测量误差及综合故障的复杂航天器容错控制方法


[0001]本专利技术涉及航天器故障诊断与容错控制
，特别是一种面向综合故障影响下的复杂航天器容错控制领域。具体涉及考虑测量误差及综合故障的复杂航天器容错控制方法。

技术介绍

[0002]作为当今科学技术中发展最快的尖端技术之一，航天科技在军事领域中发挥着越来越重要的作用，如全球监视与打击、军用卫星通信服务、太空执行遂行侦察探测、摧毁军用卫星太空基地等。卫星完成组网后全天时运行，由于恶劣未知的空间环境及星上元器件的老化等原因，难以避免会发生故障，如果不及时对故障进行处理，有可能导致航天任务执行的滞后，且在战时状态，将会导致地面作战信息丢失，严重影响战场的进程。2005年美法合作发射的“托佩克斯/波塞冬”(TOPEX/Poseidon)海洋探测卫星由于星上用于保持轨道指向的俯仰反作用轮发生失效故障，导致该卫星寿命终结。美军曾指出天空和海洋是20世纪的战场，而太空将成为21世纪的战场，成为现代化战争的战略制高点。近年来，我国的航天事业取得了辉煌的成就。“神舟号”载人飞船、“嫦娥一号”工程、“北斗”导航系统，标志着我国已经在空间探测方面取得了较大的成绩。而随着航天任务复杂程度日益增加，对火箭、卫星等航天器的可靠性提出了更高的要求。因此，开展航天器故障诊断与容错控制技术研究，探讨相关方法在航天器故障诊断中的可行性，对保障航天器安全可靠的运行，减少地面工作人员的工作量及发射与运行成本，推进航天事业的健康发展具有十分重要的理论及现实意义。
[0003]然而，由于航天器运行环境复杂未知，且随着任务和星体结构的复杂性日益增加，模型不确定性等影响也越来越明显，在干扰及不确定影响下的航天器故障诊断与容错控制一直是航天领域研究的重点及难点问题。目前，基于观测器的故障诊断与容错控制方法应用最为广泛，通过建立残差序列，建立故障检测机制，以达到故障检测的目的。然而，基于现有理论方法进行卫星故障诊断与容错控制设计时，存在的不足主要体现在以下几个方面：(1)大部分研究学者主要单一的针对乘性或加性故障展开研究，而在实际工程中，这两种故障会同时发生，且针对综合故障影响下的航天器有限时间容错控制研究较少；(2)为解决干扰影响下的故障问题，现有手段主要利用复杂坐标变换将干扰及故障解耦，或利用未知输入成形器，这均需要较复杂的计算，难以满足星上计算资源有限的实际工程问题，且不能实现有限时间控制；(3)受复杂外界环境干扰影响及星敏本身的能力限制，难以实现对姿态及角速度的精确测量，总会存在一定的测量误差，会影响系统控制精度。因此，如何综合考虑测量误差、乘性及加性故障影响，有效处理干扰影响下的故障问题，实现航天器的有限时间容错控制是亟需解决的关键问题，对保障航天器的安全稳定飞行具有至关重要的理论意义及工程价值。
[0004]针对上述局限，在本专利技术研究中，综合考虑执行器乘性及加性综合故障对航天器安全飞行的影响，研究航天器容错控制策略，采用分环控制思想，将航天器系统划分为姿态
角子系统及角速度子系统，分别进行自适应控制器设计，通过自适应律设计实现对故障上界的有限时间估计及补偿，进行整体闭环系统的稳定性证明，保证航天器的有限时间姿态跟踪控制，并通过仿真验证所设计容错控制策略的有效性。

技术实现思路

[0005]为克服现有技术的不足，本专利技术旨在提出一种解决综合故障影响下的航天器有限时间姿态容错控制问题。一方面，由于航天器任务及本身的复杂化及其非线性等特性，使得其故障诊断的难度和复杂性显著增加。另一方面，卫星在轨运行时受到空间环境的各种摄动力作用以及高温、低温、电磁干扰、空间粒子辐射等多方面的外界干扰，更增加了卫星故障诊断的复杂性。传统的故障诊断较少综合考虑空间干扰力矩及综合故障的影响，且难以实现航天器有限时间容错控制。基于此，本专利技术提出考虑测量误差及综合故障的复杂航天器容错控制方法，首先，考虑执行器乘性故障、加性故障及姿态测量误差的综合影响，建立航天器姿态跟踪误差动力学模型，并划分为姿态角子系统及角速度子系统；其次，分别针对姿态角及角速度子系统，提出有限时间自适应多变量指令滤波反步容错控制策略，实现有限时间滤波误差补偿；引入中间变量进行控制器设计，并设计自适应律实现对故障上界的有限时间估计及补偿，解决综合故障影响；此外，针对两个子系统中的未知干扰，设计一个自适应律，方便参数调参。
[0006]采用MATLAB/Simulink仿真验证本专利技术的有效性。
[0007]具体步骤如下：
[0008]第一部分，航天器面向控制模型建立：分析航天器执行机构乘性及加性综合故障及测量误差的影响，基于航天器运动学及动力学模型，建立外界干扰及综合故障影响下的复杂航天器的非线性跟踪误差运动学及动力学模型；
[0009]第二部分，姿态角子系统控制器设计：针对姿态角子系统，设计新型的辅助信号，以补偿对虚拟角速度控制律滤波信号影响的有限时间补偿；基于辅助信号及姿态角期望指令，设计虚拟角速度控制律，以保证对姿态角期望指令的有限时间稳定跟踪控制；
[0010]第三部分，角速度子系统控制器设计：针对角速度子系统，为解决执行器乘性故障影响，引入中间变量进行控制器设计，加性故障则通过自适应律处理，通过对故障上界进行估计，同时有限时间处理乘性及加性故障影响，并设计自适应有限时间容错控制器，保证故障发生后航天器系统的有限时间容错控制。
[0011]详细步骤如下：
[0012]第一步，航天器面向控制模型建立，基于改进罗德里格参数(MRPs)描述的航天器运动学模型，考虑柔性振动、液体晃动影响下的航天器姿态运动学及动力学模型描述如下：
[0013][0014][0015][0016]其中，p＝[p
1 p
2 p3]T
为描述航天器姿态的MRPs矢量，G(p)∈R3×3，表示为
J为转动惯量，ω＝[ω
1 ω
2 ω3]T
为航天器角速度，d为未知外界干扰，u为控制力矩，χ∈R
N
,η∈R
M
分别为柔性振动模态及液体晃动模态，N,M为模态阶数。C
i
,K
i
(i＝f,l)分别为振动模态及晃动模态的柔性矩阵及刚度矩阵，且 C
f
＝diag(2ξ
j
Λ
j
,j＝1,2,
…
,N)，其中Λ
j
为第j阶柔性振动模态的自然频率，ξ
j
为第j阶阻尼系数。M
η
＝diag(m1,m1,
…
,m
M
,m
M
)为晃动液体燃料的质量矩阵， m
i
为第i阶液体晃动模态的晃动液体质量，δ
f
为刚柔耦合矩阵，δ
l
为刚液耦合矩阵，表示为：
[0017][0018]其中，b
i
为第i阶液体模态及质心之间的距离，对x
×
定义为：...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种考虑测量误差及综合故障的复杂航天器容错控制方法，其特征是，首先，考虑执行器乘性故障、加性故障及姿态测量误差的综合影响，建立航天器姿态跟踪误差动力学模型，并划分为姿态角子系统及角速度子系统；其次，分别针对姿态角及角速度子系统，提出有限时间自适应多变量指令滤波反步容错控制策略，实现有限时间滤波误差补偿；引入中间变量进行控制器设计，并设计自适应律实现对故障上界的有限时间估计及补偿，解决综合故障影响；此外，针对两个子系统中的未知干扰，设计一个自适应律，方便参数调参。2.如权利要求1所述的考虑测量误差及综合故障的复杂航天器容错控制方法，其特征是，具体步骤如下：第一部分，航天器面向控制模型建立：分析航天器执行机构乘性及加性综合故障及测量误差的影响，基于航天器运动学及动力学模型，建立外界干扰及综合故障影响下的复杂航天器的非线性跟踪误差运动学及动力学模型；第二部分，姿态角子系统控制器设计：针对姿态角子系统，设计新型的辅助信号，以补偿对虚拟角速度控制律滤波信号影响的有限时间补偿；基于辅助信号及姿态角期望指令，设计虚拟角速度控制律，以保证对姿态角期望指令的有限时间稳定跟踪控制；第三部分，角速度子系统控制器设计：针对角速度子系统，为解决执行器乘性故障影响，引入中间变量进行控制器设计，加性故障则通过自适应律处理，通过对故障上界进行估计，同时有限时间处理乘性及加性故障影响，并设计自适应有限时间容错控制器，保证故障发生后航天器系统的有限时间容错控制。3.如权利要求1所述的考虑测量误差及综合故障的复杂航天器容错控制方法，其特征是，详细步骤如下：第一步，航天器面向控制模型建立，基于改进罗德里格参数(MRPs)描述的航天器运动学模型，考虑柔性振动、液体晃动影响下的航天器姿态运动学及动力学模型描述如下：性振动、液体晃动影响下的航天器姿态运动学及动力学模型描述如下：性振动、液体晃动影响下的航天器姿态运动学及动力学模型描述如下：其中，p＝[p
1 p
2 p3]
T
为描述航天器姿态的MRPs矢量，G(p)∈R3×3，表示为J为转动惯量，ω＝[ω
1 ω
2 ω3]
T
为航天器角速度，d为未知外界干扰，u为控制力矩，χ∈R
N
,η∈R
M
分别为柔性振动模态及液体晃动模态，N,M为模态阶数。C
i
,K
i
(i＝f,l)分别为振动模态及晃动模态的柔性矩阵及刚度矩阵，且C
f
＝diag(2ξ
j
Λ
j
,j＝1,2,
…
,N)，其中Λ
j
为第j阶柔性振动模态的自然频率，ξ
j
为第j阶阻尼系数。M
η
＝diag(m1,m1,
…
,m
M
,m
M
)为晃动液体燃料的质量矩阵，m
i
为第i阶液体晃动模态的晃动液体质量，δ
f
为刚柔耦合矩阵，δ
l
为刚液耦合矩阵，表示为：
其中，b
i
为第i阶液体模态及质心之间的距离，对x
×
定义为：考虑外界未知环境影响及星敏感器、陀螺仪本身的测量能力限制带来的姿态角及角速度测量误差，表示为：其中，为姿态角及角速度的测量值，v1,v2分别为姿态角及角速度的测量误差。对式(5)求导，并代入式(1)可得：其中，其中，定义期望坐标系F
D
相对于地球惯性坐标系F
I
下的航天器期望姿态角为p
r
＝[p
r1 p
r2 p
r3
]
T
，期望角速度为ω
r
＝[ω
r1 ω
r2 ω
r3<...

【专利技术属性】
技术研发人员：张秀云，宗群，窦立谦，刘文静，
申请(专利权)人：天津大学，
类型：发明
国别省市：