[发明专利]一种考虑时变的转动惯量的航天器姿态跟踪自适应容错控制方法

说明书

一种考虑时变的转动惯量的航天器姿态跟踪自适应容错控制方法，包括建立不考虑执行器故障，但含有外部扰动以及时变转动惯量的航天器姿态跟踪动力学模型，以及建立时变的转动惯量模型；基于航天器姿态跟踪动力学模型，设计标称控制器以及相应的自适应律，保证无故障时系统的稳定以及跟踪误差的收敛；在航天器姿态跟踪动力学模型中加入执行器故障，基于标称控制器设计辅助控制器，解决了航天器在轨工作时执行器发生故障且存在时变转动惯量及受到外部扰动力矩影响的问题，保证了系统的容错能力和鲁棒性。

技术领域

本发明涉及航天器控制技术领域，具体涉及一种考虑时变的转动惯量的航天器姿态跟踪自适应容错控制方法。

背景技术

航天事业的大力发展对国民经济、社会发展等方面起到了不可忽视的作用，越来越受到国家及社会各界的广泛重视，2017年上半年，“天舟一号”货运飞船顺利发射并成功完成与天宫二号的首次推进剂在轨补加试验，我国首颗高轨道高通量通信卫星“实践十三号”顺利发射升空，2017年下半年预计发射2组“北斗三号”全球组网卫星，计划发射“嫦娥五号”月球探测器，以及多载荷、高精度地震监测试验卫星“张衡一号”。为了进行轨道维持、自身姿态调整等目的，这些人造卫星都会携带一定量的燃料，而卫星自身携带燃料的消耗会造成转动惯量的变化以及卫星质心的变化，质心的变化又会引起转动惯量的进一步变化。例如2017年发射的“中星9A”广播电视直播卫星，由于火箭工作异常未达到预定轨道，后卫星通过轨道调整成功到达预定轨道，这一过程会消耗大量燃料，会引起卫星质心以及转动惯量的变化，影响卫星控制系统的精度，因此控制器设计过程中将由于燃料消耗而引起的时变的转动惯量考虑在内可有效提高控制精度。此外，航天器姿态控制系统是航天器最为关键的分系统之一，具有一定的容错能力和鲁棒性能十分重要。航天器在轨运行过程中，恶劣的航天环境、航天器执行机构长期暴露在失重、低温、强辐射的环境中，加上自身部件的老化磨损致使执行机构出现故障，这可能会在很短时间内导致航天器翻滚、姿态丢失，甚至导致航天器完全失控，从而造成航天任务完全失败，因此设计具有容错能力的控制器，使得航天器在轨运行中能应对多种可能发生的故障，可有效提高控制系统的可靠性。另外，航天器还会受到来自空间的各种扰动力矩的影响，因此，提高系统的鲁棒性也是卫星姿态控制系统的重要任务。

针对航天器姿态跟踪问题，专利CN201410668391.4首先定义模态振动状态从而将挠性卫星姿态动力学方程改写为状态空间表达式，然后采用滑模观测器观测得到模态振动位移和模态振动状态的实时信息，最后根据测量得到的卫星姿态四元数、姿态角速度信息与估计的模态量值对误差姿态跟踪模型采用滑模控制率进行跟踪控制，然而，此方法没有考虑到执行器故障的可能性，因此不具备容错能力；专利CN201510232385.9设计一个三轴力矩有效性故障因子观测器，然后基于观测器获得的有效性故障因子估计值设计一种自适应控制方法以实现在执行机构出现故障情况下的航天器机动控制，但是其中没有考虑执行器完全失效以及加性故障的情况，因此对可能故障类型的考虑不够完备；专利CN201210559209.2设计一个线性扩张状态观测器，并利用观测器估计出来的状态和广义扰动设计鲁棒容错控制律，但是在航天器动力学模型的建立过程中并未考虑转动惯量的时变特性；因此，现有的航天器姿态跟踪控制方法较少的具备容错能力，而现有的航天器容错控制方法较少将多种可能的故障类型同时考虑在内，并且忽略了转动惯量的时变特性。

发明内容

由于航天器姿态跟踪过程中会同时受到空间环境扰动力，燃料消耗也会造成的转动惯量的变化，以及可能出现执行器发生故障的问题，本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种考虑时变的转动惯量的航天器姿态跟踪自适应容错控制方法，主要应用于卫星在轨工作时发生执行器故障且受到来自空间的外部扰动力矩以及由于燃料消耗而产生的时变的转动惯量的姿态跟踪控制系统，解决了航天器在轨工作时执行器发生故障且存在时变转动惯量及受到外部扰动力矩影响的问题，保证了系统的容错能力和鲁棒性。

本发明提供了一种考虑时变的转动惯量的航天器姿态跟踪自适应容错控制方法，包括如下步骤：