[发明专利]一种基于互联系统方法的挠性航天器容错控制方法

权利要求书

1.一种基于互联系统方法的挠性航天器容错控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1，根据挠性航天器的动力学模型，建立故障情况下挠性航天器的动力学模型；

步骤2，基于步骤1确定的故障情况下挠性航天器的动力学模型，分别选取挠体部分和刚体部分的状态量，建立每个部分单独的故障模型；

步骤3，基于步骤2挠体和刚体部分的故障模型，分别设计每个部分的基于分布式方法的观测器和容错控制器，使得每个部分的观测误差和状态量均达到输入到状态稳定，再根据小增益原理，确定挠性航天器系统稳定时各部分之间需满足的条件。

2.根据权利要求1所述基于互联系统方法的挠性航天器容错控制方法，其特征在于，步骤1所述故障情况下挠性航天器的动力学模型为：

其中，J为航天器总体的转动惯量，ω＝[ω₁ ω₂ ω₃]^T为惯性角速度，为航天器绕惯性主轴的角加速度，ω^×为惯性角速度三维向量的反对称叉乘矩阵，u_r＝[u_r1,u_r2,u_r3]为推进器产生的控制扭矩，η表示挠性附件相对于刚体主体的模态坐标向量，δ为挠性和刚性动力学之间的耦合矩阵，C＝diag{2ξ₁Λ₁,…,2ξ_NΛ_N}、分别为航天器的阻尼矩阵、刚度矩阵，其中，ξ_i、Λ_i分别为自然频率、阻尼系数，i＝1,…,N，N为挠性附件的数量，u_p＝[u_p1,…,u_pN]表示通过耦合矩阵影响每个挠性附件的压电输出，δ₂＝diag{δ₂₁,…,δ_2N}表示压电输出与挠性附件之间的耦合矩阵，f₁表示刚体部分上出现的故障信号，d₀为表示刚体部分的扰动，|d₀|D₀，D₀为常数，∈₁表示扰动d₀的分布矩阵，f₂表示挠体部分上出现的故障信号，d₁为表示挠体部分的扰动，|d₁|D₁，D₁为常数，∈₂表示扰动d₁的分布矩阵。