[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

说明书

本发明公开了一种基于互联系统方法的挠性航天器容错控制方法，该方法通过建立了存在故障情况下的挠性航天器的姿态动力学模型，可将整个挠性航天器考虑成挠性部分和刚性部分耦合的一个互联系统，分别使用分布式和分散式方法设计各个子部分的容错控制方案，使得每个子部分都可达到输入到状态稳定的条件，再使用小增益原理确保整个系统的闭环稳定性。本发明不仅考虑刚体部分上存在的故障，对挠体部分的故障也进行了容错控制，同时使用互联系统方法对每一部分单独设计观测器和控制器，简化了观测器和控制器的结构，使其更在工程中容易实现。

技术领域

本发明涉及一种基于互联系统方法的挠性航天器容错控制方法，属于航天器容错控制技术领域。

背景技术

航天器作为一类大型的复杂结构系统，因其长期工作在真空、失重，高辐射的特殊环境中，其传感器、执行机构等系统元件都会不可避免的发生故障，同时又因为其所处环境的特殊性，其故障往往能造成巨大的损失，故障的修复也往往比其他系统更加复杂且难以完成。因此，航天器的容错控制，因其重要的工程及学术价值，已经引起了人们极大的兴趣，许多航天器姿态控制方法和技术相继被提出。相比传统的航天器，挠性航天器因其所携带的挠性部件，其往往能完成许多特殊的空间任务，同时，其对于每个部件的可靠性和精度的要求也相对更高。因此，挠性航天器的控制问题成为空间高科技研究领域的重要课题。

对于挠性航天器，其故障不仅会发生于刚体主体上，挠性部件上也会发生故障，且挠性部分的故障往往会影响其承担特殊任务的能力，甚至影响挠性航天器整体的正常运转。目前，对于挠性航天器容错方面的研究大多是针对刚体部分的故障，对于挠体部分的故障的研究，据我们目前所查阅到的情况，大多数的文献是针对整个挠性航天器系统设计容错控制方案，由于挠性航天器复杂的结构，相对应的观测器和控制器也非常复杂，在工业上实现的难度也较大。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：提供一种基于互联系统方法的挠性航天器容错控制方法，针对挠性航天器刚体和挠体部分的故障，分别设计各自部分的观测器和容错控制器，补偿故障对于整个挠性航天器系统的影响，保证系统在发生故障的情况下的性能。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：

一种基于互联系统方法的挠性航天器容错控制方法，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。

作为本发明的一种优选方案，步骤1所述故障情况下挠性航天器的动力学模型为：