[发明专利]充液航天器的固定时间终端滑模鲁棒容错控制方法及装置

说明书

本发明实施例公开了充液航天器的固定时间终端滑模鲁棒容错控制方法及装置。该方法包括：基于液体晃动的粘性球摆模型，构建充液航天器的耦合动力学模型；基于固定时间控制策略和自适应控制算法，为耦合动力学模型设计鲁棒自适应容错控制策略。本发明提供的方案能够克服终端滑模控制方案中存在的奇异性问题，同时保证充液航天器的状态快速收敛到固定时间滑模面。

技术领域

本发明涉及航天器研究领域，尤其涉及充液航天器的固定时间终端滑模鲁棒容错控制方法及装置。

背景技术

现代航天器携带液体燃料推进剂的质量占航天器总质量的比重不断增大，由于储液腔体的几何形状及航天器外部环境的复杂性，液体燃料所产生的晃动力及晃动力矩对整体系统动力学具有显著影响，由此产生液体晃动动力学和姿态控制已成为航天工业领域的重要问题之一。在对充液航天器进行控制系统设计及稳定性分析时，通常将等效力学模型纳入到耦合系统建模的过程中，常见的等效模型有球摆模型和弹簧质量模型。

现代航天任务要求航天器系统实现各种高精度、快速的全局响应姿态机动指令。目前，大多数控制策略只考虑外部未知干扰和参数不确定的影响，并且假设航天器系统部件不会发生故障或失效，但实际工作环境通常复杂恶劣，长时间的工作负荷容易造成执行机构和传感器的老化，由此导致的执行器故障也是实际控制系统中不可避免的问题，如果所设计的姿态控制器不具备任何容错能力，严重的性能退化和系统不稳定极有可能导致航天任务的失败。因此，航天器姿态容错控制研究受到学者们的广泛关注。

另外，在航天器闭环系统中除了考虑执行器故障之外，还应重视执行器的输入饱和问题，执行器输入饱和会导致指令输入信号和实际控制力矩之间产生严重的差异。当执行器达到输入极限时，任何期望的控制输入信号都会致使执行器迅速饱和，从而降低系统的动态性能，导致闭环系统的不稳定。因此，研究控制系统中存在输入饱和的问题既具有理论意义，又具有实际意义。

现有的控制器能够保证航天器系统的渐近稳定性或有限时间稳定性。与渐进稳定控制器相比，有限时间控制可将系统状态在有限时间内稳定到平衡位置。除了更快的收敛速度外，有限时间控制下的闭环系统通常表现出更高的控制精度，更好的抗干扰性能。虽然在有限时间控制的作用下，系统状态的稳定时间可以精确地被估计，但是其稳定时间的上限取决于系统初始状态，这意味着当系统初始状态未知时，很难获取精确估计的收敛时间上限。相比于有限时间控制策略，固定时间控制的稳定时间上限不依赖于系统初始状态，而是仅依赖于控制参数，同时还能保留有限时间良好的控制性能，这使得许多学者对固定时间控制产生了巨大的兴趣。

然而，目前还没有完善的执行器故障和输入饱和的充液航天器大角度姿态机动固定时间容错控制方法。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明实施例期望提供一种充液航天器的固定时间终端滑模鲁棒容错控制方法及装置，能够克服终端滑模控制方案中存在的奇异性问题，同时保证充液航天器的状态快速收敛到固定时间滑模面。

本发明的技术方案是这样实现的：

第一方面，本发明实施例提供一种充液航天器的固定时间终端滑模鲁棒容错控制方法，包括：

基于液体晃动的粘性球摆模型，构建充液航天器的耦合动力学模型；

基于固定时间控制策略和自适应控制算法，为耦合动力学模型设计鲁棒自适应容错控制策略。

可选的，耦合动力学模型包括充液航天器的系统动力学方程、充液航天器的执行器故障模型和充液航天器的姿态动力学方程。

可选的，构建充液航天器的系统动力学方程，包括：

确定充液航天器的拉格朗日函数L；

根据充液航天器的拉格朗日函数L、准坐标下的拉格朗日公式和广义坐标下的拉格朗日公式，确定充液航天器的系统动力学方程