[发明专利]卫星姿态控制系统执行器驱动符号不确定性的自适应补偿方法

摘要

本发明公开了一种卫星姿态控制系统执行器驱动符号不确定性的自适应补偿方法，属于航空航天领域，包括以下步骤(1)对执行器驱动符号不确定性进行建模，组成执行器驱动符号模式集合；(2)对所建立的执行器驱动符号模式集合中的不同驱动符号模式分别设计不同的自适应估计器，组成自适应估计器集合；(3)利用自适应估计器集合的输出，设计自适应控制器集合；(4)利用自适应估计器集合的输出，设计自适应控制器之间的控制切换机制，从自适应控制器集合中选择合适的自适应控制器产生控制信号来驱动执行器。该自适应补偿方法能够有效保障卫星姿态控制系统在执行器驱动符号不确定时的控制精度，并使系统获得满意的工作品质。

主权项

一种卫星姿态控制系统执行器驱动符号不确定性的自适应补偿方法，所述的卫星姿态控制系统的动力学方程为：Jxω·x=(Jy-Jz)ωyωz+ux]]>Jyω·y=(Jz-Jx)ωzωx+uy]]>Jzω·z=(Jx-Jy)ωxωy+uz]]>其中：ωx、ωy、ωz是卫星空间转动角速度在主惯量轴上的分量；是ωx、ωy、ωz的导数；Jx、Jy、Jz是未知的主惯量轴的转动惯量参数；ux、uy、uz是由执行器产生的控制力矩，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、依据卫星姿态控制系统执行器工作状况，对其驱动符号不确定性进行建模，组成执行器驱动符号模式集合；步骤二、基于所述的步骤一所建立的执行器驱动符号模式集合中的不同驱动符号模式分别设计不同的自适应估计器，组成自适应估计器集合，用于产生系统动力学的状态估计信号集合、参数估计信号集合以及状态估计误差信号集合；步骤三、利用所述的步骤二所产生的系统动力学的状态估计信号集合、参数估计信号集合以及状态估计误差信号集合，对执行器的不同驱动符号模式分别设计各自的自适应控制器，组成自适应控制器集合；步骤四、利用步骤二所获得的系统动力学的状态估计误差信号集合，设计自适应控制器之间的控制切换机制，包括：对执行器不同驱动符号模式计算各自的性能指标，组成性能指标集合；并实时辩识最小的性能指标，用于产生控制切换信号；从所述步骤三设计的自适应控制器集合中选择对应的自适应控制器产生控制信号来驱动执行器。