[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

摘要

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。

主权项

1.一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，其特征在于，包括如下步骤：(1)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；(2)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；(3)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，实现对执行器故障、外部扰动以及时变转动惯量特性的鲁棒性；所述步骤(1)中不考虑执行器故障，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如下：ωe＝ω‑C(qe)ωr其中，ω＝[ω1,ω2,ω3]T为航天器在本体坐标系下相对于惯性坐标系的姿态角速度，ω1,ω2,ω3分别为在本体坐标系的x轴、y轴和z轴上的角速度分量；ωr＝[ωr1,ωr2,ωr3]T为航天器本体坐标系相对于惯性坐标系的期望角速度；ωe＝[ωe1,ωe2,ωe3]T为航天器期望角速度与本体角速度的差；qe＝[qe0,qev]T＝[qe0,qe1,qe2,qe3]T为航天器姿态跟踪误差，表达式为q_ev＝q_r0q_v‑q_rv×q_v‑q₀q_rv，且满足其中(·)×(·)表示向量叉乘，q＝[q₀,q_v]^T＝[q₀,q₁,q₂,q₃]^T为航天器的姿态单位四元数，其中为与绕欧拉轴旋转的角度有关的标量，α表示绕着欧拉轴转过的一个角度，q_v＝[q₁,q₂,q₃]^T为与欧拉轴方向有关的含有三个元素的列向量，e_x,e_y,e_z代表欧拉轴三个方向上的旋转轴，且满足q₀²+q_v^Tq_v＝1，q_r＝[q_r0,q_rv]^T＝[q_r0,q_r1,q_r2,q_r3]^T为期望的单位四元数，且也满足J为航天器的转动惯量矩阵，且是3×3的正定对称矩阵；u＝[u₁,u₂,u₃]^T为航天器执行机构输出的控制力矩；d为航天器所受实际环境扰动力矩，虽然其值未知但是有界，可以表示为||d||≤d_m，d_m定义为外部扰动的上界值，是一个正的常数；S(ω_e)为斜对称矩阵，其形式为为运动学方程中与姿态四元数有关的矩阵，其中I为3×3的单位矩阵，C(q_e)∈R^3×3为航天器期望姿态到航天器实际姿态的转换矩阵，其表达式为：C(q_e)＝C(q)(C(q_r))^T，其中记