专利名称：一种基于线性扩张状态观测器的柔性航天器容错姿态控制方法
技术领域：
本发明涉及一种基于线性扩张状态观测器的柔性航天器容错姿态控制方法，它是一种应用于柔性航天器的基于线性扩张状态观测器的鲁棒容错姿态控制方法。属于航天器姿态控制技术领域。
背景技术：
精度和可靠性是航天器姿态控制的重要问题。但现实环境中航天器的多柔性、强非线性、未建模动态特性、动力学参数不确定性、内部扰动和外部扰动等使姿态控制系统很难达到理想的性能。另外，在姿态控制系统设计时也要考虑到执行机构、敏感器和其它系统部件的故障。因为，当航天器在轨工作时间长之后，一些执行机构、敏感器及其它系统部件可能发生故障，这将导致控制性能下降、控制系统失稳、甚至灾难事故。为此，有必要设计一种对这些潜在故障有容错能力且又具有期望的控制性能和稳定性的姿态控制系统。这样的控制系统称为容错控制系统(Fault Tolerant Control System, FTCS)。在过去的三十年中，由于对航天器可靠性及安全性要求的提高，促进了对FTCS的研究。但如果对上述实际因素同时给予考虑，问题将变的更加棘手。简单地说，FTCS可以分为两类主动容错控制系统(Active Fault TolerantControl System,AFTCS)和被动容错控制系统(Passive Fault Tolerant Control System,PFTCSXAFTCS通过利用故障检测与诊断(Fault Detection And Diagnosis,FDD)系统的实时信息来重构控制器处理系统部件故障。作为AFTCS的一个子系统，FDD必须对故障、未建模动态特性、动力学参数不确定性和其它扰动有很高的敏感度。更重要的是FDD应设计为AFTCS的一个内在组成部分，以满足控制器重构的需要，而非仅仅作为故障检测与诊断的工具。有很多学者对用反作用轮作为执行机构的航天器姿态控制系统的FDD进行了研究，但大都不能同时满足上述目标。作为AFTCS的另一个重要组成部分，大部分对控制器重构的研究都是假设FDD能提供实时与正确的故障信息。这样，如果FDD提供的信息出现错误或延时太久，不仅可能导致控制性能下降，更可能使整个系统不稳定。此外，在设计AFTCS时其它一些关键问题也需要予以考虑，包括故障发生时刻与重构控制器开始工作之间的时间间隔、由于控制器切换造成的姿态抖动、对非线性的适应性、计算复杂度、应用的可行性、操作的实时在线性等。相比于AFTCS，PFTCS应用鲁棒控制技术确保在执行机构或敏感器发生故障时闭环系统仍稳定，而无需故障检测与诊断机制。因此，不会出现故障发生后控制作用延时、控制器瞬时切换等问题，此外计算量也相对较低。基于这些优点，PFTCS成为航天器容错控制研究中的一个热门领域。然而，现有国内外研究现状中，能够在同时考虑航天器柔性振动、未建模动态特性、动力学参数不确定性、内外扰动等因素下得到的PFTCS研究成果比较少见。线性扩张状态观测器(Linear Extended State Observer,LES0)是基于一种新的强鲁棒性的状态观测器，它不仅可以估计系统的状态，而且还可以估计系统的广义扰动，包括弹性振动、动力学参数不确定性、内部扰动、外部扰动和执行机构的故障。扩张状态观测器(Extended State Observer,ESO)是在自抗扰控制的背景下于1995年首次提出的,它已在许多挑战性的工程问题中得到成功的应用。然而，ESO结构复杂，它的实现需要调整较多参数，既困难又费时。此外，高阶ESO的稳定性证明或估计误差分析也比较难于实现。有学者通过使用特定的参数化方法使需调整的参数数目减少至1，从而简化ESO为LES0。相比于ESO，LESO更简单，更实用。
发明内容
为了使航天器在存在柔性振动、动力学参数不确定性、内外扰动，同时作为执行机构的反作用飞轮发生故障的情况下，仍能实现高精度的姿态控制。本发明提出了一种基于线性扩张状态观测器的柔性航天器容错姿态控制方法，它主要应用于使用反作用飞轮作为执行机构的柔性航天器中。旨在为国内现今的和将来的柔性航天器姿态控制任务提供技术支持。本发明方法的具体实现步骤如下步骤一重写航天器的动力学模型，以得到一种更适合LESO设计的形式当采用欧拉角描述航天器姿态时，航天器的运动学方程可以写为
权利要求
1.一种基于线性扩张状态观测器的柔性航天器容错姿态控制方法，其特征在于该方法具体步骤如下 步骤一重写航天器的动力学模型，以得到一种更适合LESO设计的形式 当采用欧拉角描述航天器姿态时，航天器的运动学方程写为
全文摘要
一种基于线性扩张状态观测器的柔性航天器容错姿态控制方法，它有三大步骤首先通过重写航天器的动力学模型，以得到一种适合线性扩张状态观测器设计的形式；然后设计一个线性扩张状态观测器，利用指令控制力矩和欧拉角测量信息估计系统状态和广义扰动；最后利用线性扩张状态观测器估计出来的状态和广义扰动设计一个高效的鲁棒容错控制律。本方案的估计误差与控制误差均有界，且当观测器和控制器的带宽分别增加时，相应误差上界单调递减；使航天器在存在柔性振动、动力学参数不确定性、内外扰动，同时作为执行机构的反作用飞轮发生故障的情况下，仍能实现高精度的姿态控制。
文档编号G05B13/00GK103019091SQ201210559209
公开日2013年4月3日 申请日期2012年12月20日 优先权日2012年12月20日
发明者金磊, 徐世杰, 刘宝玉 申请人:北京航空航天大学