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
【技术领域】
[0001] 本发明属于卫星姿态控制技术领域，特别是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。
【背景技术】
[0002] 航天技术是现代科学技术发展最快的尖端技术之一，其中，现代卫星技术的发展 对促进人类文明和社会进步有着十分重要和积极的作用。作为现代卫星最重要的组成部 分，姿态控制系统对其性能和安全可靠性起着决定性的作用。卫星是一个复杂的结构系统， 且长时间工作在真空、失重、高低温和强福射环境下，传感器、执行机构W及系统的元器件 都不可避免地会发生故障，轻微故障会使得系统的稳定性受到破坏，控制性能显著下降，严 重故障则可能导致卫星完全失效，造成巨大的经济损失。因此，而如何改善控制性能、提高 可靠性已经成为卫星姿态控制系统设计中不得不考虑的问题之一。未来先进卫星的控制系 统必须具备自主决策和自适应容错能力，因此应针对卫星姿态控制系统进行可靠性控制进 行研究与技术开发。
[0003] 对于卫星姿态控制系统中执行器驱动符号不确定性问题，专著"Space System Failures:Disasters and Rescues of Satellites, Rockets and Space Probes"（出片反 社；New York: Springer-Praxi ;出版日期；2006 ;作者；D.M.Harland,R.D. Lorenz)中指出 TIMED 卫星（Thermosphere Ionosphere and Mesosphere Energetics and Dynamics，于 2011年12月7日在范登堡发射）和An化B1卫星（于1978年12月5日在加拿大发射） 发生过执行器驱动符号反转的问题。产生执行器驱动符号反转的原因有很多，比如执行器 电压极性接反、或由于计算机故障引起的控制器产生符号相反的控制信号或者是卫星工作 环境磁场极性发生反转等。因此，如何补偿卫星姿态控制系统中执行器驱动符号不确定性， 改善其控制性能是卫星设计过程中不得不考虑的问题之一。
[0004] 目前，用于检测和辨识卫星执行器驱动符号反转主要有：一是对执行器进行详尽 的地面测试，但该方法的检测和辨识准确性较低；（2)二是在轨发送开环控制指令，对比实 际响应和期望响应，判断驱动信号极性反转的执行器，但是该方法需要大量耗时耗力的地 面干预。
[0005] 第S种用于补偿卫星执行器驱动符号不确定性的控制方法是基于Nussbaum增益 的方法。如美国专利 US 8082047B1 "Adaptive control method that compensates for sign error in actuator response"，W及论文"Spacecraft control with uncertain control gain"(M. Sharma, Proceedings of the AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference, Toronto, Ontario Canada, AIAA 2010 - 7893, 2010)。上述方法在设计控制器 时，均是利用了与系统跟踪误差有关的正弦或余弦信号，使得控制信号持续跳变，从而导致 系统响应较差。
【发明内容】
[0006] 本发明所要解决的技术问题是：针对基于Nussbaum增益的控制方法存在的控制 信号持续跳变和瞬态响应差的缺陷，提供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，使系统姿态角速度渐近跟踪期望信号。
[0007] 为了解决上述技术问题，本发明采用W下技术方案：
[0008] -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：
[001引其中；"X、是卫星空间转动角速度在主惯量轴上的分量；毎、却.、吗是 ?,、勺导数是未知的主惯量轴的转动惯量参数；U,、Uy、U,是由执行器产 生的控制力矩，
[0013] 其特征在于，包括如下步骤：
[0014] 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；
[0015] 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W及状态估计误差信号集合；
[0016] 步骤S、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W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；
[0017] 步骤四、利用步骤二所获得的系统动力学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=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。
[0018] 在所述步骤一中，所述的根据执行器工作状况，所组成的执行器驱动符号模式集 合为：
[0019]
[0020]
[0021]
[00过其中；Vx、V V为控制器产生的控制信号；
[0023] 参照所述组成的驱动符号模式集合，当存在执行器驱动符号不确定性时，卫星姿 态控制系统动力学方程为：
[0024]
[0028] 在所述步骤二中，所述的针对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，所组成的自适应估计器集合为：
[003引其中：為W、乂乂是针对U)￡二Vy设计的估计器广生的Wy、J"、Jyp的 估计信号；毎阳、乂,.口|、乂P(2i是针对Ux=-VX设计的估计器产生的WX、Jxv、Jxp的 估计信号；句仙、山、山是针对Uy=Vy设计的估计器产生的《y、Jyv、JJ勺估 计信号；A",、?^。，口|是针对Uy=-Vy设计的估计器产生的《y、Jyv、Jyp的估计 信号；毎WJ:W,、是针对Uz=Vz设计的估计器产生的《z、Jzv、Jzp的估计信 号；毎p,、是针对Uz= -Vz设计的估计器产生的《z、Jzv、Jzp的估计信号； 毎(1|、毎阳、冷(1)、口)、&z(l)、今(2)是毎(1)、间、*%(1)、冷(2)、晏(1)、今口)的导数； z.nii=巧:―命…、Z,口,毎(:,、2、,,。=巧'-却",、Z，,…二份f式,切、与。=吗_?…、 Z_-(2i=吗-毎<2|是状态估计误差f目号；^ye、^ye、^ye是任意正实数。
[0033] 在所述步骤=中，所述的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，所组成的自适应控制器集合如下：
[0037] 其中；Vx山是针对Ux=VX设计的控制信号；Vx(2)是针对Ux=-VX设计 的控制信号；VyW是针对Uy=Vy设计的控制信号；V是针对Uy=-Vy设计 的控制信号；是针对U,=V诚计的控制信号；V是针对U,= -V诚计 的控制信号；Wh、《dy、是期望的参考转动角速度信号在主惯量轴上的分 重；為&、馬I、為fe为。化、"dy、"dz的导数；马:(1)=毎(1)-巧it、马:巧=&?:闽-巧it、会仙二今、II -份啤、今仲=咬阳一巧/V、奪…=冷:(1)-巧L-、也(21=冷间一份啤是状态估计信号与 期望跟踪信号之间的误差；k,、ky、k,为任意正实数；
[0038] 在所述步骤四中，所述的设计自适应控制器之间的控制切换机制包括W下具体实 施步骤：
[0039] (1)所述的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 为：
[0042]
[00