基于故障特征模型的挠性充液卫星姿态自适应容错控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及自动控制技术领域，具体涉及一种基于故障特征模型的挠性充液卫星 姿态自适应容错控制方法。
【背景技术】
[0002] 随着航天技术的不断发展，卫星承担的任务越来越多，结构变得越来越复杂，同时 卫星的在轨寿命要求大大延长，姿态控制精度要求不断提高。由于大型复杂卫星的液体燃 料携带量加大，弹性附件变大，液体晃动和弹性附件振动对航天器姿态的影响越来越严重， 液体晃动的抑制与挠性体振动的抑制问题一并成为姿态控制系统设计的难点之一。卫星长 时间运行于真空、失重、高低温和强辐射的环境中，执行机构不可避免会发生故障，而执行 器发生故障，轻则导致精度、性能降低，重则造成卫星失效。为保证卫星在执行机构故障情 况下能够稳定可靠运行，设计一种容错控制方法来完成挠性充液卫星的高稳定度、高精度 控制便显得尤为重要。现有技术尚未公开有有效的挠性充液卫星姿态容错控制的方法。
[0003] 吴宏鑫院士从工程应用的角度出发，提出了特征建模的思想，为参数和阶数均未 知的高阶复杂系统的建模提供了一种新思路，为一些高阶复杂系统实现低阶控制器设计打 下了理论基础。基于特征模型的全系数自适应控制方法在许多工业控制领域中已取得成功 应用，特别值得一提的是：该方法的理论思想和工程要义被创造性地应用于飞船返回再入 控制，其开伞精度达到国际先进水平。尽管基于特征模型的自适应控制方法在工程上方便 易行，但是，将这一思想方法应用于容错控制器的设计尚无文献记载与公开的技术方法。
【发明内容】
[0004] 本发明的目的是提供一种实时性好，控制精度高，且能保证闭环系统稳定性的基 于故障特征模型的挠性充液卫星姿态自适应容错控制方法，以提高挠性充液卫星姿态控制 系统的可靠性，防止因执行器故障引起的卫星姿态失控。
[0005] 实现本发明目的的技术方案是:一种基于故障特征模型的挠性充液卫星姿态自适 应容错控制方法，其通过以下步骤实现：
[0006] 第一步，根据（1)式所给出的挠性充液卫星姿态动力学方程，建立由（2)式所描述 的故障特征模型：
[0007]
(1)
[0008] (1)式中：α = 〇,沒，1为星体的姿态角矢量，於为滚动角，θ为俯仰角，φ为偏航 角;U=[U1,U2，U3]T为作用在星体上的控制力矩，是系统的输入;y为系统的输出；为星 体的角速度矢量;n= [m，n2，···，nm]T为挠性体模态坐标矢量:q= [m，n2，···，η3η]τ为等效摆 晃动模态坐标矢量，η为等效摆的个数;Td为作用在星体上的干扰力矩，为3维列矢量;I为卫 星的转动惯量矩阵，为3阶方阵;co为挠性体振动运动与星体转动运动耦合系数矩阵，其行 数为3、列数为πι;ξ为挠性体振动模态阻尼矩阵，为m阶对角阵；Λ为挠性体振动模态频率矩 阵，为m阶方阵；Λ 2为等效摆振动模态频率矩阵，为3η阶对角阵;G，&，C2为等效摆振动运动 与星体转动运动耦合系数矩阵，G的行数为3、列数为3η，&，(： 2的行数均为3n、列数均为3;f为 故障项，其表达式为：
[0009]
[0010]
为关于α的矢量函数，为故 障函数，diag表示对角矩阵是故障开关函数，定义为
[0011]
,
[0012] Ti为第i个执行器故障发生的时刻；
[0013]
(:2)
[0014] (2)式中：i = l，2,3;yi(k)为第k个采样时刻的滚动角％y2(k)为第k个采样时刻的 俯仰角θ，y 3(k)为第k个采样时刻的偏航角Φ; g#)为第k个采样时刻故障特征模型的总输 入，包括:第k个采样时刻作用在星体上的控制力矩u、干扰力矩Td、第i个执行器发生故障时 故障函数(β〇的量值以及由轨道坐标系至卫星本体坐标系进行坐标变换所涉及的常量； Ei(k)为建模误差;au(k)，ai2(k)，bii(k)，bi2(k)，bi3(k)为故障特征模型的系数；
[0015] 第二步，利用参数估计算法对由第一步得到的故障特征模型的系数au(k)，al2 (k)，bij(k)(i，j = l，2,3)进行辨识得到au(k)，ai2(k)，bij(k)的估计值，分别为：<Sn._(./f)，. 〇r\k), b^ik)·,
[0016]第三步，根据第二步得到的a i i ( k )，a i 2 ( k )，b i j ( k )的估计值 \?(α), <2(a). &(幻设计容错控制器：
[0017] ui(k)=ugi(k)+uii(k)，i = l，2,3， (3)
[0018] (3)式中：m(k)为第k个米样时刻控制力矩u的第i个分量，Ugi(k)为黄金分割自适 应控制律，设计为
[0019]
(4)
[0020] (4)式中：为大于〇的控制增益调节参数，视控制效果可适当增减；11 = 0.382,12 = 0.618, ei(k)=yi(k)-yri，yri为姿态角的期望值，uii(k)为逻辑积分控制律；
[0021] 第四步，将第三步设计的Ul(k)施加到由（1)式所描述的系统中，以控制卫星的姿 态角。
[0022] 本发明的有益效果是：
[0023] ①首次对含有故障的控制系统建立了特征模型，即故障特征模型，为挠性充液卫 星姿态的容错控制打下了基础。
[0024] ②基于故障特征模型设计的黄金分割自适应容错控制器不依赖于特征模型的控 制增益矩阵，从而避免了对多输入多输出耦合系统通过参数辨识可能使控制增益矩阵奇异 的问题。
[0025] ③由于在黄金分割自适应控制律的分子中引入了控制增益调节参数，当由特征模 型较小的辨识系数得到的较小控制量，达不到控制要求时，上述控制增益调节参数起到了 放大作用。
[0026] ④该方法能有效克服挠性振动、液体晃动和外干扰对卫星姿态控制的影响。
[0027] ⑤使用该方法能保障故障发生前、后的控制精度均很高，且达到稳态的时间短。 [0028]⑥本发明提出的控制方法保证了闭环系统的稳定性。
【附图说明】
[0029] 图1为本发明实施例中对滚动角期望值yrl的跟踪曲线图；
[0030] 图2为本发明实施例中对俯仰角期望值yr2的跟踪曲线图；
[0031 ]图3为本发明实施例中对偏航角期望值yr3的跟踪曲线图。
【具体实施方式】
[0032]为使本发明的内容和技术方案更加清楚明白，以下结合实施例对本发明进一步详 细说明。
[0033] 实施例：
[0034]本基于故障特征模型的挠性充液卫星姿态自适应容错控制方法的具体实施步骤： [0035]第一步，根据（1)式所给出的挠性充液卫星姿态动力学方程，建立由（2)式所描述 的故障特征模型：
[0036]
(1):
[0037] (1)式中：CT = 〇, 6^ 为星体的姿态角矢量，炉为滚动角，θ为俯仰角，φ为偏航 角;U=[m,U2，U3]T为作用在星体上的控制力矩，是系统的输入;y为系统的输出；为星 体的角速度矢量;n= [m，n2，…，nm]T为挠性体模态坐标矢量:q= [m，n2，…，η3η]τ为等效摆 晃动模态坐标矢量，η为等效摆的个数;Td为作用在星体上的干扰力矩，为3维列矢量;I为卫 星的转动惯量矩阵，表达式为：
[0038]
(1-1)
[0039] (1一1)式中：矩阵I的主对角元素 Ix，Iy，Iz为卫星的三个主惯量，其它元素为惯量 积;C0为挠性体振动运动与星体转动运动耦合系数矩阵，其行数为3、列数为m; ξ为挠性体振 动模态阻尼矩阵，为m阶对角阵；Λ为挠性体振动模态频率矩阵，为m阶方阵；Λ 2为等效摆振 动模态频率矩阵，为3η阶对角阵;G，&，&为等效摆振动运动与星体转动运动耦合系数矩阵， G的行数为3、列数为3n，Ci，C2的行数均为3n、列数均为3; f为故障项，其表达式为：
[0040]
[0041] 供(α)=[奶(α),ρ2(α),%(α)]τ为关于α的矢量函数，妁(β〇,供2(议)，聲3(a)为故 障函数，diag表示对角矩阵是故障开关函数，定义为
[0042]
[0043] Ti为第i个执行器故障发生的时刻；
[0044]
(2)
[0045] (2)式中：i = 1，2，3; yi (k)为第k个采样时刻的滚动角炉，y2(k)为第k个采样时刻的 俯仰角Θ，y3(k)为第k个采样时刻的偏航角Φ; /7；(々）为第k个采样时刻故障特征模型的总输 入，包括:第k个采样时刻作用在星体上的控制力矩u、干扰力矩Td、第i个执行器发生故障时 故障函数(?)的量值以及由轨道坐标系至卫星本体坐标系进行坐标变换所涉及的常量； Ei(k)为建模误差;au(k)，ai2(k)，bu(k)，bi2(k)，bi3(k)为故障特征模型的系数。
[0046] (2)式所给出的特征模型的建模步骤如下：
[0047] 先利用轨道坐标系至卫星本体坐标系的转换关系将(1)式化为(2-1)式：
[0048]
(2-1)
[0052 ]其中，Em、E3j别为m阶、η阶单位矩阵，0ix」为i行、j列的零矩阵，
[0049] (2-1)式中：Θ 分别为：
[0050]
[0051]
[0053]
[0055] ω ο为轨道坐标系相对空间惯性坐标系的角速度。[0056] 再将(2-1)式化为状态方程(2-2):
[0054]
[0057]
[0058]
，ΕΡ、Ε3分别为ρ阶、3阶单位矩阵，<