[发明专利]一种卫星姿态控制系统故障可重构的执行器构型设计方法

说明书

本发明涉及一种卫星姿态控制系统故障可重构的执行器构型设计方法。该方法针对存在执行器故障的姿态控制系统，不同的执行机构故障发生时，通过约束安装矩阵C以满足系统可控条件，进而确定出使得该系统仍能满足可控条件的安装矩阵有效范围，可重构率最大的安装设计就是所有的交集，而最优的安装设计是的交集中保证设计出相应的确保闭环系统渐进稳定的控制率u最小的安装设计。该方法设计在姿态控制系统执行器出现故障的情况下，仍能保证系统可控的执行器最优安装构型，以实现对卫星姿态控制系统执行器故障的重构，保障卫星在执行器出现故障时仍能稳定运行。

技术领域

本发明适用于卫星测控领域，尤其适用于考虑卫星姿态控制系统执行器出现故障时的执行器故障可重构安装设计。

背景技术

飞行控制的目的是完成飞行器(卫星)各种模态的控制任务，它是通过控制飞行器的姿态和轨迹来完成这些任务的。现代飞行控制系统的结构越来越复杂，作用日益重要，其安全可靠性已成为飞行控制系统设计所必须考虑的首要问题。在被控对象发生故障时，保证控制系统的安全性的控制策略称作故障容错控制。容错的根本特征是：当控制系统中发生故障时，系统依然能够维持其自身运行在安全状态，并尽可能地满足一定的性能指标要求。通过采用容错控制技术，可以大大提高系统的可靠性。系统的自动化程度越高，容错控制技术的重要性就越发突出。

对于卫星姿态控制系统，为了提高系统故障容错处理能力，可从两方面入手：一是通过对系统的执行机构进行构型优化设计，使其具有较强的重构能力；二是基于执行器的构型设计有效的容错控制算法。目前针对卫星姿态的容错控制问题主要集中在第二方面，即容错控制算法的研究，各种新型容错控制算法层出不穷，但是关于第一方面——执行器故障可重构的构型优化设计，却少有研究，尤其缺乏有效的理论支撑。因此，研制一种具有理论支撑的执行器故障可重构构型优化设计方法对保障卫星控制系统的可靠运行具有重要意义。

发明内容

本发明的目的在于提供一种卫星姿态控制系统执行器构型设计方法，基于非线性系统可控性理论，设计在姿态控制系统执行器出现故障的情况下，仍能保证系统可控的执行器最优安装构型，以实现对卫星姿态控制系统执行器故障的重构，保障卫星在执行器出现故障时仍能稳定运行。

上述研制目的等价于针对存在执行器故障的姿态控制系统，不同的执行机构故障f_i发生时，通过约束安装矩阵C以满足系统可控条件，进而确定出使得该系统仍能满足可控条件的安装矩阵有效范围可重构率最大的安装设计就是所有的交集，而最优的安装设计是的交集中保证设计出相应的确保闭环系统渐进稳定的控制率u最小的安装设计。

本发明的技术方案主要包括以下步骤：

(1)卫星姿态控制系统可控性条件确定

1)考虑执行器故障的卫星姿态控制系统模型

当第i个执行器(例如动量轮)相对于本体系的安装角度为(α_i,β_i,γ_i)时，作用于本体系的控制力矩：

M＝CM_w

相应的角动量：

H＝CH_w

其中，C为安装矩阵，M_w＝(M₁,M₂,…,M_n)^T，

H_w＝(H₁,H₂,…,H_n)^T，M_i,H_i,i＝1,2,…,n分别为第i个执行器的控制力矩和角动量；

因此，考虑执行器安装方位的卫星姿态动力学方程可表示为：