[发明专利]基于增强型双幂次趋近律和终端滑模面的刚性航天飞行器有限时间自适应容错控制方法

说明书

一种基于增强型双幂次趋近律和终端滑模面的刚性航天飞行器有限时间自适应容错控制方法，针对具有集中不确定性的飞行器执行器故障下的姿态稳定问题，利用基于增强型双幂次趋近律的滑模控制方法，再结合自适应控制，设计一种自适应快速终端滑模复合控制方案。该方案一方面利用自适应技术对不确定和扰动的上界进行估计和补偿，另一方面，利用终端滑模的快速性和强鲁棒性，从而实现飞行器系统的有限时间姿态稳定。本发明提供一种能够减少滑模面和控制力矩的抖振问题，并且在系统存在不确定性和干扰的情况下，实现系统的有限时间一致最终有界的控制方法。

技术领域

本发明涉及一种基于增强型双幂次趋近律和终端滑模面的刚性航天飞行器有限时间自适应容错控制方法，特别是存在外界干扰和转动惯性矩阵不确定性的飞行器执行器故障下的姿态控制方法。

背景技术

姿态控制系统作为航天器重要分系统之一，它的可靠性、是否正常工作将直接决定航天器能否正常完成既定航天任务。然而恶劣太空环境以及部件老化等因素致使航天器部件不可避免地发生故障。如果航天器故障不能及时、正确地被检测、定位、隔离并进行相应容错处理，则姿态控制性能将显著下降或系统稳定性将受到破坏，严重时将导致整个航天任务失败。因此航天器姿态控制系统故障自主容错控制技术是航天器自主运行技术的基础，它已成为当今航天工程领域亟待解决的课题之一，对提高航天器任务完成率有着重大理论与现实意义。

变结构控制思想是一种现代控制理论的综合设计方法。变结构以其独特的鲁棒性等优点，为不确定系统提供了一种有前途的控制系统综合方法。基于滑模控制理论提出了“趋近律”的概念，主要包括：等速趋近律、指数趋近律、幂次趋近律。滑模控制主要分为两步：1)设计控制律使得系统状态能够在有限时间内到达设计好的滑动面上；2)当系统状态到达滑动面后，该控制律可以使得状态不会离开滑动面且会沿着滑动面滑动到原点。近年来，国内外学者对其进行了广泛和深入的研究。

自适应控制，即为适应不确定对象和干扰动态特性的变化，控制系统可以在运动过程中自行修正自己的特性。自适应控制的基本目标是当对象存在不确定性或参数的未知变化时，仍能保持可靠的系统性能。自适应控制分为间接自适应控制和直接自适应控制两大类。间接自适应控制需要系统参数在线辨识，然后在此基础上设计合适的控制律；直接自适应控制无需系统参数辨识，控制器参数可以直接更新。最常用的自适应控制方式是通过实时校正参数来达到适应的目的参数自适应控制。鲁棒控制也能处理模型参数的不确定性，与自适应的区别在于自适应控制具有学习能力，在自适应的过程中，自适应控制器会不断改善自身的性能。利用自适应控制能够解决一些常规控制方法所不能解决的复杂控制问题，可以大幅度提升系统的稳定精度及跟踪精度。

发明内容

为了解决现有的飞行器姿态运动学与动力学中的非线性问题以及实现外部干扰抑制控制，并减少滑模控制中存在的抖振问题，本发明提供一种基于增强型双幂次趋近律和终端滑模面的刚性航天飞行器有限时间自适应容错控制方法，并且在系统存在不确定性和干扰的情况下，实现系统的有限时间一致最终有界的控制方法。

为了解决上述技术问题提出的技术方案如下：

一种基于增强型双幂次趋近律和终端滑模面的刚性航天飞行器有限时间自适应容错控制方法，包括以下步骤：

步骤1，建立飞行器姿态容错控制系统的运动学和动力学模型，初始化系统状态以及控制参数，过程如下：

1.1飞行器姿态控制系统的动力学模型表达形式为：