[发明专利]刚性航天器多反作用飞轮故障下的诊断及补偿方法

说明书

本发明公开了一种刚性航天器多反作用飞轮故障下的诊断及补偿方法。首先，建立刚性航天器反作用飞轮故障下的姿态动力学、运动学数学模型；其次，设计了故障诊断单元对未知故障进行检测和估计；最后，利用从故障诊断单元所获取的故障估计信息，以及非奇异快速终端滑模技术来设计主动容错控制方案。实现了刚性航天器在存在多反作用飞轮故障和反作用飞轮饱和的情况下，对所发生的故障进行诊断及补偿，在设计中惯性不确定以及外部扰动对系统造成的不利影响同时能够被处理，并且故障诊断单元与容错控制器相对独立地进行设计，降低了设计复杂度，更加符合工程应用的要求。

技术领域

本发明属于航空航天飞行控制领域，涉及一种刚性航天器多反作用飞轮故障的诊断与补偿的方法。

背景技术

在航天器和飞机等高度复杂的控制系统中，安全性及可靠性尤为重要，因为在这类系统中发生的故障可能会导致系统性能的显著下降甚至使整个系统变得不稳定，最终可能导致整个任务的失败。航天器的姿态控制子系统在许多太空任务中发挥着重要作用，而姿态控制部件的寿命实质上决定了航天器的使用寿命。姿态控制子系统的退化可能会对空间任务的执行产生严重干扰，其失效对航天器来说是致命的。

执行器是姿态控制系统重要的元部件之一。在控制器的指令下，执行器的作用是在所需的方向上产生控制力矩，以实现特定的航空航天目标。但是，当执行器出现故障时，控制器对航天器的影响可能会中断或修改。因此，如果控制器设计时没有任何容错能力，执行器故障的突然发生可能会显著降低任务性能，甚至导致航天器的完全损坏。

为了保证航天器安全、可靠的完成特定的在轨任务，姿态控制系统要求在执行器存在故障时能够自动处理故障所带来的不利影响。容错控制技术是一种在未知故障存在的情况下使系统依旧具有可接受性能的先进控制技术。容错控制系统满足了对提高可用性和安全性的工业化需求，与传统系统在故障发生时突然关闭和可用性下降形成了鲜明的对比。

但就已有研究成果提出的容错控制方法来说，还存在几个方面的问题未完全解决：

(1)传统故障估计方法依赖于广义摄动的上界信息，故障估计精度难以保证

(2)难以同时处理刚性航天器姿态控制系统中存在的多反作用飞轮故障、反作用飞轮饱和、惯性不确定以及外部扰动

(3)传统容错控制方法设计过于复杂，增大了系统复杂度，难以在工程实际中应用。

发明内容

本发明解决的技术问题是提供一种刚性航天器姿态控制系统在存在多反作用飞轮故障、反作用飞轮饱和、惯性不确定以及外部扰动时，可以对反作用飞轮故障的发生时间进行检测并对未知故障进行估计，同时保证航天器姿态实现稳定的主动容错控制技术。

为了解决上述问题，本发明提出了刚性航天器多反作用飞轮故障的诊断及补偿技术，包含以下步骤：

S1、采用欧拉角建模方法建立所述刚性航天器的姿态运动学方程，

其中，φ,θ,ψ分别是滚转角、俯仰角和偏航角，ω₁,ω₂和ω₃分别是滚转角、俯仰角和偏航角的姿态角速率，σ＝[φ,θ,ψ]^T,ω＝[ω₁,ω₂,ω₃]^T，

建立所述刚性航天器的动力学数学模型为：