[发明专利]具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法

权利要求书

1.具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法，其特征在于：包括如下步骤：

S1：建立航天器多智能体的动力学模型；

S2：根据步骤S1建立的动力学模型，建立航天器多智能体跟踪误差系统形式；

S3：建立执行器故障的统一模型；

S4：在故障发生的情况下，建立增广系统；

S5：基于建立的增广系统模型，建立未知输入观测器和自适应律，获取实时故障估计信息；

S6：根据实时故障估计信息，设计容错控制器；

S7：通过容错控制器，当系统控制输入存在饱和的时候，获得到饱和值，设计航天器的姿态控制律；

所述步骤S4中增广系统具体为：

其中，x_i＝ω_i，C＝I₃，u_i＝τ_ic，f_i＝τ_if，d_i＝τ_id，

2.根据权利要求1所述的具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法，其特征在于：所述步骤S1中动力学模型具体为：

其中，表示是航天器主体框架X_i相对于地心惯性框架E的姿态的单位四元数表示，且满足ω_i∈R³是航天器相对于惯性系的角速度；I表示单位矩阵；J_i∈R^3×3是X_i中航天器的已知惯性矩阵；τ_i∈R³和τ_id∈R³分别表示有限的控制转矩和外部干扰。

3.根据权利要求1所述的具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法，其特征在于：所述步骤S2中航天器多智能体跟踪误差系统形式具体如下：

其中，和ω_r∈R³表示参考航天器的单位四元素和角速度姿态；姿态跟踪误差表示航天器主题框架X_i相对于参考框架Y的方向误差；定义ω_ie∈R³表示航天器主题框架X_i相对于参考框架Y的角速度误差；定义和ω_ie＝ω_i-N_iω_r；定义为旋转矩阵，且满足

4.根据权利要求1所述的具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法，其特征在于：所述步骤S3中执行器采用反作用轮，针对反作用轮的故障数学建模为：

其中τ_ic表示控制器在i＝1,2,...,n的情况下生成的第i个反作用轮的期望转矩信号，0≤E_min(t)≤E_i(t)≤1表示第i个反作用轮的有效系数，是以加法形式进入航天器的不确定故障，τ_i表示施加在航天器上的实际控制动作。

5.根据权利要求1所述的具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法，其特征在于：所述步骤S5中未知输入观测器和自适应律具体为：

其中，表示原系统状态x_i的观测值；z表示第i个观测器的状态；T_i,Q_i,M_i,L_i,G_i为未知的观测器增益矩阵；

其中，T_i,Q_i,M_i,L_i,G_i通过如下线性矩阵不等式进行求解：

其中，P_i为正定对称矩阵；γ为正标量。