[发明专利]一种航天器协同观测与容错抗干扰控制方法

说明书

本发明涉及一种航天器协同观测与容错抗干扰控制方法，包括：根据外界干扰、测量误差、执行机构故障同时存在的航天器姿态动力学系统模型，引入姿态、故障、干扰协同观测器，实现容错抗干扰控制器的设计，进而构造闭环系统状态方程，设计Lyapunov函数，推导输入受限情况下闭环系统二次稳定且输出满足鲁棒Hsubgt;∞/subgt;性能约束的充分条件，通过MATLAB工具箱求解控制器和观测器增益矩阵并代入闭环系统达到稳定状态。本发明解决了在测量误差、外界干扰、执行机构故障及饱和受限等复杂情形下，航天器的姿态、故障、干扰协同观测与高精高稳姿态控制问题。本发明用于航天器姿态稳定控制领域。

技术领域

本发明涉及一种航天器协同观测与容错抗干扰控制方法，特别涉及多源复杂扰动下航天器姿态高精高稳控制方法。

背景技术

近年来，航天器高精度姿态稳定控制为空间交会对接、在轨装配、在轨抓捕等空间技术提供了理论基础。然而在实际操作中，由于存在外界干扰、测量误差、执行机构故障及饱和受限等复杂情形，传统控制方法不能保证任务精确实施，甚至导致空间任务的失败。特别是，现有所涉及到的状态观测器仅能估计系统状态；干扰状态观测器仅能估计系统综合干扰或者估计系统状态与干扰信息，将执行机构故障作为综合干扰的一个来源，并不详细考虑；容错控制器多数只针对故障检测或者干扰抑制其一展开的。

当外界干扰、测量误差、执行机构故障同时存在于航天器姿态控制系统，且姿态信息未知时，传统容错控制或抗干扰控制方法将不能详细考虑执行机构故障和外界干扰各自对姿控系统的影响机理，导致相关容错控制或抗干扰控制理论失效。如何实时地对多源复杂扰动进行估计补偿，从而实现航天器高精高稳控制，对于航天器长期在轨工作并完成复杂空间任务具有重要的理论意义和应用价值，这也是本发明所要解决的重要问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种航天器姿态、故障、干扰协同观测与容错抗干扰控制方法，实时地进行外界干扰的估计和执行机构故障的检测，以实现航天器高精度姿态稳定控制。

一种航天器协同观测与容错抗干扰控制方法包括以下步骤：

步骤一：在外界干扰、测量误差、执行机构故障及饱和受限等复杂情形下，将航天器姿态动力学方程表示为状态空间模型：

定义θ，ψ分别代表航天器的滚转角、俯仰角和偏航角，表示轨道角速度，w(t)表示外界干扰，v(t)表示测量误差，f(t)表示执行机构故障，记u(t)＝[T_cx T_cy T_cz]^T，假设航天器在圆轨道上运行，其本体坐标系为惯性主轴坐标系，航天器能提供沿三个坐标轴方向互相垂直的控制力矩，在小角度条件下，航天器的姿态动力学模型可表示为：

其中，I_x，I_y，I_z表示三轴方向惯性矩阵的分量，T_cx，T_cy，T_cz表示三轴方向控制力矩，为对应的分布矩阵系数，当航天器执行机构发生故障时有

步骤二：对于外界干扰项和执行机构故障项分别引入中间状态变量，建立两者与系统状态之间的联系，并基于系统的输出构建姿态、故障、干扰协同观测器：

定义变量ε和ξ具有如下形式：

记为x(t)，y(t)，ε(t)，ξ(t)，w(t)，f(t)的估计值，L是状态观测器的增益矩阵，则姿态、故障、干扰协同观测器具有如下形式：

从而实现对干扰和故障信号的重构：