[发明专利]可保证航天器瞬态性能的自适应故障补偿控制方法

说明书

本发明属于航天器控制系统技术领域，具体涉及可保证航天器瞬态性能的自适应故障补偿控制方法，其中包括航天器的自适应故障补偿控制方法，所述航天器的自适应故障补偿控制方法包括以下步骤：步骤S1、建立未知扰动和多重不确定执行器故障工况下航天器的数学模型，以数学模型的方式表示扰动和多重不确定执行器故障去情况下对航天器系统控制输入的不确定影响；步骤S2、建立未知干扰的数学模型；步骤S3、建立不确定执行器故障的数学模型；步骤S4、根据步骤S2、步骤S3建立的干扰模型和故障模型，该控制方法解决了当前无法采用相关指标来评估瞬态性能改善程度，并表征改进的模型参考自适应控制系统中H_∞补偿器的权重的问题。

技术领域

本发明属于航天器控制系统技术领域，具体涉及可保证航天器瞬态性能的自适应故障补偿控制方法。

背景技术

众所周知，复杂的系统在暴露于恶劣的环境条件下时，随着时间的推移，不可避免地会遇到组件的突发故障和不确定的外部干扰。对于性能关键的控制系统而言，执行器故障的发生可能导致系统性能下降甚至不稳定。因此，为了在发生未知执行器故障时，保持可接受的性能水平并保证系统稳定，容错控制(FTC)已成为一种备受关注的研究方向。在实际工程应用中，执行器故障时间、模式和幅度的多重不确定性要求对控制器进行重新配置或调整。自适应控制方案作为参数化不确定性系统的有效技术，能根据误差信号实现输出的渐近收敛性能，在FTC设计中得到了广泛的应用，如直接和间接自适应控制、多模型自适应控制(MMAC)、L₁自适应控制以及模型参考自适应控制(MRAC)。除了上述自适应容错控制方法外，一些研究人员试图将其他算法与自适应控制技术相结合，提出多种行之有效的容错控制技术，包括伪逆法，线性二次法，特征结构分配技术，模型预测控制方法，滑模控制，智能算法，观测器设计，反馈线性化和反步控制设计。作为航天器的一项重要任务，姿态控制通常通过执行器(如反作用轮或推进器)来实现。在航天器在实际运行的过程中，可能发生不确定的执行器故障和干扰，对可靠性构成严重威胁。目前的研究仍集中在自适应控制与滑模控制相结合，以开发鲁棒的自适应容错控制方案。此外，现有的方案大多是在航天器动力学模型上构建的。为了突破这种约束，部分研究采用无模型控制方案和模糊技术的容错控制方法。

然而，上述方案中的大多数在容错控制的实现过程中忽略了瞬态的影响。为了满足先进的太空任务要求，不仅要求航天器控制系统具有期望的稳态跟踪精度，同时也要求跟踪过程具备一定的机动性能。尽管容错控制设计能够保证航天器姿态角最终能够渐近跟踪给定的指令，但可能发生较差的瞬态，这在执行器故障补偿过程中对航天器造成潜在的危险性。

发明内容

本发明的目的在于提供一种可保证航天器瞬态性能的自适应故障补偿控制方法，以解决上述背景技术中提出的问题。

为了解决上述技术问题，本发明提供如下技术方案：基可保证航天器瞬态性能的自适应故障补偿控制方法，包括航天器的自适应故障补偿控制方法，所述航天器控制系统自适应控制方法包括以下步骤：

步骤S1、建立未知扰动和多重不确定执行器故障工况下航天器的数学模型，以数学模型的方式表示扰动和多重不确定执行器故障去情况下对航天器系统控制输入的不确定影响；

步骤S2、建立未知干扰的数学模型；

步骤S3、建立不确定执行器故障的数学模型；

步骤S4、根据步骤S2、步骤S3建立的干扰模型和故障模型，以数学模型的方式表示扰动和故障不确定情况下对航天器系统控制输入的不确定影响，建立未知扰动下和不确定执行器故障情况下航天器的数学模型；

步骤S5、根据步骤S4建立的非线性系统和反馈线性化原理，航天器姿态控制系统参数和故障参数是已知的，经过反馈线性化设计，得到线性化的航天器姿态控制系统由3个线性子系统构成；

步骤S6、构建鲁棒模型参考自适应控制器，减弱干扰对闭环系统的影响，提高系统的瞬态性能；