[发明专利]一种航天器限幅自适应姿态协同容错控制方法

摘要

本发明涉及一种航天器限幅自适应姿态协同容错控制方法，属于多航天器编队飞行技术领域；采用冗余容错算法对航天器故障进行处理、控制力矩饱和控制器进行力矩限幅、自适应算法控制项对惯量变化和外界干扰进行补偿以及快速收敛控制算法使姿态快速协同等算法，提出一种航天器限幅自适应姿态协同容错控制方法。本发明对力矩执行机构故障、力矩限幅、外界干扰与惯量变化不确定性的考虑更为完善，能够使航天器协同跟踪误差系统快速的收敛，进一步提高了控制系统的鲁棒性和实用性。

主权项

1.一种航天器限幅自适应姿态协同容错控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、编队中包含n个跟随航天器和1个领导者航天器，以刚体航天器为研究对象，建立其四元数姿态运动学和动力学方程；步骤2、根据坐标变换建立跟随者和领导者之间的姿态运动学和动力学跟踪误差方程；步骤3、用代数图论描述航天器编队系统的通信拓扑结构；航天器编队系统的通讯拓扑结构包括一个有向生成树且领导者为根节点，通过有向通讯拓扑图通信策略，可得到各航天器通信相邻航天器的姿态和角速度信息；步骤4，定义误差辅助变量；步骤5、根据步骤4中辅助变量以及获得的相邻航天器的姿态和角速度状态信息，设计容错一致性算法控制器；步骤6、根据自身状态信息以及获得的相邻航天器的状态信息，设计干扰抑制和惯量变化补偿控制器；步骤7、设计快速收敛控制器；步骤8、设计自适应姿态协同容错控制器；步骤9、设计限幅自适应姿态协同容错控制器，判断步骤8中自适应姿态协同容错控制器是否达到幅值，如果达到饱和，控制器产生力矩饱和值，如果没有达到，控制器产生姿态协同任务所需的小于幅值的控制力矩。