針對航天器通信和計算資源約束以及執(zhí)行器故障場景下的姿態(tài)控制問題,提出了一種基于事件觸發(fā)的航天器姿態(tài)自適應容錯控制策略。首先,采用自適應方法估計故障信息、外界擾動等系統(tǒng)中未知參數(shù),并引入事件觸發(fā)機制,在執(zhí)行器故障下實現(xiàn)容錯控制的同時,節(jié)約星載計算機的計算資源。然后,基于李雅普諾夫方法證明了所提出的控制策略保證了閉環(huán)系統(tǒng)狀態(tài)全局一致且最終有界穩(wěn)定,并能有效避免Zeno現(xiàn)象,保證了執(zhí)行器故障場景下對姿態(tài)的精確控制。最后,應用于航天器的姿態(tài)穩(wěn)定試驗,仿真結果驗證了該方法的有效性。 

【文章來源】：飛控與探測. 2020,3(02)

【文章頁數(shù)】：9 頁

【部分圖文】：

航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)結構

仿真中采用如圖2所示的冗余配置的四反作用飛輪執(zhí)行器組合，每個飛輪的最大輸出力矩為0.5(Nm）。四元數(shù)的初值為q(0)=[0.17,-0.26,0.79,-0.53]T，角速度的初值為ω（0)=0。相關控制器參數(shù)為k=0.15、k1=1、α=0.8、ξ=0.1、λ1=0.02、λ2=0.06、γ1=0.1、γ2=0.1。下面分正常和故障兩種工況來驗證本文設計的事件觸發(fā)自適應姿態(tài)容錯控制器的有效性。

仿真工況1：各執(zhí)行器均正常工作。圖3～圖6分別為工況1下的姿態(tài)四元數(shù)、角速度、控制力矩以及事件觸發(fā)間隔的變化曲線。從圖3四元數(shù)變化曲線以及圖4角速度變化曲線可知，本文在自適應滑模控制的基礎上引入事件觸發(fā)機制，可以有效保證系統(tǒng)各狀態(tài)量收斂，在150s左右到達穩(wěn)定狀態(tài)，并且穩(wěn)態(tài)誤差均在10-3數(shù)量級。通過與文獻[7]中控制策略仿真結果的對比表明，在工況1下引入事件觸發(fā)機制，對控制器的動態(tài)以及穩(wěn)態(tài)性能影響不大。從圖5控制力矩變化曲線可知，控制力矩保持在同一個數(shù)值一段時間后再更新，體現(xiàn)了本文設計的事件觸發(fā)控制器的特點，只有當事件觸發(fā)條件滿足時才會更新執(zhí)行器控制信號。從圖5的事件觸發(fā)間隔變化曲線可知，在工況1下事件觸發(fā)間隔較長，通過數(shù)據(jù)統(tǒng)計，在500s的仿真時長中共觸發(fā)195次，平均2.56s觸發(fā)一次，其頻率為0.39Hz，文獻[18]中提到星敏感器等傳感器頻率高達32Hz，若假設其等價于執(zhí)行器更新頻率，本文控制器可以減小98.78%的通信負載，充分說明本文的事件觸發(fā)控制器在正常工況下可有效減小控制器到執(zhí)行器之間的通信負載。圖4 工況1下的航天器角速度變化曲線

【參考文獻】：
期刊論文
[1]基于誤差空間的航天器姿態(tài)反步容錯控制[J]. 韓宇,樊煒,曹濤.  飛控與探測. 2019(04)
[2]人工智能在航天器控制中的應用[J]. 劉付成.  飛控與探測. 2018(01)
[3]基于快速終端滑模的航天器自適應容錯控制[J]. 趙琳,閆鑫,郝勇,高帥和.  宇航學報. 2012(04)
[4]執(zhí)行器故障的撓性航天器姿態(tài)滑模容錯控制[J]. 肖冰,胡慶雷,霍星,馬廣富.  航空學報. 2011(10)



本文編號：3265685