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(yīng)容錯控制策略。首先,采用自適應(yīng)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(jī)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(jī)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(yīng)用于航天器的姿態(tài)穩(wěn)定試驗,仿真結(jié)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(jié)構(gòu)

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(guān)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(shè)計的事件觸發(fā)自適應(yīng)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(yīng)滑�？刂频幕A(chǔ)上引入事件觸發(fā)機(jī)制，可以有效保證系統(tǒng)各狀態(tài)量收斂，在150s左右到達(dá)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(xiàn)[7]中控制策略仿真結(jié)果的對比表明，在工況1下引入事件觸發(fā)機(jī)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(shè)計的事件觸發(fā)控制器的特點，只有當(dāng)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(xiàn)[18]中提到星敏感器等傳感器頻率高達(dá)32Hz，若假設(shè)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(fù)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(fù)載。圖4 工況1下的航天器角速度變化曲線

【參考文獻(xiàn)】：
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)
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本文編號：3265685