CN107831774B - 基于自适应pi控制的刚体卫星姿态系统被动容错控制方法 - Google Patents

基于自适应pi控制的刚体卫星姿态系统被动容错控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107831774B
CN107831774B CN201710854604.6A CN201710854604A CN107831774B CN 107831774 B CN107831774 B CN 107831774B CN 201710854604 A CN201710854604 A CN 201710854604A CN 107831774 B CN107831774 B CN 107831774B
Authority
CN
China
Prior art keywords
control
satellite
attitude
adaptive
gain
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201710854604.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107831774A (zh
Inventor
高志峰
杨鹏
蒋国平
钱默抒
许域菲
林金星
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Nanjing University of Posts and Telecommunications
Original Assignee
Nanjing University of Posts and Telecommunications
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Nanjing University of Posts and Telecommunications filed Critical Nanjing University of Posts and Telecommunications
Priority to CN201710854604.6A priority Critical patent/CN107831774B/zh
Publication of CN107831774A publication Critical patent/CN107831774A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107831774B publication Critical patent/CN107831774B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明公开了一种基于自适应PI控制的刚体卫星姿态系统被动容错控制方法。首先建立刚性卫星的姿态动力学模型和运动模型,然后在刚性卫星执行器发生故障的情况下建立其数学模型，最后在反演控制的框架下，设计了一种具有自适应增益的PI控制器。该PI增益由两部分组成，一部分是恒定的，另一部分是时变的。恒定部分由设计者灵活确定，时变部分由自适应算法自动调整。此外，P‑增益与I‑增益成比例，而不是独立的传统PI控制，其性能优于传统的常值增益PI控制。采用本发明中设计的容错控制器可以使系统对故障具有容忍能力，保证了系统的稳定性，使卫星可以快速准确地跟踪上期望的姿态指令。

Description

基于自适应PI控制的刚体卫星姿态系统被动容错控制方法
技术领域
本发明属于卫星姿态控制领域，具体涉及一种刚性卫星基于自适应PI的被动容错姿态控制器设计的方法。
背景技术
卫星通常用来完成各种先进的空间任务，因此对卫星的安全性、可靠性和稳定性的要求尤为重要。由于任务复杂，卫星姿态控制系统存在诸多挑战：由于制造水平、成本及运行环境的影响，卫星更容易发生不可预测的故障，一旦故障发生，卫星将降低甚至完全丧失预定的功能，对于空间计划、经济、军事乃至政治都会带来严重的影响。面对这些挑战，为了保证卫星的正常运行，应使姿态控制系统对于扰动以及故障时具有容忍能力。因此，以刚性卫星姿态控制系统为背景进行容错控制研究，具有重要的理论意义和广泛的应用价值。
为了保证卫星能够快速、准确地跟踪各种姿态指令，需要采取有效的姿态控制方法。虽然各种先进的控制方法已经过去几十年的发展，但在工程实践中的首选之一仍然是PID或PI控制，由于其结构简单和概念直观，从而得到实际的工程系统广泛的应用。
然而，众所周知，PI控制存在三个主要缺点，限制了它在卫星姿态系统中的应用。
第一、到目前为止，对于PI卫星姿态控制器的增益，大多需要通过工程实验进行试凑来确定，还没有完善的理论依据来确定增益的大小。
第二、虽然PI控制在处理某些线性时不变系统时表现出了不错的效果，但它对卫星姿控系统的适用性仍不清楚，缺乏对闭环系统的稳定性以及各种性能的理论保证。
第三、传统的常值增益PI卫星姿态控制一般不考虑故障，对卫星姿态系统的研究不深入。
发明内容
针对以上问题本发明提供了一种基于自适应PI控制的刚体卫星姿态系统被动容错控制方法。本发明中的重点是设计的PI增益，它由两部分组成，一部分是恒定的，另一部分是时变的。PI增益使系统具有强鲁棒性，使整个闭环系统对于某些故障具有不敏感性。采用这种有效的姿态控制方法，卫星能快速、准确地跟踪参考指令。
为了解决上述问题，本发明提出了基于自适应PI控制的刚体卫星姿态系统被动容错控制方法，包含以下步骤：
步骤一、建立刚性卫星的姿态运动学模型，具体如下：
Figure GDA0002721754930000011
其中，
Figure GDA00027217549300000213
为偏航角、θ为俯仰角、ψ为滚转角；ω1为偏航角速度、ω2为俯仰角速度、ω3为滚转角速度；ω0是恒定的轨道速率。
在本发明中，假定欧拉角的变化范围很小，上式运动学方程可以简化为如下形式：
Figure GDA0002721754930000021
其中，
Figure GDA0002721754930000022
σ∈R3×1为姿态角向量，
Figure GDA0002721754930000023
ω∈R3×1为姿态角速度向量，
Figure GDA0002721754930000024
受到外部扰动和参数不确定性的刚性卫星的姿态动力学方程描述为：
Figure GDA0002721754930000025
其中，J∈R3×3是刚体卫星的对称惯性矩阵，△J是惯性矩阵的不确定部分；
Figure GDA0002721754930000026
为反作用飞轮产生的控制力矩；
Figure GDA0002721754930000027
表示外部扰动力矩。
上式可以转换成以下形式：
Figure GDA0002721754930000028
其中，
Figure GDA0002721754930000029
可以被看作是卫星姿态系统的一种扰动；
根据小姿态角原理，刚性卫星动力学和运动学模型可以写成：
Figure GDA00027217549300000210
步骤二、建立刚体卫星执行器故障发生情形下的数学模型，具体如下：
在本发明中，考虑的执行器故障是未知的时变故障。因此，由发生故障的反作用飞轮产生的控制力矩可以如下公式化：
ua＝u+f
其中，
Figure GDA00027217549300000211
表示执行器的输入力矩，
Figure GDA00027217549300000212
被认为是由反作用飞轮偏差引起的加性时变故障。
刚性卫星在执行器故障发生情形下的动力学模型可以表示为：
Figure GDA0002721754930000031
步骤三、基于自适应PI控制的刚体卫星姿态系统被动容错控制器的设计，步骤具体如下：
定义下列误差变量：
z1＝σ-σd,z2＝ω-ωd
对外部姿态角环，引入滑模面如下：
Figure GDA0002721754930000032
其中，a1为一个正标量，对s1求导，得到：
Figure GDA0002721754930000033
对选取的滑模面选取指数趋近率：
Figure GDA0002721754930000034
其中，k1和ε1是两个正标量。
根据上述等式，虚拟控制输入ωd选择为：
Figure GDA0002721754930000035
对内部姿态角速度环设计滑模面：
Figure GDA0002721754930000036
其中，β为是设计者选择的一个正的自由参数，对s2求导，得到：
Figure GDA0002721754930000037
本发明所提出的PI控制器形式为：
Figure GDA0002721754930000038
在反演的框架下，设计了一种具有自适应增益的PI控制，与传统的常值增益PI控制不同，本发明中的PI增益由两部分组成：(1)常数增益kp>0,kI＝βkp>0，kp,β由设计者选择；(2)时变增益△kp(t)和△kI(t)通过以下自适应算法自动地确定：
Figure GDA0002721754930000039
其中，
Figure GDA0002721754930000041
是c的估计，c是一个虚拟参数，其被定义为
Figure GDA0002721754930000042
；φ＝λmax(J-1)+1是一个标量，其中，l是一个大于零的小常数，β,σ1,γ1是由设计者自己选择的正参数。由上式ΔkI＝βΔkp，以及kI＝βkp可知：
u＝-(kp+Δkp)s2
同时，本发明还提出一种利用上述基于自适应PI控制的卫星姿态系统被动容错控制的方法来验证刚体卫星的闭环姿态系统在发生故障时稳定性的方法，包含以下步骤：
步骤一、定义Lyapunov函数：
Figure GDA0002721754930000043
其中，
Figure GDA0002721754930000044
步骤二：对V求导，可得如下等式：
Figure GDA0002721754930000045
把步骤三中的u＝-(kp+△kp)s2，代入上式中的
Figure GDA0002721754930000046
我们可以得到：
Figure GDA0002721754930000047
这里，定义虚拟参数估计误差，其形式为：
Figure GDA0002721754930000048
此时，
Figure GDA0002721754930000049
为：
Figure GDA00027217549300000410
由于如下不等式成立：
Figure GDA0002721754930000051
进一步可得：
Figure GDA0002721754930000052
其中，
Figure GDA0002721754930000053
根据上式
Figure GDA0002721754930000054
可知Lyapunov函数收敛于实数集
Figure GDA0002721754930000055
如果
Figure GDA0002721754930000056
成立。因此，存在有限时间T0，对于
Figure GDA0002721754930000057
满足
Figure GDA0002721754930000058
进一步可以得到对于
Figure GDA0002721754930000059
有
Figure GDA00027217549300000510
所以s2具有最终一致有界性，因此，z2也具有最终一致有界性。即通过上述证明过程可验证系统的稳定性。
本发明与现有技术相比具有以下显著的进步：
(1)本发明研究的故障类型为发生概率较高的刚性卫星反作用飞轮偏差故障，设计过程中外部扰动对系统造成的影响同时被考虑进来，更加切合实际。
(2)采用被动容错控制，使整个闭环姿态系统对于反作用飞轮偏差故障不具有敏感性，当发生故障时，被动容错控制既不需要故障诊断，也不需要重新设计控制器，没有时延，因此工程上更容易实现。
(3)本发明可以很好的确定卫星姿控系统的PI增益，而且其结构简单和概念直观。在实际的工程系统中，被广泛的应用，具有很强的实用价值。
(4)本发明是在反演控制的框架下，设计了一种具有自适应增益的PI控制，其性能优于传统的常值增益PI控制。本发明的重点是设计的该PI增益，它由两部分组成，一部分是恒定的，另一部分是时变的。恒定部分由设计者灵活确定，时变部分由自适应算法自动调整。采用本发明中设计的容错控制器可以使系统对故障具有容忍能力，保证了系统的稳定性，采用这种有效的姿态控制方法，卫星能快速、准确地跟踪参考指令，能够满足卫星姿态控制系统的高要求。
附图说明
图1是本发明的PI容错控制方法结构框图；
图2是执行器故障发生时，姿态角输出曲线；
图3是执行器故障发生时，虚拟控制输入响应曲线；
图4是执行器故障发生时，实际控制输入曲线；
图5是执行器故障发生时，时变增益△kp,△kI曲线图；
图6是执行器故障发生时，时变增益△kp,△kI曲线图。
具体实施方式
现结合说明书附图对本发明的具体实施方式做进一步的详细介绍。为了本领域的技术人员可以更好地了解本发明的具体实施步骤，本发明还提供了利用Matlab2014b软件进行基于自适应PI控制的刚体卫星姿态系统被动容错控制的仿真验证结果。
如图1所示，当刚性卫星执行器故障发生时，为了使姿态控制系统达到期望的姿态，在反演控制的框架下，定义了两个积分滑模面，设计了一种具有自适应增益的PI控制，其性能优于传统的常值增益PI控制。该PI增益由两部分组成，一部分是恒定的，另一部分是时变的。恒定部分由设计者灵活确定，自适应算法自动调整相关部分。此外，P-增益与I-增益成比例，而不是独立的传统常值增益PI控制。
为了解决上述问题，本发明提出了基于自适应PI控制的刚体卫星姿态系统被动容错控制方法，包含以下步骤：
步骤一、建立刚性卫星的姿态运动学模型，具体如下：
Figure GDA0002721754930000061
其中，
Figure GDA0002721754930000067
为偏航角、θ为俯仰角、ψ为滚转角；ω1为偏航角速度、ω2为俯仰角速度、ω3为滚转角速度；ω0是恒定的轨道速率。
在本发明中，假定欧拉角的变化范围很小，上式运动学方程可以简化为如下形式：
Figure GDA0002721754930000062
其中，
Figure GDA0002721754930000063
σ∈R3×1为姿态角向量，
Figure GDA0002721754930000064
ω∈R3×1为姿态角速度向量，
Figure GDA0002721754930000065
受到外部扰动和参数不确定性的刚性卫星的姿态动力学方程描述为：
Figure GDA0002721754930000066
其中，J∈R3×3是刚体卫星的对称惯性矩阵，△J是惯性矩阵的不确定部分；
Figure GDA0002721754930000071
为反作用飞轮产生的控制力矩；
Figure GDA0002721754930000072
表示外部扰动力矩。
上式可以转换成以下形式：
Figure GDA0002721754930000073
其中，
Figure GDA0002721754930000074
可以被看作是卫星动力学方程的一种扰动；
根据小姿态角原理，刚性卫星动力学和运动学模型可以写成：
Figure GDA0002721754930000075
步骤二、建立刚体卫星执行器故障发生情形下的数学模型，具体如下：
在本发明中，考虑的执行器故障是未知的时变故障。因此，由执行器故障产生的控制力矩可以如下公式化：
ua＝u+f
其中，
Figure GDA0002721754930000076
表示执行器的输入力矩，
Figure GDA0002721754930000077
被认为是由反作用飞轮偏差引起的加性时变故障。
刚性卫星在执行器故障发生情形下的动力学模型可以表示为：
Figure GDA0002721754930000078
步骤三、基于自适应PI控制的刚体卫星姿态系统被动容错控制器的设计，步骤具体如下：
定义下列误差变量：
z1＝σ-σd,z2＝ω-ωd
对外部姿态角环，引入滑模面如下：
Figure GDA0002721754930000079
其中，a1为一个正标量，对s1求导，得到：
Figure GDA00027217549300000710
对选取的滑模面选取指数趋近率：
Figure GDA00027217549300000711
其中，k1和ε1是两个正标量。
根据上述等式，虚拟控制输入ωd选择为：
Figure GDA0002721754930000081
对内部姿态角速度环设计滑模面：
Figure GDA0002721754930000082
其中，β为是设计者选择的一个正的自由参数，对s2求导，得到：
Figure GDA0002721754930000083
本发明所提出的PI控制器形式为：
Figure GDA0002721754930000084
在反演的框架下，设计了一种具有自适应增益的PI控制，与传统的常值增益PI控制不同，本发明中的PI增益由两部分组成：(1)常数增益kp>0,kI＝βkp>0，kp,β由设计者选择；(2)时变增益△kp(t)和△kI(t)通过以下算法自动和自适应地确定：
Figure GDA0002721754930000085
Figure GDA0002721754930000086
其中，
Figure GDA0002721754930000087
是c的估计，c是一个虚拟参数，其被定义为
Figure GDA0002721754930000088
；φ＝λmax(J-1)+1是一个标量，其中，l是一个大于零的小常数，β,σ1,γ1是由设计者自己选择的正参数。由上式△kI＝β△kp，以及kI＝βkp可知：
u＝-(kp+△kp)s2
同时，本发明还提出一种利用上述基于自适应PI控制的卫星姿态系统被动容错控制方法来验证刚体卫星的闭环姿态系统在发生故障时稳定性的方法，包含以下步骤：
步骤一、定义Lyapunov函数：
Figure GDA0002721754930000089
其中，
Figure GDA00027217549300000810
步骤二：对V求导，可得如下等式：
Figure GDA0002721754930000091
把步骤三中的u＝-(kp+△kp)s2，代入上式中的
Figure GDA0002721754930000092
我们可以得到：
Figure GDA0002721754930000093
这里，定义虚拟参数估计误差，其形式为：
Figure GDA0002721754930000094
此时，
Figure GDA0002721754930000095
为：
Figure GDA0002721754930000096
由于如下不等式成立：
Figure GDA0002721754930000097
进一步可得：
Figure GDA00027217549300000916
其中，
Figure GDA0002721754930000098
根据上式
Figure GDA0002721754930000099
可知Lyapunov函数收敛于
Figure GDA00027217549300000910
如果
Figure GDA00027217549300000911
因此，存在有限时间T0，对于
Figure GDA00027217549300000912
满足
Figure GDA00027217549300000913
进一步可以得到对于
Figure GDA00027217549300000914
有
Figure GDA00027217549300000915
所以s2最终一致有界，因此，z2也最终一致有界。即通过上述证明过程可验证系统的稳定性。
本发明利用Matlab2014b软件，对所提出的基于自适应PI控制的刚体卫星姿态系统被动容错控制方法进行了仿真验证工作：
(1)刚性卫星姿态控制系统仿真参数选取如下：
惯性矩阵
Figure GDA0002721754930000101
系统的扰动
Figure GDA0002721754930000102
(2)初始参数选取：
偏航角
Figure GDA0002721754930000103
俯仰角θ0＝0deg，和滚转角ψ0＝0deg；偏航角速度ω10＝0deg/s、俯仰角速度ω20＝0deg/s和滚转角速度ω30＝0deg/s；轨道角速度ω0＝0.2rad/s。yd＝σd为期望的系统输出信号。
Figure GDA0002721754930000106
设定为
Figure GDA0002721754930000107
θd＝1.5deg,ψd＝-2deg；虚拟控制器ωd和实际控制器u的增益系数选择为：a1＝0.5，k1＝3，ε1＝0.02，β＝1.2，l＝1，σ1＝1，γ1＝1，kp＝270，kI＝324。
(3)执行器故障设置：
仿真时，假设反作用飞轮偏差故障在不同时刻发生，即
Figure GDA0002721754930000104
为了说明自适应容错PI控制方案的有效性，给出了必要的仿真。在本发明中，我们采用自适应容错PI控制方法，姿态角输出、虚拟控制输入响应和实际控制输入的相应仿真结果分别如图2-4所示。时变增益△kp和△kI分别如图5-6所示。当故障发生时，采用本发明中设计的容错控制器可以使系统对故障具有容忍能力，保证了系统的稳定性，使卫星可以快速准确地跟踪上期望的姿态指令。
本发明未详细说明部分都属于领域技术人员公知常识，以上所述仅为本发明的一个具体实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (2)

1.基于自适应PI控制的刚体卫星姿态系统被动容错控制方法，其特征在于：包含以下步骤：
步骤一、建立刚性卫星的姿态运动学模型，具体如下：
Figure FDA0002721754920000011
其中，
Figure FDA0002721754920000012
为偏航角、θ为俯仰角、ψ为滚转角；ω1为偏航角速度、ω2为俯仰角速度、ω3为滚转角速度；ω0是恒定的轨道速率；
设欧拉角的变化范围很小，上式运动学方程能简化为如下形式：
Figure FDA0002721754920000013
其中，
Figure FDA0002721754920000014
σ∈R3×1为姿态角向量，
Figure FDA0002721754920000015
为姿态角速度向量，
Figure FDA0002721754920000016
受到外部扰动和参数不确定性的刚性卫星的姿态动力学方程描述为：
Figure FDA0002721754920000017
其中，J∈R3×3是刚体卫星的对称惯性矩阵，ΔJ是惯性矩阵的不确定部分；
Figure FDA0002721754920000018
为反作用飞轮产生的控制力矩；
Figure FDA0002721754920000019
表示外部扰动力矩；
上式可以转换成以下形式：
Figure FDA00027217549200000110
其中，
Figure FDA00027217549200000111
被看作是卫星姿态系统的一种扰动；
根据小姿态角原理，刚性卫星动力学和运动学模型可以写成：
Figure FDA00027217549200000112
Figure FDA00027217549200000113
步骤二、建立刚体卫星执行器故障发生情形下的数学模型，具体如下：
考虑的执行器故障是未知的时变故障，因此，由发生故障的反作用飞轮产生的控制力矩能如下公式化：
ua＝u+f
其中，
Figure FDA0002721754920000021
表示执行器的输入力矩，
Figure FDA0002721754920000022
被认为是由反作用飞轮偏差引起的加性时变故障；
刚性卫星在执行器故障发生情形下的动力学模型表示为：
Figure FDA0002721754920000023
步骤三、基于自适应PI控制的刚体卫星姿态系统被动容错控制器的设计，定义下列误差变量：
z1＝σ-σd，z2＝ω-ωd
对外部姿态角环，引入滑模面如下：
Figure FDA0002721754920000024
其中，a1为一个正标量，对s1求导，得到：
Figure FDA0002721754920000025
对选取的滑模面选取指数趋近率：
Figure FDA0002721754920000026
其中，k1和ε1是两个正标量；
根据上述等式，虚拟控制输入ωd选择为：
Figure FDA0002721754920000027
对内部姿态角速度环设计滑模面：
Figure FDA0002721754920000028
其中，β为是设计者选择的一个正的自由参数，对s2求导，得到：
Figure FDA0002721754920000029
所提出的基于自适应PI控制器的形式为：
Figure FDA00027217549200000210
在反演的框架下，设计了一种具有自适应增益的PI控制，与传统的PI控制不同，本PI增益由两部分组成：(1)常数增益kp＞0，kI＝βkp＞0，kp，β由设计者选择；(2)时变增益Δkp(t)和ΔkI(t)通过以下自适应算法自动地确定：
Figure FDA0002721754920000031
Figure FDA0002721754920000032
其中，
Figure FDA0002721754920000033
是c的估计，c是一个虚拟参数，其被定义为
Figure FDA0002721754920000034
φ＝λmax(J-1)+1是一个标量，其中，l是一个大于零的小常数，β，σ1，γ1是由设计者自己选择的正参数；由上式ΔkI＝βΔkp，以及kI＝βkp可知：
u＝-(kp+Δkp)s2。
2.一种利用权利要求1所述的基于自适应PI控制的刚体卫星姿态系统被动容错控制方法，其特征在于包含以下步骤：
步骤一、定义Lyapunov函数：
Figure FDA0002721754920000035
其中，
Figure FDA0002721754920000036
步骤二：对V求导，可得如下等式：
Figure FDA0002721754920000037
把步骤三中的u＝-(kp+Δkp)s2，代入上式中的
Figure FDA0002721754920000038
我们可以得到：
Figure FDA0002721754920000041
这里，定义虚拟参数估计误差，其形式为：
Figure FDA0002721754920000042
此时，
Figure FDA0002721754920000043
为：
Figure FDA0002721754920000044
由于如下不等式成立：
Figure FDA0002721754920000045
进一步可得：
Figure FDA0002721754920000046
其中，
Figure FDA0002721754920000047
根据上式
Figure FDA0002721754920000048
可知Lyapunov函数收敛于
Figure FDA0002721754920000049
如果
Figure FDA00027217549200000410
因此，存在有限时间T0，对于
Figure FDA00027217549200000411
满足
Figure FDA00027217549200000412
进一步可以得到对于
Figure FDA00027217549200000413
有
Figure FDA00027217549200000414
所以s2最终一致有界，因此，z2也最终一致有界；即通过上述证明过程可验证系统的稳定性。
CN201710854604.6A 2017-09-20 2017-09-20 基于自适应pi控制的刚体卫星姿态系统被动容错控制方法 Active CN107831774B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710854604.6A CN107831774B (zh) 2017-09-20 2017-09-20 基于自适应pi控制的刚体卫星姿态系统被动容错控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710854604.6A CN107831774B (zh) 2017-09-20 2017-09-20 基于自适应pi控制的刚体卫星姿态系统被动容错控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107831774A CN107831774A (zh) 2018-03-23
CN107831774B true CN107831774B (zh) 2021-01-01

Family

ID=61643909

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710854604.6A Active CN107831774B (zh) 2017-09-20 2017-09-20 基于自适应pi控制的刚体卫星姿态系统被动容错控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107831774B (zh)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109116736B (zh) * 2018-09-19 2021-01-12 南京航空航天大学 基于滑模的线性多智能体系统执行器故障的容错控制方法
CN109521676B (zh) * 2018-12-24 2021-11-30 哈尔滨理工大学 一种概率分布时滞系统的自适应滑模容错控制方法
CN109828528A (zh) * 2019-01-21 2019-05-31 河北工业职业技术学院 机器人轨迹跟踪方法及装置
CN116774577B (zh) * 2023-05-17 2024-05-17 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 具有稳定裕度自动配置功能的自适应pi控制方法及系统

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102252677A (zh) * 2011-04-18 2011-11-23 哈尔滨工程大学 一种基于时间序列分析的变比例自适应联邦滤波方法
US9296474B1 (en) * 2012-08-06 2016-03-29 The United States of America as represented by the Administrator of the National Aeronautics & Space Administration (NASA) Control systems with normalized and covariance adaptation by optimal control modification
CN106292681B (zh) * 2016-09-19 2019-02-19 北京航空航天大学 一种基于观测器和在线控制分配的卫星主动容错控制方法
CN106647693B (zh) * 2016-11-17 2019-06-21 南京邮电大学 刚体航天器执行器多故障的诊断与容错控制方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Fault-tolerant control systems: A comparative study between active and;Jin Jiang等;《Annual Reviews in Control》;20111219;第60-72页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN107831774A (zh) 2018-03-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107831774B (zh) 基于自适应pi控制的刚体卫星姿态系统被动容错控制方法
CN106647693B (zh) 刚体航天器执行器多故障的诊断与容错控制方法
US9296474B1 (en) Control systems with normalized and covariance adaptation by optimal control modification
Li et al. Fault-tolerant attitude stabilization incorporating closed-loop control allocation under actuator failure
Hu et al. Nonlinear proportional-derivative control incorporating closed-loop control allocation for spacecraft
Tripathi et al. Finite‐time super twisting sliding mode controller based on higher‐order sliding mode observer for real‐time trajectory tracking of a quadrotor
CN111650832B (zh) 一种水下多足步行机器人机械足姿态跟踪控制方法
Bu et al. A robust constrained control approach for flexible air‐breathing hypersonic vehicles
Chakravarty et al. Actuator fault‐tolerant control (FTC) design with post‐fault transient improvement for application to aircraft control
Marwaha et al. Fault‐tolerant control allocation for Mars entry vehicle using adaptive control
Yue et al. Robust fault-tolerant attitude tracking with guaranteed prescribed performance
CN109901395B (zh) 异步系统的自适应容错控制方法
Wang et al. Fault‐tolerant spacecraft attitude control under actuator saturation and without angular velocity
Chen et al. Improved adaptive fault‐tolerant control design for hypersonic vehicle based on interval type‐2 T‐S model
Zhang et al. Adaptive finite‐time tracking control for output‐constrained nonlinear systems with non‐strict‐feedback structure
Zhu et al. Finite‐time rotation‐matrix‐based tracking control for autonomous underwater vehicle with input saturation and actuator faults
CN113859589A (zh) 一种基于模型预测控制与滑模控制的航天器姿态控制方法
Burken et al. Adaptive flight control design with optimal control modification for F-18 aircraft model
Nguyen Least-squares model-reference adaptive control with Chebyshev orthogonal polynomial approximation
CN113741188A (zh) 执行器故障下固定翼无人机反步自适应容错控制方法
Nadda et al. Improved quadrotor altitude control design using second-order sliding mode
Wang et al. Sliding mode reconfigurable control using information on the control effectiveness of actuators
CN111806728B (zh) 具有执行器饱和的航天器多智能体姿态同步容错控制方法
CN112526884A (zh) 一种故障系统自适应容错方法及系统
Wang et al. Self-healing control for attitude system of hypersonic flight vehicle with body flap faults

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant