CN108415255A - 一种执行机构受损下的航天器抗干扰姿控方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种执行机构受损下的航天器抗干扰姿控方法。该方法针对空间对抗下航天器执行机构受到敌方物理攻击同时航天器平台受到外部环境干扰及系统未建模动态影响的航天器抗干扰姿控系统；首先，建立执行机构受损同时受外部环境干扰及系统未建模动态影响的航天器姿态控制系统模型；其次，设计干扰观测器，对外部环境干扰及系统未建模动态造成的等价干扰进行估计；再次，针对执行机构受攻击导致的执行机构失效故障，设计学习观测器，对执行机构故障进行重构；最后，根据等价干扰估计值和执行机构故障重构信息设计复合控制器，构造出一种执行机构受损下的航天器抗干扰姿控方法。本发明适用于航天器姿态控制系统高精度、高可靠控制。

Description

一种执行机构受损下的航天器抗干扰姿控方法

技术领域

本发明涉及一种执行机构受损下的航天器抗干扰姿控方法，可以实现空间对抗环境下航天器执行机构受损下的故障重构与多源干扰抑制与补偿，可用于航天器姿态控制系统的高精度、高可靠性控制。

背景技术

随着空间军事化的快速演变，外层空间逐渐成为当今世界各国维护国家安全和切身利益的战略制高点，军事领域的对抗也随之拓展到了外层空间，航天器作为一种空间武器在实施对地的精确打击过程中需要姿态控制系统高精度、高可靠地对准地面打击目标。因而对航天器的姿态控制系统也提出了更高的要求。然而，在现代空间对抗过程中，航天器往往会受到欺骗攻击、平台攻击等各种形式的攻击，其中平台攻击技术作为空间进攻的一种重要手段，主要是直接攻击航天器平台，使得航天器的执行机构、星敏感器及太阳能帆板等部分或整体能力永久性消除，以达到作战效果。一旦航天器的喷管、离子推进系统等执行机构遭受平台攻击丧失部分能力，将会导致航天器姿态控制系统的可靠性严重降低，甚至导致航天器武器功能丧失。同时，考虑到航天器一方面由于所处空间环境的复杂性，使得航天器受到太阳光压力矩、气动力矩等环境干扰；另一方面，目前常用的航天器动力学模型在建模上存在着误差，这些外部环境干扰及建模误差都会在一定程度上影响着航天器姿态控制的精度。因此，研究执行机构受损情况下的航天器姿控系统高精度、高可靠性控制是一个极具研究价值的焦点。

目前，针对同时含有多源干扰及平台攻击的航天器姿态控制系统，中国专利申请号201310484771.8提出了一种基于T-S模糊模型与学习观测器的卫星故障诊断与容错控制方法，但该专利仅仅针对执行机构故障重构问题，并未考虑卫星所受到的环境干扰及未建模动态引起的不确定性；中国专利申请号201710379752.7提出了一种基于迭代学习干扰观测器的航天器姿态容错控制方法，但该专利将执行机构故障造成的乘性故障及安装偏差以及航天器所受来自空间环境的外部扰动造成的加性干扰定义成一个加性的广义干扰，用迭代学习干扰观测器进行统一学习观测，对执行机构故障重构误差及安装偏差和外部扰动的估计误差无法进行精细优化。综上所述，现有的控制方法无法针对同时受到平台攻击及多源干扰的航天器姿态系统进行精确、可靠的控制。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：针对空间对抗进攻中的平台攻击对航天器姿态控制系统造成的执行机构故障并且存在外部环境干扰、系统未建模动态的问题，设计了一种执行机构受损下的航天器抗干扰姿控方法，具有控制精度高、可靠性高的优点。

本发明解决上述技术问题采用的技术方案为：一种执行机构受损下的航天器抗干扰姿控方法，包括以下步骤：

第一步，建立执行机构受损同时受外部环境干扰及系统未建模动态影响的航天器姿态控制系统模型；

第二步，设计干扰观测器，对外部环境干扰及系统未建模动态造成的等价干扰进行估计；

第三步，针对执行机构受攻击导致的执行机构失效故障，设计学习观测器，对执行机构故障进行重构；

第四步，根据等价干扰估计值和执行机构故障重构信息设计复合控制器，构造出一种执行机构受损下的航天器抗干扰姿控方法。

具体实施步骤如下：

第一步，建立执行机构受损同时受外部环境干扰及系统未建模动态影响的航天器姿态控制系统模型Σ₁为：

其中，x＝[x₁ x₂]^T为系统状态， 为系统状态的时间导数，θ、ψ分别为航天器的滚转角、俯仰角及偏航角，分别为滚转角速度、俯仰角速度及偏航角速度，u＝[u₁ u₂ ... u_n]^T为控制输入，u_i为第i个控制输入，i＝1,2,3，d为由外部环境干扰及未建模动态造成的等价干扰，满足α为正常值，系数矩阵0_3×3和I_3×3分别表示3阶零矩阵和3阶单位矩阵，J为航天器转动惯量，J^-1为转动惯量矩阵J的逆矩阵，0_3×3和I_3×3分别表示3阶零矩阵和3阶单位矩阵，非线性矩阵 为已知的非线性函数，为非线性矩阵关于时间t的导数，ω为姿态绝对角速度，ω＝[ω_x ω_y ω_z]^T，ω_x、ω_y、ω_z分别为滚转通道、俯仰通道及偏航通道的绝对角速度，F(t)为执行机构失效故障矩阵；

由于F(t)为对角矩阵，可得：

F(t)u(t)＝U(t)H(t)

其中，U(t)＝diag{u₁(t) u₂(t) ... u_n(t)}表示控制输入转换矩阵，H(t)＝[δ₁ δ₂δ₃]^T表示执行机构失效故障转换矩阵。

将上述模型Σ₁简写为模型Σ₂：

第二步，设计干扰观测器Σ₃，对外部环境干扰及系统未建模动态造成的等价干扰d进行估计：

其中，状态 为等价干扰d的估计值，z为干扰观测器的中间变量，为中间变量z的一阶导数，p(x)为待设计的变量，l(x)为干扰观测器的增益，系数矩阵非线性矩阵 为非线性矩阵关于时间t的导数，U(t)＝diag{u₁(t) u₂(t)... u_n(t)}，u_i(t)为第i个控制输入，i＝1,2,3，H(t)＝[δ₁ δ₂ δ₃]^T。

第三步，针对执行机构受攻击导致的执行机构失效故障，设计的学习观测器Σ₄，对执行机构故障矩阵H(t)进行重构：

其中，为状态x的估计值，为状态的关于时间t的一阶导数，为执行机构失效故障矩阵H(t)的重构信号，为已知非线性函数的估计值，为等价干扰d的估计值，τ为学习时间间隔，为正常值，为t-τ时刻的执行机构失效故障重构信号，L、K₁、K₂为待设计的适维观测器矩阵。

第四步，根据等价干扰估计值和执行机构故障重构信息设计复合控制器：

其中，K为控制器增益，为系统状态x的估计值，为等价d的估计值，为执行机构失效故障矩阵F(t)的重构信号，u_max表示执行机构的最大输出值。

本发明与现有技术相比的优点在于：

本发明的一种执行机构受损下的航天器抗干扰姿控方法，针对空间对抗进攻中的航天器执行机构平台攻击造成的执行机构故障并且存在外部环境干扰、未建模动态的问题，设计干扰观测器对外部环境干扰及未建模动态进行估计，并通过反馈通道予以抵消；设计学习观测器对执行机构故障进行重构，然后根据故障重构信息和等价干扰估计值，设计复合控制器，构造出一种执行机构受损下的航天器抗干扰姿控方法，使得航天器姿态控制系统在存在干扰的环境下，即使执行机构受到敌方攻击失去部分执行能力，仍然能够保证航天器姿态控制系统的准确性和可靠性，使得系统具有抗干扰性强、可靠性高的特点，从而保证航天器姿态的高精度控制。

附图说明

图1为本发明一种执行机构受损下的航天器抗干扰姿控方法的设计流程图。

具体实施方式

下面结合附图以及具体实施方式进一步说明本发明。

本发明所述的一种执行机构受损下的航天器抗干扰姿控方法，包括步骤为：首先，建立执行机构受损同时受外部环境干扰及系统未建模动态影响的航天器姿态控制系统模型；其次，设计干扰观测器，对外部环境干扰及系统未建模动态造成的等价干扰进行估计；再次，针对执行机构受攻击导致的执行机构失效故障，设计学习观测器，对执行机构故障进行重构；最后，根据等价干扰估计值和执行机构故障重构信息设计复合控制器，构造出一种执行机构受损下的航天器抗干扰姿控方法具体实施步骤如下：

第一步，建立执行机构受损同时受外部环境干扰及系统未建模动态影响的航天器姿态控制系统模型Σ₁为：

其中，x＝[x₁ x₂]^T为系统状态， 为系统状态的时间导数，θ、ψ分别为航天器的滚转角、俯仰角及偏航角，分别为滚转角速度、俯仰角速度及偏航角速度，u＝[u₁ u₂ ... u_n]^T为控制输入，u_i为第i个控制输入，i＝1,2,3，d为由外部环境干扰及未建模动态造成的等价干扰，满足α为正常值，系数矩阵0_3×3和I_3×3分别表示3阶零矩阵和3阶单位矩阵，J为航天器转动惯量，J^-1为转动惯量矩阵J的逆矩阵，0_3×3和I_3×3分别表示3阶零矩阵和3阶单位矩阵，非线性矩阵 为已知的非线性函数，具体表达式为：

ω₀为常值的轨道角速度，L_bo表示挠性航天器轨道坐标系到本体坐标系的坐标变换矩阵，具体表达式为：

为非线性矩阵的关于时间t导数，ω为姿态绝对角速度，为关于时间t的导数，ω为姿态绝对角速度，ω＝[ω_x ω_y ω_z]^T，ω_x、ω_y、ω_z分别为滚转通道、俯仰通道及偏航通道的绝对角速度，F(t)为执行机构失效故障矩阵；

由于F(t)为对角矩阵，可得：

F(t)u(t)＝U(t)H(t)

其中，U(t)＝diag{u₁(t) u₂(t) ... u_n(t)}表示航天器控制输入转换矩阵，H(t)＝[δ₁ δ₂ δ₃]^T表示执行机构失效故障转换矩阵。

将上述模型Σ₁简写为模型Σ₂：

在本实施案例中，航天器的滚转角、俯仰角及偏航角的初始值为x₁＝[0.0847-0.1635 0.1248]^Trad，航天器的滚转角速度、俯仰角速度及偏航角速度的初始值为x₂＝[0.011 0.013-0.012]^Trad/s，取转动惯量J＝diag{18.73,20.77,23.63}kg·m²，外部环境干扰及未建模动态造成的等价干扰执行机构故障在10s之前取值为0，在10s之后取值为航天器轨道角速度ω₀取值为0.001rad/s。

第二步，设计干扰观测器Σ₃，对外部环境干扰及系统未建模动态造成的等价干扰d进行估计：

其中，状态 为等价干扰d的估计值，z为干扰观测器的中间变量，为中间变量z的一阶导数，优选地，观测器增益取值l(x)>1/2，如选l(x)＝[0 00 0.8 0.6 0.7]^T，则系数矩阵非线性矩阵 为非线性矩阵关于时间t的导数，U(t)＝diag{u₁(t) u₂(t) ... u_n(t)}，u_i(t)为第i个控制输入，i＝1,2,3，H(t)＝[δ₁ δ₂ δ₃]^T。

第三步，针对执行机构受攻击导致的执行机构失效故障，设计的学习观测器Σ₄，对执行机构故障矩阵H(t)进行重构：

其中，为状态x的估计值，为状态的关于时间t的一阶导数，为执行机构失效故障矩阵H(t)的重构信号，为已知非线性函数的估计值，为等价干扰d的估计值，τ为学习时间间隔，取值为0.01s，为t-τ时刻的执行机构失效故障重构信号，

观测器矩阵K₁＝0.99994I₃、

第四步，根据等价干扰估计值和执行机构故障重构信息设计复合控制器：

其中，K为控制器增益，为系统状态x的估计值，为等价d的估计值，为执行机构失效故障矩阵F(t)的重构信号，u_max表示执行机构的最大输出值。

通过以上参数仿真可得出，在给定一个时变小姿态指令时，卫星在姿态控制器作用下跟踪该指令的姿态角速度稳态误差精度数量级可达10^-4，姿态角稳态误差数量级可达10^-5，并且当执行机构出现常值故障时，姿态角速度能够在5秒内收敛。因此本文所设计的一种执行机构受损下的航天器抗干扰姿控方法能够快速重构出执行机构故障并保证姿态控制精度。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims (5)

1.一种执行机构受损下的航天器抗干扰姿控方法，其特征在于，包括以下步骤：

第一步，建立执行机构受损同时受外部环境干扰及系统未建模动态影响的航天器姿态控制系统模型；

第二步，设计干扰观测器，对外部环境干扰及系统未建模动态造成的等价干扰进行估计；

第三步，针对执行机构受攻击导致的执行机构失效故障，设计学习观测器，对执行机构故障进行重构；

第四步，根据等价干扰估计值和执行机构故障重构信息设计复合控制器，构造出一种执行机构受损下的航天器抗干扰姿控方法。

2.根据权利要求1所述的一种执行机构受损下的航天器抗干扰姿控方法，其特征在于：所述第一步具体实现如下：

建立执行机构受损同时受外部环境干扰及系统未建模动态影响的航天器姿态控制系统模型Σ₁为：

Σ₁:

其中，x＝[x₁ x₂]^T为系统状态， 为系统状态的时间导数，θ、ψ分别为航天器的滚转角、俯仰角及偏航角，分别为滚转角速度、俯仰角速度及偏航角速度，u＝[u₁ u₂ ... u_n]^T为控制输入，u_i为第i个控制输入，i＝1,2,3，d为由外部环境干扰及未建模动态造成的等价干扰，满足α为正常值，系数矩阵0_3×3和I_3×3分别表示3阶零矩阵和3阶单位矩阵，J为航天器转动惯量，J^-1为转动惯量矩阵J的逆矩阵，0_3×3和I_3×3分别表示3阶零矩阵和3阶单位矩阵，非线性矩阵 为已知的非线性函数，为非线性矩阵关于时间t的导数，ω为姿态绝对角速度，ω＝[ω_x ω_y ω_z]^T，ω_x、ω_y、ω_z分别为滚转通道、俯仰通道及偏航通道的绝对角速度，F(t)为执行机构失效故障矩阵；

由于F(t)为对角矩阵，可得：

F(t)u(t)＝U(t)H(t)

其中，U(t)＝diag{u₁(t) u₂(t) ... u_n(t)}表示控制输入转换矩阵，H(t)＝[δ₁ δ₂ δ₃]^T表示执行机构失效故障转换矩阵；

将上述模型Σ₁简写为模型Σ₂：

Σ₂:

3.根据权利要求1所述的一种执行机构受损下的航天器抗干扰姿控方法，其特征在于：所述第二步中设计的干扰观测器Σ₃为：

Σ₃:

其中，状态 为等价干扰d的估计值，z为干扰观测器的中间变量，为中间变量z的一阶导数，p(x)为待设计的变量，l(x)为干扰观测器的增益，系数矩阵非线性矩阵 为非线性矩阵关于时间t的导数，U(t)＝diag{u₁(t) u₂(t)... u_n(t)}表示控制输入转换矩阵，u_i(t)为第i个控制输入，i＝1,2,3，H(t)＝[δ₁ δ₂ δ₃]^T表示执行机构失效故障转换矩阵。

4.根据权利要求1所述的一种执行机构受损下的航天器抗干扰姿控方法，其特征在于：所述第三步中设计的学习观测器Σ₄为：

Σ₄:

其中，为状态x的估计值，为状态的关于时间t的一阶导数，为执行机构失效故障转换矩阵H(t)的重构信号，为已知非线性函数的估计值，为等价干扰d的估计值，τ为学习时间间隔，为正常值，为t-τ时刻的执行机构失效故障重构信号，L、K₁、K₂为待设计的适维观测器矩阵。

5.根据权利要求1所述的一种执行机构受损下的航天器抗干扰姿控方法，其特征在于：所述第四步中根据等价干扰估计值和执行机构故障重构信息设计的复合控制器为：

其中，K为控制器增益，为系统状态x的估计值，为等价d的估计值，为执行机构失效故障矩阵F(t)的重构信号，u_max表示执行机构的最大输出值。