CN108563131B - 一种卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法 - Google Patents

一种卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法 Download PDF

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CN108563131B CN201810763573.8A CN201810763573A CN108563131B CN 108563131 B CN108563131 B CN 108563131B CN 201810763573 A CN201810763573 A CN 201810763573A CN 108563131 B CN108563131 B CN 108563131B
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Abstract

本发明公开了一种卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法，包括：(1)依据卫星姿态控制系统执行器工作状况，对其失控故障进行建模，生成卫星姿态控制系统执行器失控故障模型。(2)基于所述的步骤一所建立的卫星姿态控制系统执行器失控故障模型，利用卫星姿态控制系统执行器的装配矩阵构造新的控制增益矩阵的逆矩阵，并对卫星姿态控制系统进行参数化。(3)设计自适应律对所述的步骤二所构造的新的控制增益矩阵的逆矩阵以及卫星姿态控制系统的不确定性直接进行估计。(4)利用步骤三所获得的估计值构造自适应控制器。本发明可直接对故障所带来的系统不确定性进行处理，无需多模型切换。不仅解决了估计矩阵奇异性问题，而且能有效减少控制所需计算量，可保证卫星姿态角速度的良好渐近跟踪性能。

Description

一种卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法
技术领域
本发明属于卫星姿态控制技术领域，涉及一种卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法。
背景技术
进入21世纪以来，随着航天科技的日益发展，为了完成各种精细复杂的空间任务，现代卫星要求具有高指向精度、高机动能力、高姿态跟踪度以及长使用寿命以胜任不同的工作模式。例如，2013年“马航”事件发生后，为搜寻坠毁的客机，各国卫星需由正常运行的轨道机动到特定的轨道进行搜寻，这同时也需要卫星姿态的快速机动，从而保证有效载荷发挥其功效。但由于长时间在轨运行，卫星的执行器如飞轮、控制力矩陀螺和推力器等的内部元件将老化，从而导致工作效率降低甚至是故障的发生。轻微的执行器故障将降低姿态控制性能，严重的故障将导致姿态快速机动无法顺利完成，甚至导致卫星的丢失。例如，2008年GIOVE-B卫星在发射时，反作用飞轮在星箭刚刚分离后异常工作，导致卫星启动了安全模式，无法正常完成任务；2010年Eutelsat W3B卫星因发射后推力器故障而导致任务终止；2013年深空探测器Kepler上的反作用飞轮发生故障，导致其姿态失控，最终终止了所有任务。因此，未来先进卫星的控制系统必须具备自主决策和容错的能力，而为了提高我国航天实力，保证卫星的可靠性和安全性，其姿态控制动力学系统的执行器故障是亟需解决的问题。
自适应方法能够有效处理卫星姿态控制动力学系统参数不确定性，被广泛应用于故障补偿控制器设计中。目前卫星执行器失控故障的补偿方法主要有两种：(1)自适应多设计融合，该方法针对每种可能的故障模式设计单独的控制信号，再将所设计的多个控制信号进行融合。但当故障模式较多时，该方法需要估计较多参数，计算量较大。(2)自适应多模型切换控制，该方法是针对每种可能的故障模式设计单独的控制信号，而后设计适当的控制切换机制实时选择合适的控制信号应用在卫星上，但该方法需要切换控制信号，过快的切换可能导致颤振甚至是系统不稳定。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的缺陷，针对卫星姿态控制动力学系统的执行器失控故障问题，提供一种卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法，能够对转动惯量未知情况下的卫星姿态控动力学系统的执行器失控故障进行补偿，还能够确保卫星姿态角速度的渐近跟踪性能；可利用自适应方法直接对故障所带来的系统不确定性进行处理，无需多设计融合和多模型切换。不仅解决了估计矩阵奇异性问题，而且能有效减少控制计算量以及避免控制切换的问题。
本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：
本发明的一种卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法，所述的卫星姿态控制系统的动力学方程为：
Figure BDA0001728479840000021
其中：ω＝[ωx ωy ωz]T是卫星空间转动角速度向量，ωx、ωy、ωz是ω在x轴、y轴、z轴上的分量；
Figure BDA0001728479840000022
是ω的导数；[·]T代表括号内的向量或矩阵的转置运算；
Figure BDA0001728479840000023
Figure BDA0001728479840000024
是卫星的转动惯量矩阵，Jxx、Jyy、Jzz是卫星绕x轴、y轴、z轴上的转动惯量，Jxy＝Jyx、Jyz＝Jzy、Jxz＝Jzx是惯量积；D∈R3×m是卫星姿态控制系统执行器的装配矩阵；m是卫星姿态控制系统执行器的个数；u∈Rm×1是由卫星姿态控制系统执行器产生的控制力矩向量；
其特征在于，所述方法包括如下步骤：
步骤一、依据卫星姿态控制系统执行器工作状况，对其失控故障进行建模，生成卫星姿态控制系统执行器失控故障模型。所述的卫星姿态控制系统执行器失控故障模型如下：
Figure BDA0001728479840000025
其中：υ∈Rm×1是需要设计的控制信号向量；σ＝diag{σ1,σ2,…,σm}是故障模式矩阵，diag{·}表示对角矩阵，
Figure BDA0001728479840000026
Figure BDA0001728479840000027
是故障值向量；Im是m阶单位矩阵；对于卫星姿态控制系统而言，可以补偿的故障应满足条件：矩阵Dσ的秩为3；
参照所建立的卫星姿态控制系统执行器失控故障模型，当存在故障时，卫星姿态控制系统的动力学方程为：
Figure BDA0001728479840000028
步骤二、基于所述的步骤一所建立的卫星姿态控制系统执行器失控故障模型，利用卫星姿态控制系统执行器的装配矩阵构造新的控制增益矩阵的逆矩阵，并对卫星姿态控制系统进行参数化。所述的新的控制增益矩阵的逆矩阵如下：
G＝(DσDT)-1 (4)
其中：G是构造的新的控制增益矩阵的逆矩阵；(·)-1表示括号内矩阵的逆矩阵；
基于上述矩阵，并对卫星姿态控制系统进行参数化如下：
Figure BDA0001728479840000031
其中：J0＝[Jxx,Jyy,Jzz,Jyz,Jxz,Jzy]T；
Figure BDA0001728479840000032
υ0是需要设计的虚拟控制信号，满足条件
Figure BDA0001728479840000033
设定角速度跟踪误差为：
ωe＝ω-ωd (6)
其中：ωd＝[ωdx,ωdy,ωdz]T是期望角速度向量，ωdx、ωdy、ωdz是ωd在主惯量轴上的分量；卫星姿态控制系统的角速度跟踪误差系统为：
Figure BDA0001728479840000034
其中：
Figure BDA0001728479840000035
是ωd的导数，
Figure BDA0001728479840000036
是ωdx的导数，
Figure BDA0001728479840000037
是ωdy的导数，
Figure BDA0001728479840000038
是ωdz的导数；
Figure BDA0001728479840000039
步骤三、设计自适应律对所述的步骤二所构造的新的控制增益矩阵的逆矩阵以及卫星姿态控制系统的不确定性直接进行估计。所述的自适应律如下：
Figure BDA00017284798400000310
Figure BDA00017284798400000311
Figure BDA00017284798400000312
其中：
Figure BDA00017284798400000313
是G的估计值，
Figure BDA00017284798400000314
是
Figure BDA00017284798400000315
的导数；
Figure BDA00017284798400000316
是J0的估计值，
Figure BDA00017284798400000317
是
Figure BDA00017284798400000318
的导数；
Figure BDA00017284798400000319
是
Figure BDA00017284798400000320
的估计值，
Figure BDA00017284798400000321
是
Figure BDA00017284798400000322
的导数；γg是正实数；ΓJ∈R6×6是正定对称矩阵；Γπ∈R3×3是正定对称矩阵；k是正实数；ωe＝ω-ωd是角速度跟踪误差，ωd＝[ωdx,ωdy,ωdz]T是期望角速度向量，ωdx、ωdy、ωdz是ωd在主惯量轴上的分量，
Figure BDA00017284798400000323
是ωd的导数，
Figure BDA00017284798400000324
是ωdx的导数，
Figure BDA00017284798400000325
是ωdy的导数，
Figure BDA00017284798400000326
是ωdz的导数；
Figure BDA00017284798400000327
步骤四、利用步骤三所获得的估计值构造自适应控制器。所构造的自适应控制器的控制信号为：
Figure BDA0001728479840000041
与现有技术相比，本发明具有以下优点和技术效果：
1.本发明针对卫星姿态控制动力学系统，利用自适应的方法直接补偿执行器失控故障。该方法不仅能够对转动惯量未知情况下的卫星姿态控动力学系统的执行器失控故障进行补偿，还能够确保卫星姿态角速度的渐近跟踪性能。
2.本发明采用自适应方法直接对控制增益矩阵的逆矩阵进行估计，不仅解决了估计矩阵奇异性问题，而且能有效减少控制所需计算量，同时避免控制信号切换问题。利用自适应方法直接对故障所带来的系统不确定性进行处理，没有多模型切换。
3.本发明能够有效保障卫星姿态动力学系统在执行器发生失控故障时的控制精度，并使其获得优良的工作品质。
附图说明
图1是本发明卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法的一个实施例的流程框图。
图2a是本发明一个实施例的卫星角速度在x轴上分量的跟踪曲线图。
图2b是本发明一个实施例的卫星角速度在y轴上分量的跟踪曲线图。
图2c是本发明一个实施例的卫星角速度在z轴上分量的跟踪曲线图。
图3a是本发明一个实施例的卫星角速度在x轴上分量的跟踪误差曲线图。
图3b是本发明一个实施例的卫星角速度在y轴上分量的跟踪误差曲线图。
图3c是本发明一个实施例的卫星角速度在z轴上分量的跟踪误差曲线图。
图4a是本发明一个实施例的第1个执行器的控制信号和产生的控制力矩曲线图。
图4b是本发明一个实施例的第2个执行器的控制信号和产生的控制力矩曲线图。
图4c是本发明一个实施例的第3个执行器的控制信号和产生的控制力矩曲线图。
图4d是本发明一个实施例的第4个执行器的控制信号和产生的控制力矩曲线图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的技术方案做进一步的详细说明：
图1是本发明卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法的一个实施例的流程框图。如图1所示，本发明实施例方法，所述的卫星姿态控制系统的动力学方程为：
Figure BDA0001728479840000042
其中：ω＝[ωx ωy ωz]T是卫星空间转动角速度向量，ωx、ωy、ωz是ω在x轴、y轴、z轴上的分量；
Figure BDA0001728479840000051
是ω的导数；[·]T代表括号内的向量或矩阵的转置运算；
Figure BDA0001728479840000052
Figure BDA0001728479840000053
是卫星的转动惯量矩阵，Jxx、Jyy、Jzz是卫星绕x轴、y轴、z轴上的转动惯量，Jxy＝Jyx、Jyz＝Jzy、Jxz＝Jzx是惯量积；D∈R3×m是卫星姿态控制系统执行器的装配矩阵；m是卫星姿态控制系统执行器的个数；u∈Rm×1是由卫星姿态控制系统执行器产生的控制力矩向量；
其特征在于，所述方法包括如下步骤：
步骤一、依据卫星姿态控制系统执行器工作状况，对其失控故障进行建模，生成卫星姿态控制系统执行器失控故障模型。所述的卫星姿态控制系统执行器失控故障模型如下：
Figure BDA0001728479840000054
其中：υ∈Rm×1是需要设计的控制信号向量；σ＝diag{σ1,σ2,K,σm}是故障模式矩阵，diag{·}表示对角矩阵，
Figure BDA0001728479840000055
Figure BDA0001728479840000056
是故障值向量；Im是m阶单位矩阵；对于卫星姿态控制系统而言，可以补偿的故障应满足条件：矩阵Dσ的秩为3；
参照所建立的卫星姿态控制系统执行器失控故障模型，当存在故障时，卫星姿态控制系统的动力学方程为：
Figure BDA0001728479840000057
步骤二、基于所述的步骤一所建立的卫星姿态控制系统执行器失控故障模型，利用卫星姿态控制系统执行器的装配矩阵构造新的控制增益矩阵的逆矩阵，并对卫星姿态控制系统进行参数化。所述的新的控制增益矩阵的逆矩阵如下：
G＝(DσDT)-1 (4)
其中：G是构造的新的控制增益矩阵的逆矩阵；(·)-1表示括号内矩阵的逆矩阵；
基于上述矩阵，并对卫星姿态控制系统进行参数化如下：
Figure BDA0001728479840000058
其中：J0＝[Jxx,Jyy,Jzz,Jyz,Jxz,Jzy]T；
Figure BDA0001728479840000059
υ0是需要设计的虚拟控制信号，满足条件υ＝DTυ0；
Figure BDA00017284798400000510
设定角速度跟踪误差为：
ωe＝ω-ωd (6)
其中：ωd＝[ωdx,ωdy,ωdz]T是期望角速度向量，ωdx、ωdy、ωdz是ωd在主惯量轴上的分量；卫星姿态控制系统的角速度跟踪误差系统为：
Figure BDA0001728479840000061
其中：
Figure BDA0001728479840000062
是ωd的导数，
Figure BDA0001728479840000063
是ωdx的导数，
Figure BDA0001728479840000064
是ωdy的导数，
Figure BDA0001728479840000065
是ωdz的导数；
Figure BDA0001728479840000066
步骤三、设计自适应律对所述的步骤二所构造的新的控制增益矩阵的逆矩阵以及卫星姿态控制系统的不确定性直接进行估计。所述的自适应律如下：
Figure BDA0001728479840000067
Figure BDA0001728479840000068
Figure BDA0001728479840000069
其中：
Figure BDA00017284798400000610
是G的估计值，
Figure BDA00017284798400000611
是
Figure BDA00017284798400000612
的导数；
Figure BDA00017284798400000613
是J0的估计值，
Figure BDA00017284798400000614
是
Figure BDA00017284798400000615
的导数；
Figure BDA00017284798400000616
是
Figure BDA00017284798400000617
的估计值，
Figure BDA00017284798400000618
是
Figure BDA00017284798400000619
的导数；γg是正实数；ΓJ∈R6×6是正定对称矩阵；Γπ∈R3×3是正定对称矩阵；k是正实数；ωe＝ω-ωd是角速度跟踪误差，ωd＝[ωdx,ωdy,ωdz]T是期望角速度向量，ωdx、ωdy、ωdz是ωd在主惯量轴上的分量，
Figure BDA00017284798400000620
是ωd的导数，
Figure BDA00017284798400000621
是ωdx的导数，
Figure BDA00017284798400000622
是ωdy的导数，
Figure BDA00017284798400000623
是ωdz的导数；
Figure BDA00017284798400000624
步骤四、利用步骤三所获得的估计值构造自适应控制器。所构造的自适应控制器的控制信号为：
Figure BDA00017284798400000625
本发明所设计的自适应控制信号可以保证：
1、闭环系统所有信号有界；
2、
Figure BDA00017284798400000626
的所有元素有界；
3、期望的角速度渐近跟踪性能，即
Figure BDA00017284798400000627
对本发明所述方法进行的仿真验证过程如下。
针对本发明设计的一种卫星姿态控制动力学系统的执行器失控故障自适应直接补偿方法进行仿真时，包括以下步骤：
步骤1：选定卫星姿态控制动力学系统(1)中ω的初值、矩阵J和矩阵D，以及(6)中的期望跟踪信号ωd，并设定(2)中执行器故障参数σ和
Figure BDA0001728479840000071
步骤2：针对失控故障，根据公式(8)搭建参数估计模块对
Figure BDA0001728479840000072
进行实时估计，包括设定k、γg、ΓJ、Γπ，以及
Figure BDA0001728479840000073
的初值。
步骤3：根据公式(9)搭建自适应控制系统模块。
步骤4：按照设定的执行器模式，注入执行器失控故障。
步骤5：不断重复步骤4，即可得到最终的仿真结果。
本发明设计的一种卫星姿态控制动力学系统的执行器失控故障自适应直接补偿方法，在具体实施过程当中的参数设置如下：
1.卫星姿态控制动力学系统参数、期望跟踪信号以及执行器失控故障参数：
Figure BDA0001728479840000074
ω的初值为[0,0,0]T，
Figure BDA0001728479840000075
Figure BDA0001728479840000076
Figure BDA0001728479840000077
Figure BDA0001728479840000078
Figure BDA0001728479840000079
2.自适应参数估计和控制模块参数选取如下：
k、γg均选为1，ΓJ选为6阶单位矩阵、Γπ选为3阶单位矩阵。
Figure BDA00017284798400000710
的初值均选为
Figure BDA00017284798400000711
Figure BDA00017284798400000712
的初值均选为[336,256,176,0,0,0]T,
Figure BDA00017284798400000713
的初值均选为[0,0,0]T。
3.按照上述参数对本发明方法进行仿真，可得到卫星角速度跟踪曲线、角速度跟踪误差曲线，以及控制信号和执行器产生的控制力矩曲线，分别如图2(图2a-2c)、图3(图3a-3c)、图4(图4a-4d)所示。
由上述附图可知本发明的方法可以有效补偿执行器失控故障，保证期望的系统稳定和渐近跟踪性能，这对于卫星的可靠控制以及任务的完成具有重要的意义。

Claims (3)

1.一种卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法，所述的卫星姿态控制系统的动力学方程为：
Figure FDA0002834206190000011
其中：ω＝[ωx ωy ωz]T是卫星空间转动角速度向量，ωx、ωy、ωz是ω在x轴、y轴、z轴上的分量；
Figure FDA0002834206190000012
是ω的导数；[·]T代表括号内的向量或矩阵的转置运算；
Figure FDA0002834206190000013
Figure FDA0002834206190000014
是卫星的转动惯量矩阵，Jxx、Jyy、Jzz是卫星绕x轴、y轴、z轴上的转动惯量，Jxy＝Jyx、Jyz＝Jzy、Jxz＝Jzx是惯量积；D∈R3×m是卫星姿态控制系统执行器的装配矩阵；m是卫星姿态控制系统执行器的个数；u∈Rm×1是由卫星姿态控制系统执行器产生的控制力矩向量；
其特征在于，所述方法包括如下步骤：
步骤一、依据卫星姿态控制系统执行器工作状况，对其失控故障进行建模，生成卫星姿态控制系统执行器失控故障模型；
步骤二、基于所述的步骤一所建立的卫星姿态控制系统执行器失控故障模型，利用卫星姿态控制系统执行器的装配矩阵构造新的控制增益矩阵的逆矩阵，并对卫星姿态控制系统进行参数化；
步骤三、设计自适应律对所述的步骤二所构造的新的控制增益矩阵的逆矩阵以及卫星姿态控制系统的不确定性直接进行估计；
步骤四、利用步骤三所获得的估计值构造自适应控制器；
在所述步骤一中，所述的依据卫星姿态控制系统执行器工作状况，对其失控故障进行建模，生成卫星姿态控制系统执行器失控故障模型如下：
Figure FDA0002834206190000015
其中：v∈Rm×1是需要设计的控制信号向量；σ＝diag{σ1,σ2,…,σm}是故障模式矩阵，diag{·}表示对角矩阵，
Figure FDA0002834206190000016
Figure FDA0002834206190000017
是故障值向量；Im是m阶单位矩阵；对于卫星姿态控制系统而言，可以补偿的故障应满足条件：矩阵Dσ的秩为3；
参照所建立的卫星姿态控制系统执行器失控故障模型，当存在故障时，卫星姿态控制系统的动力学方程为：
Figure FDA0002834206190000018
在步骤二中，基于所述的步骤一所建立的卫星姿态控制系统执行器失控故障模型，利用卫星姿态控制系统执行器的装配矩阵构造新的控制增益矩阵的逆矩阵，并对卫星姿态控制系统进行参数化；所述的利用卫星姿态控制系统执行器失控故障模型的装配矩阵构造新的控制增益矩阵的逆矩阵如下：
G＝(DσDT)-1 (4)
其中：G是构造的新的控制增益矩阵的逆矩阵；(·)-1表示括号内矩阵的逆矩阵；
基于上述矩阵，并对卫星姿态控制系统进行参数化如下：
Figure FDA0002834206190000021
其中：J0＝[Jxx,Jyy,Jzz,Jyz,Jxz,Jzy]T；
Figure FDA0002834206190000022
υ0是需要设计的虚拟控制信号，满足条件υ＝DTυ0；
Figure FDA0002834206190000023
设定角速度跟踪误差为：
ωe＝ω-ωd (6)其中：ωd＝[ωdx,ωdy,ωdz]T是期望角速度向量，ωdx、ωdy、ωdz是ωd在主惯量轴上的分量；卫星姿态控制系统的角速度跟踪误差系统为：
Figure FDA0002834206190000024
其中：
Figure FDA0002834206190000025
是ωd的导数，
Figure FDA0002834206190000026
是ωdx的导数，
Figure FDA0002834206190000027
是ωdy的导数，
Figure FDA0002834206190000028
是ωdz的导数；
Figure FDA0002834206190000029
2.根据权利要求1所述的一种卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法，其特征在于，在步骤三中，设计自适应律对所述的步骤二所构造的新的控制增益矩阵的逆矩阵以及卫星姿态控制系统的不确定性直接进行估计；所述的自适应律如下：
Figure FDA00028342061900000210
Figure FDA00028342061900000211
Figure FDA00028342061900000212
其中：
Figure FDA00028342061900000213
是G的估计值，
Figure FDA00028342061900000214
是
Figure FDA00028342061900000215
的导数；
Figure FDA00028342061900000216
是J0的估计值，
Figure FDA00028342061900000217
是
Figure FDA00028342061900000218
的导数；
Figure FDA00028342061900000219
是
Figure FDA00028342061900000220
的估计值，
Figure FDA00028342061900000221
是
Figure FDA00028342061900000222
的导数；γg是正实数；ΓJ∈R6×6是正定对称矩阵；Γπ∈R3×3是正定对称矩阵；k是正实数；ωe＝ω-ωd是角速度跟踪误差，ωd＝[ωdx,ωdy,ωdz]T是期望角速度向量，ωdx、ωdy、ωdz是ωd在主惯量轴上的分量，
Figure FDA0002834206190000031
是ωd的导数，
Figure FDA0002834206190000032
是ωdx的导数，
Figure FDA0002834206190000033
是ωdy的导数，
Figure FDA0002834206190000034
是ωdz的导数；
Figure FDA0002834206190000035
3.根据权利要求2所述的一种卫星姿态控制系统执行器失控故障的自适应补偿方法，其特征在于，在步骤四中，利用步骤三所获得的估计值构造自适应控制器，所构造的自适应控制器的控制信号为：
Figure FDA0002834206190000036
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