CN108762069B - 刚性航天器姿控系统飞轮故障辨识与调节方法 - Google Patents

刚性航天器姿控系统飞轮故障辨识与调节方法 Download PDF

Info

Publication number
CN108762069B
CN108762069B CN201810432605.6A CN201810432605A CN108762069B CN 108762069 B CN108762069 B CN 108762069B CN 201810432605 A CN201810432605 A CN 201810432605A CN 108762069 B CN108762069 B CN 108762069B
Authority
CN
China
Prior art keywords
fault
actuator
spacecraft attitude
rigid spacecraft
rigid
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
CN201810432605.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108762069A (zh
Inventor
高志峰
张孝波
钱默抒
蒋国平
林金星
白浪
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 CN201810432605.6A priority Critical patent/CN108762069B/zh
Publication of CN108762069A publication Critical patent/CN108762069A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108762069B publication Critical patent/CN108762069B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B13/00—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion
    • G05B13/02—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric
    • G05B13/04—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators
    • G05B13/042—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators in which a parameter or coefficient is automatically adjusted to optimise the performance

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Artificial Intelligence (AREA)
  • Computer Vision & Pattern Recognition (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Medical Informatics (AREA)
  • Software Systems (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明公开了一种刚性航天器姿控系统飞轮故障辨识与调节方法，解决了航天器姿控系统存在执行器或称反作用飞轮效率损失故障和控制输入饱和情况下的容错控制方案设计难题。针对故障姿态系统设计了滑模故障估计观测器，通过所设计的自适应参数更新算法，获得执行器效率损失故障的估计值。然后，设计出一个采用滑模控制方案的姿态容错控制器，它可以保证执行器效率损伤故障和控制输入饱和都存在情况下的闭环姿态系统渐近稳定。最后仿真验证了本专利的容错方法有效性。本发明可使刚性航天器姿态系统在发生执行器效率损失故障和控制输入饱和的情况下姿态稳定，同时充分考虑了刚性航天器模型的不确定性和外部扰动对其本身造成的影响。

Description

刚性航天器姿控系统飞轮故障辨识与调节方法
技术领域
本发明所属领域为航空航天飞行控制，具体发明内容为刚性航天器姿态控制系统同时存在执行器效率损失故障和输入饱和的情形下基于故障调节的容错控制新方法。
背景技术
一个稳定的航天器姿态控制系统是保证航天器正常工作的重要条件之一。刚性航天器的动力学存在高度非线性执行器饱和，反作用飞轮摩擦，空间环境干扰，惯性矩阵不确定性甚至执行器故障。由于本身存在的不确定性和外界的干扰，尤其是在姿态系统中执行器发生故障的恶劣情况下，姿态控制精度会下降，甚至导致系统不稳定，从而引发事故。因此，姿态控制器必须具有强鲁棒性以处理这些不确定性和扰动，同时容错能力也是在姿态控制设计中需要考虑的主要问题之一。
为了提高系统的可靠性和安全性，姿态控制器必须要能够有强大的容忍故障能力。现有两种方法来设计容错控制器，它们分别是被动容错控制方法和主动容错控制方法。被动容错方法意味着一个固定的控制器没有故障诊断机制，它的缺点是只能保证故障情况下的闭环系统在事先已知的故障发生下稳定，这会降低被控系统在处理某些系统故障时的动态性能。与被动容错控制方法有所差异，当执行器故障发生时，主动容错控制方法可以做出故障响应，并且会利用已经提前设计好的故障诊断机制，通过故障诊断机制实时提供未知故障的重要信息。然后控制重构模块使用该信息来在线调整控制输入量，这样可以继续保持被控系统的稳定性能。
发明内容
发明目的：本发明的目的在于解决现有刚性航天器姿态控制系统发生执行器效率损失故障和控制输入饱和的问题。
技术方案：为解决上述问题，本发明提出了以下技术方案：一种刚性航天器姿控系统飞轮故障辨识与调节方法，包含以下步骤：
步骤一、建立基于四元数表示的刚性航天器姿态系统运动学模型；
步骤二、建立刚性航天器姿态系统有执行器故障和控制输入饱和的动力学模型；
步骤三、在考虑刚性航天器姿控系统反作用飞轮发生效率损失故障和控制输入饱和的情况下，建立故障估计观测器；
步骤四、根据步骤三所获得的实时故障估计信息，设计自适应滑模容错控制器。
进一步地，所述步骤一中，建立基于四元数表示的刚性航天器姿态系统运动学模型具体如下：
Figure BDA0001653830430000021
其中，φ表示欧拉角，[ex ey ez]T表示欧拉向量，
Figure BDA0001653830430000022
并且q满足不等式
Figure BDA0001653830430000023
以四元数表示的航天器姿态系统运动学模型可以表示为：
Figure BDA0001653830430000024
q是本体坐标系Rb相对惯性坐标系Ri的四元数向量，ω是本体坐标系Rb相对惯性坐标系Ri的角速率，并且
Figure BDA0001653830430000025
是斜对称矩阵；在航空航天领域中，一般采用星敏感器和陀螺仪对航天器的姿态角及角速率进行测量；
刚性航天器姿态系统的动力学方程表述为如下形式：
Figure BDA0001653830430000026
其中J∈R3×3表示刚性航天器的惯性矩阵；ΔJ是参数的不确定性；u(t)＝[u1u2u3]T∈R3×1表示刚性航天器姿态控制系统反作用飞轮(即执行器)产生的控制力矩；Td表示刚性航天器姿态系统受到的干扰力矩；
经过变化，上述方程可以转换成下面的形式
Figure BDA0001653830430000027
其中，
Figure BDA0001653830430000028
为广义摄动。
进一步地，所述步骤二中，刚性航天器姿态系统有执行器故障和控制输入饱和的动力学模型如下：
Figure BDA0001653830430000029
其中，E＝diag{e1 e2 e3}∈R3×3,ei满足0＜ei≤1(i＝1,2,3)；如果ei＝1，表示刚性航天器姿态系统执行器无效率损失故障，如果0＜ei＜1(i＝1,2,3)，表示刚性航天器姿态系统执行器发生效率损失故障，sat(u)＝[sat(u1) sat(u2) sat(u3)]T；并且饱和函数的表达式为：
Figure BDA0001653830430000031
请注意，非线性函数ω×Jω满足Lipschitz条件约束
Figure BDA0001653830430000032
广义摄动||d||≤δ，ε和δ为正数。
进一步地，所述步骤三中，建立故障估计观测器具体如下：
由于Esat(u)＝Ue；其中U＝diag{sat(u1) sat(u2) sat(u3)}且e＝[e1 e2 e3]T；
刚性航天器姿态系统的动力学方程可以转化成：
Figure BDA0001653830430000033
由此，滑模故障估计观测器为：
Figure BDA0001653830430000034
Figure BDA0001653830430000035
其中，
Figure BDA0001653830430000036
在航天器姿态系统反作用飞轮(执行器)效率损失故障和控制输入饱和的情况下，存在适当的矩阵Λ，满足条件λmin(Λ)-ε||J-1||≥0；那么所提出的故障估计观测器在执行器饱和的情况下可以提供执行器效率损失故障的精确估计；
由滑模故障估计观测器和刚性航天器姿态动力学方程可推出残差系统为：
Figure BDA0001653830430000037
进一步地，所述步骤四中，设计自适应滑模容错控制器具体如下：
设计一个滑模面：s＝ω+kqv+χ，其中，k为正数,参数χ在后面给出；
对滑模面求导：
Figure BDA0001653830430000038
选取如下趋近率：
Figure BDA0001653830430000039
其中，ε1，ε2是正常数；
为了消除有效的故障估计误差造成的影响，采取以下形式:
Figure BDA00016538304300000310
其中，
Figure BDA00016538304300000311
根据刚性航天器姿态系统执行器效率损失故障的准确估计值，可以设计一个自适应滑模容错控制方案
Figure BDA0001653830430000041
Figure BDA0001653830430000042
Figure BDA0001653830430000043
其中
Figure BDA0001653830430000044
是Γ的估计值，μ是正控制参数。
有益效果：本发明与现有技术相比：
(1)本发明研究的故障类型为发生概率较高的刚性航天器姿控系统执行器效率损失故障，并且充分考虑了控制输入饱和，以及航天器建模的不确定性和外界扰动，在刚性航天器姿态控制系统对故障的容忍能力方面有了很大的提高。
(2)故障估计采用滑模故障估计观测器方法，可以快速准确地产生残差信号，用于故障估计。
(3)容错控制方法采用滑模控制策略，根据在线获得的故障信息，设计了自适应滑模容错控制器，实时更新控制器参数。
(4)本发明设计的方法具有较强的鲁棒性，可以实时在控制输入饱和存在的情况下还能对执行器效率损失故障进行准确地估计，并使刚性航天器姿态系统在发生执行器故障时能保持姿态的稳定，更具有实际意义。
附图说明
图1是本发明的刚性航天器姿控系统执行器故障曲线及其故障估计曲线示意图；
图2是当刚性航天器姿控系统发生执行器效率损失故障和控制输入饱和时，使用本发明容错控制方案时的姿态角响应曲线示意图；
图3是当刚性航天器姿控系统发生执行器效率损失故障和控制输入饱和时，使用本发明容错控制方案时的角速率响应曲线示意图；
图4是当刚性航天器姿态系统发生执行器效率损失故障和控制输入饱和时，刚性航天器姿控系统故障估计与容错控制结构图。
具体实施方式
那么现在根据附图对本发明的具体实施方案做更为详尽的说明。
为了本领域普通技术人员可以更好地了解本发明的实施，本发明还提供了利用Matlab2017a软件进行故障估计与容错控制的仿真验证结果。
如图1所示，当姿态系统中执行器发生效率损失故障和控制输入饱和时，为了使刚性航天器能够姿态稳定，通过滑模观测器建立故障估计模块，对故障进行实时准确估计，进一步利用故障估计信息设计容错控制器，提高刚性航天器姿态控制系统对故障的容忍能力。
本发明是一种刚性航天器姿态系统容错控制方法，包括以下步骤：
步骤一、建立基于四元数表示的刚性航天器姿态系统运动学模型，具体如下：
Figure BDA0001653830430000051
其中，φ表示欧拉角，[ex ey ez]T表示欧拉向量，
Figure BDA0001653830430000052
并且q满足如下不等式
Figure BDA0001653830430000053
以四元数表示的航天器姿态系统运动学模型可以表示为：
Figure BDA0001653830430000054
q是本体坐标系Rb相对惯性坐标系Ri的四元数向量，ω是本体坐标系Rb相对惯性坐标系Ri的角速率，并且
Figure BDA0001653830430000055
是斜对称矩阵；在航空航天领域中，一般采用星敏感器和陀螺仪分别对航天器的姿态角及角速率进行测量；
刚性航天器相对于惯性矩阵不确定性的姿态系统动力学方程如下：
Figure BDA0001653830430000056
其中J∈R3×3表示刚性航天器的惯性矩阵；ΔJ是参数的不确定性；u(t)＝[u1 u2u3]T∈R3×1表示刚性航天器姿态控制系统反作用飞轮(执行器)产生的控制力矩；Td表示刚性航天器姿控系统受到的外部干扰力矩；
经过变化，上述方程可以转换成下面的形式
Figure BDA0001653830430000057
其中，
Figure BDA0001653830430000058
为广义摄动；
步骤二、考虑姿控系统有执行器效率损失故障和控制输入饱和的情况下，刚性航天器姿控系统的动力学模型可描述为如下形式：
Figure BDA0001653830430000059
其中，E＝diag[e1 e2 e3]∈R3×3；ei满足0＜ei≤1(i＝1,2,3)；如果ei＝1，表示航天器姿态系统执行器无效率损失故障，如果0＜ei＜1(i＝1,2,3)，表示航天器姿态系统执行器发生效率损失故障，控制输入饱和可表示为sat(u)＝[sat(u1) sat(u2) sat(u3)]T且饱和函数的表达为
Figure BDA0001653830430000061
请注意，非线性函数ω×Jω满足Lipschitz条件约束
Figure BDA0001653830430000062
广义摄动||d||≤δ，ε和δ为正数；
步骤三、在考虑姿态系统执行器效率损失故障发生的情况下，建立故障估计观测器，具体过程如下：
由于Esat(u)＝Ue；其中U＝diag{sat(u1) sat(u2) sat(u3)}且e＝[e1 e2 e3]T；
刚性航天器姿态系统动力学方程可以转化成：
Figure BDA0001653830430000063
由此，滑模故障估计观测器被设计为：
Figure BDA0001653830430000064
Figure BDA0001653830430000065
其中，
Figure BDA0001653830430000066
在航天器姿控系统反作用飞轮效率损失故障和控制输入饱和情况下，存在适当的矩阵Λ，满足λmin(Λ)-ε||J-1||≥0；那么所提出的故障估计观测器在控制输入饱和的情况下可以提供执行器效率损失故障的精确估计；
由滑模故障估计观测器和刚性航天器姿态动力学方程可推出残差系统为：
Figure BDA0001653830430000067
步骤四、根据步骤三所获得的实时故障估计信息，设计一种自适应滑模容错控制器，具体如下：
设计一个滑模面：s＝ω+kqv+χ；其中，k为正数,参数χ在后面给出；
对滑模面求导：
Figure BDA0001653830430000068
选取如下趋近率：
Figure BDA0001653830430000069
其中，ε1，ε2是正常数；
为了消除有效的故障估计误差造成的影响，采取以下形式:
Figure BDA0001653830430000071
其中，
Figure BDA0001653830430000072
根据姿态系统执行器效率损失故障的准确估计值，可以设计一个自适应滑模容错控制方案
Figure BDA0001653830430000073
Figure BDA0001653830430000074
Figure BDA0001653830430000075
其中
Figure BDA0001653830430000076
是Γ的估计值，μ是正控制参数。
证明过程：
(1)利用Lyapunov稳定性理论，证明滑模故障观测器的稳定性：
设李雅普诺夫函数：
Figure BDA0001653830430000077
则对V0求导得：
Figure BDA0001653830430000078
Figure BDA0001653830430000079
由于下列不等式成立：
Figure BDA00016538304300000710
由此可得：
Figure BDA0001653830430000081
根据条件λmin(Λ)-ε||J-1||≥0得
Figure BDA0001653830430000082
那么不等式通过选择适当的参数值Λ满足
Figure BDA0001653830430000083
得证。
(2)利用Lyapunov稳定性理论，证明航天器姿态容错控制器的稳定性：
Figure BDA0001653830430000084
其中，
Figure BDA0001653830430000085
对V1(t)求导可得，
Figure BDA0001653830430000086
由此，我们能得到：
Figure BDA0001653830430000087
得证。
仿真验证
本发明利用Matlab2017a软件，对所发明的故障估计与容错控制方法进行了仿真验证：
(1)刚性航天器姿态控制系统参数选取：
惯性矩阵:
Figure BDA0001653830430000091
广义摄动力矩：
Figure BDA0001653830430000092
(2)初始参数选取：
不确定性惯性矩阵为ΔJ＝diag{sin(0.1t) 2sin(0.2t) 3sin(0.3t)}kg·m2,初始姿态角为q(0)＝[-0.26 0.79 -0.53]T,初始角速率为ω(0)＝[0.05 0.06 -0.04]Trad/sec，k＝0.02，Λ＝30diag{0.98 1.01 1.02}，v＝1.5。
(3)执行器效率故障和控制输入饱和设置：
假设50％的效率损伤故障在仿真时间第18秒发生在第三个反作用飞轮上(即执行器)，效率损失故障因子可表述为如下形式：
Figure BDA0001653830430000093
假设姿态系统中每个执行器所允许的最大控制输入为umax＝5N·m。结果说明：图1显示了故障估计观测器对执行器效率损失故障估计的时间响应。从图1可以看出，当姿态控制系统执行器故障在第18秒发生时，故障估计观测器可在5秒内获得精确的故障估值；图2和图3显示了在本专利所提出的姿态容错控制方法在执行器效率损失故障和控制输入饱和情况下的姿态控制性能，不难发现它可以保证闭环姿态系统稳定，即使在存在外部干扰的情况下，在50秒内的姿态角响应也趋于渐近稳定。

Claims (1)

1.一种刚性航天器姿控系统飞轮故障辨识与调节方法，其特征在于，包含以下步骤：
步骤一、建立基于四元数表示的刚性航天器姿态系统运动学模型；
步骤二、建立刚性航天器姿态系统有执行器故障和控制输入饱和的动力学模型；
步骤三、在考虑刚性航天器姿控系统发生反作用飞轮效率损失故障和控制输入饱和的情况下，建立故障估计观测器；
步骤四、根据步骤三所获得的实时故障估计信息，设计自适应滑模容错控制器；
所述步骤一中，建立基于四元数表示的刚性航天器姿态系统运动学模型具体如下：
Figure FDA0003003196380000011
其中，φ表示欧拉角，[ex ey ez]T表示欧拉向量，
Figure FDA0003003196380000012
并且q满足不等式
Figure FDA0003003196380000013
以四元数表示的航天器姿态系统运动学模型可以表示为：
Figure FDA0003003196380000014
q是本体坐标系Rb相对惯性坐标系Ri的四元数向量，ω是本体坐标系Rb相对惯性坐标系Ri的角速率，并且
Figure FDA0003003196380000015
是斜对称矩阵；在航空航天领域中，采用星敏感器和陀螺仪对航天器的姿态角及角速率进行测量；
刚性航天器姿态系统的动力学方程表述为如下形式：
Figure FDA0003003196380000016
其中J∈R3×3表示刚性航天器的惯性矩阵；ΔJ是参数的不确定性；u(t)＝[u1 u2 u3]T∈R3×1表示刚性航天器姿态控制系统反作用飞轮产生的控制力矩；Td表示刚性航天器姿态系统受到的干扰力矩；
经过变化，上述方程可以转换成下面的形式
Figure FDA0003003196380000017
其中，
Figure FDA0003003196380000018
为广义摄动；
所述步骤二中，刚性航天器姿态系统有执行器故障和控制输入饱和的动力学模型如下：
Figure FDA0003003196380000021
其中，E＝diag{e1 e2 e3}∈R3×3,ei满足0＜ei≤1(i＝1,2,3)；如果ei＝1，表示刚性航天器姿态系统执行器无效率损失故障，如果0＜ei＜1(i＝1,2,3)，表示刚性航天器姿态系统执行器发生效率损失故障，sat(u)＝[sat(u1) sat(u2) sat(u3)]T；并且饱和函数的表达式为：
Figure FDA0003003196380000022
请注意，非线性函数ω×Jω满足Lipschitz条件约束
Figure FDA0003003196380000023
广义摄动||d||≤δ，ε和δ为正数；
所述步骤三中，建立故障估计观测器具体如下：
由于Esat(u)＝Ue；其中U＝diag{sat(u1) sat(u2) sat(u3)}且e＝[e1 e2 e3]T；
刚性航天器姿态系统的动力学方程可以转化成：
Figure FDA0003003196380000024
由此，滑模故障估计观测器为：
Figure FDA0003003196380000025
Figure FDA0003003196380000026
其中，
Figure FDA0003003196380000027
在航天器姿态系统反作用飞轮效率损失故障和控制输入饱和的情况下，存在适当的矩阵Λ，满足条件λmin(Λ)-ε||J-1||≥0；那么所提出的故障估计观测器在执行器饱和的情况下可以提供执行器效率损失故障的精确估计；
由滑模故障估计观测器和刚性航天器姿态动力学方程可推出残差系统为：
Figure FDA0003003196380000028
所述步骤四中，设计自适应滑模容错控制器具体如下：
设计一个滑模面：s＝ω+kqv+χ，其中，k为正数,参数χ在后面给出；
对滑模面求导：
Figure FDA0003003196380000029
选取如下趋近率：
Figure FDA0003003196380000031
ε1，ε2是正常数；
为了消除有效的故障估计误差造成的影响，采取以下形式:
Figure FDA0003003196380000032
其中，
Figure FDA0003003196380000033
根据刚性航天器姿态系统执行器效率损失故障的准确估计值，可以设计一个自适应滑模容错控制方案
Figure FDA0003003196380000034
Figure FDA0003003196380000035
Figure FDA0003003196380000036
其中
Figure FDA0003003196380000037
是Γ的估计值，μ是正控制参数。
CN201810432605.6A 2018-05-08 2018-05-08 刚性航天器姿控系统飞轮故障辨识与调节方法 Active CN108762069B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810432605.6A CN108762069B (zh) 2018-05-08 2018-05-08 刚性航天器姿控系统飞轮故障辨识与调节方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810432605.6A CN108762069B (zh) 2018-05-08 2018-05-08 刚性航天器姿控系统飞轮故障辨识与调节方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108762069A CN108762069A (zh) 2018-11-06
CN108762069B true CN108762069B (zh) 2021-06-01

Family

ID=64009650

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810432605.6A Active CN108762069B (zh) 2018-05-08 2018-05-08 刚性航天器姿控系统飞轮故障辨识与调节方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108762069B (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111240297A (zh) * 2018-11-28 2020-06-05 中国科学院沈阳自动化研究所 基于Kalman滤波器的航天器姿控系统故障诊断方法
CN110703607B (zh) * 2019-11-07 2022-05-06 辽宁石油化工大学 具有执行器故障的区间时变时滞系统的随机鲁棒预测容错控制方法
CN113204193B (zh) * 2021-05-06 2022-10-25 北京航空航天大学 飞行器故障容错控制方法、装置和电子设备
CN113625554B (zh) * 2021-06-28 2023-06-30 北京控制工程研究所 一种考虑故障情况的反作用轮配置优化方法及系统
CN113859588B (zh) * 2021-09-30 2023-07-25 西北工业大学 一种航天器协同观测与容错抗干扰控制方法

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107272639A (zh) * 2017-03-09 2017-10-20 南京邮电大学 刚性航天器反作用飞轮故障的检测、估计及其调节方法

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107272639A (zh) * 2017-03-09 2017-10-20 南京邮电大学 刚性航天器反作用飞轮故障的检测、估计及其调节方法

Non-Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Active fault tolerant control design approach for the flexible spacecraft with sensor faults;Zhifeng Gao et al.;《JOURNAL OF THE FRANKLIN INSTITUTE-ENGINEERING AND APPLIED MATHEMATICS》;20171018;第354卷(第18期);第8038-8056页 *
Adaptive Sliding Mode Observer Based FTC Method Design for Rigid Satellite Against Actuator Faults;Zhifeng Gao et al.;《2017 29TH CHINESE CONTROL AND DECISION CONFERENCE》;20171231;第6498-6503页 *
Finite-Time Tracking Control of Rigid Spacecraft Under Actuator Saturations and Faults;Kunfeng Lu et al.;《IEEE TRANSACTIONS ON AUTOMATION SCIENCE AND ENGINEERING 》;20160131;第13卷(第1期);第368-381页 *
使用SGCMGs航天器滑模姿态容错控制;张福桢 等;《北京航空航天大学学报》;20170430;第43卷(第4期);第806-813页 *
无人机姿态控制系统滑模动态面容错控制方法;翟丽相 等;《系统仿真技术》;20170831;第13卷(第3期);第246-257页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN108762069A (zh) 2018-11-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108762069B (zh) 刚性航天器姿控系统飞轮故障辨识与调节方法
CN108710303B (zh) 含有多源扰动及执行器饱和的航天器相对姿态控制方法
CN107608367B (zh) 多变量干扰补偿四旋翼无人机轨迹与姿态协同控制方法
CN106773679B (zh) 一种基于角速度观测器的航天器容错控制方法
CN107577145B (zh) 编队飞行航天器反步滑模控制方法
CN111045432B (zh) 一种欠驱动水面船非线性路径跟踪控制系统及方法
CN107703753B (zh) 一种空间机械臂的容错控制方法
CN108519736A (zh) 一种usv轨迹跟踪反步滑模控制方法
CN111506095B (zh) 一种双刚体特征点间饱和固定时间相对位姿跟踪控制方法
CN109164819B (zh) 刚体航天器的反步自适应滑模大角度姿态机动控制方法
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
Malekzadeh et al. Adaptive super twisting vibration control of a flexible spacecraft with state rate estimation
Wang et al. Robust trajectory tracking and control allocation of X-rudder AUV with actuator uncertainty
Xiao et al. Adaptive quaternion-based output feedback control for flexible spacecraft attitude tracking with input constraints
Sun et al. Robust adaptive relative position and attitude control for spacecraft autonomous proximity
Huang et al. Robust control allocation in attitude fault-tolerant control for combined spacecraft under measurement uncertainty
Tan et al. Adaptive fault-tolerant flight control for a quadrotor UAV with slung payload and varying COG
Zhang et al. Finite-time attitude optimization maneuver control for coupled spacecraft under attitude measurement errors and actuator faults
Nguyen et al. Hybrid intelligent flight control with adaptive learning parameter estimation
CN112305917A (zh) 充液航天器的固定时间终端滑模鲁棒容错控制方法及装置
CN110647161A (zh) 基于状态预测补偿的欠驱动uuv水平面轨迹跟踪控制方法
Ding et al. Dynamic analysis, optimal planning and composite control for aerial arm-operating with a multi-propeller multifunction aerial robot
CN114229039B (zh) 一种充液柔性航天器自适应无角速度复合控制方法
CN113485394B (zh) 一种高精度固定时间收敛的相对姿态容错跟踪控制方法
JP5353314B2 (ja) 適応制御装置

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