基于事件触发的航天器姿态自适应容错控制

发布时间：2021-07-05 07:56

　　针对航天器通信和计算资源约束以及执行器故障场景下的姿态控制问题,提出了一种基于事件触发的航天器姿态自适应容错控制策略。首先,采用自适应方法估计故障信息、外界扰动等系统中未知参数,并引入事件触发机制,在执行器故障下实现容错控制的同时,节约星载计算机的计算资源。然后,基于李雅普诺夫方法证明了所提出的控制策略保证了闭环系统状态全局一致且最终有界稳定,并能有效避免Zeno现象,保证了执行器故障场景下对姿态的精确控制。最后,应用于航天器的姿态稳定试验,仿真结果验证了该方法的有效性。 

【文章来源】：飞控与探测. 2020,3(02)

【文章页数】：9 页

【部分图文】：

航天器姿态控制系统结构

仿真中采用如图2所示的冗余配置的四反作用飞轮执行器组合，每个飞轮的最大输出力矩为0.5(Nm）。四元数的初值为q(0)=[0.17,-0.26,0.79,-0.53]T，角速度的初值为ω（0)=0。相关控制器参数为k=0.15、k1=1、α=0.8、ξ=0.1、λ1=0.02、λ2=0.06、γ1=0.1、γ2=0.1。下面分正常和故障两种工况来验证本文设计的事件触发自适应姿态容错控制器的有效性。

仿真工况1：各执行器均正常工作。图3～图6分别为工况1下的姿态四元数、角速度、控制力矩以及事件触发间隔的变化曲线。从图3四元数变化曲线以及图4角速度变化曲线可知，本文在自适应滑模控制的基础上引入事件触发机制，可以有效保证系统各状态量收敛，在150s左右到达稳定状态，并且稳态误差均在10-3数量级。通过与文献[7]中控制策略仿真结果的对比表明，在工况1下引入事件触发机制，对控制器的动态以及稳态性能影响不大。从图5控制力矩变化曲线可知，控制力矩保持在同一个数值一段时间后再更新，体现了本文设计的事件触发控制器的特点，只有当事件触发条件满足时才会更新执行器控制信号。从图5的事件触发间隔变化曲线可知，在工况1下事件触发间隔较长，通过数据统计，在500s的仿真时长中共触发195次，平均2.56s触发一次，其频率为0.39Hz，文献[18]中提到星敏感器等传感器频率高达32Hz，若假设其等价于执行器更新频率，本文控制器可以减小98.78%的通信负载，充分说明本文的事件触发控制器在正常工况下可有效减小控制器到执行器之间的通信负载。图4 工况1下的航天器角速度变化曲线

【参考文献】：
期刊论文
[1]基于误差空间的航天器姿态反步容错控制[J]. 韩宇,樊炜,曹涛.  飞控与探测. 2019(04)
[2]人工智能在航天器控制中的应用[J]. 刘付成.  飞控与探测. 2018(01)
[3]基于快速终端滑模的航天器自适应容错控制[J]. 赵琳,闫鑫,郝勇,高帅和.  宇航学报. 2012(04)
[4]执行器故障的挠性航天器姿态滑模容错控制[J]. 肖冰,胡庆雷,霍星,马广富.  航空学报. 2011(10)



本文编号：3265685