執(zhí)行器故障的航天器姿態(tài)容錯(cuò)控制.pdf

1、統(tǒng)計(jì)1980年至2005年發(fā)射的民用與軍用航天器發(fā)現(xiàn)，近156顆衛(wèi)星發(fā)生了故障。進(jìn)一步分析發(fā)現(xiàn)這些故障類型各異，它們發(fā)生于航天器各個(gè)子系統(tǒng)。特別地，航天器姿態(tài)控制子系統(tǒng)故障占總故障的32％，且此系統(tǒng)故障對航天任務(wù)將產(chǎn)生一定影響。盡管目前不存在一種完善的設(shè)計(jì)方法能夠阻止航天器部件故障特別是姿態(tài)控制子系統(tǒng)故障發(fā)生，但從近幾十年工程經(jīng)驗(yàn)可知，研究人員可采用“故障規(guī)避”技術(shù)手段如設(shè)計(jì)與制造工藝改進(jìn)、精心嚴(yán)格的地面測試等提高航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)的可

2、靠性與安全性。但由于航天器長時(shí)間工作于高真空、強(qiáng)輻射的惡劣太空環(huán)境中，從而使執(zhí)行器將不可避免地發(fā)生故障，進(jìn)而導(dǎo)致整個(gè)姿態(tài)控制系統(tǒng)故障。此故障輕則降低姿態(tài)控制性能，重則使航天任務(wù)完全失敗并縮短航天器壽命。因此設(shè)計(jì)自主姿態(tài)容錯(cuò)控制方法，在執(zhí)行器正常工作甚至故障情況下保證航天器能夠?qū)崿F(xiàn)可接受的姿態(tài)控制性能便顯得尤為重要。
　　調(diào)研現(xiàn)有文獻(xiàn)發(fā)現(xiàn)目前可在任務(wù)各階段實(shí)現(xiàn)姿態(tài)自主容錯(cuò)控制的研究結(jié)果相對匱乏，故確定本文核心研究目標(biāo)：為執(zhí)行器冗余航

3、天器設(shè)計(jì)自主姿態(tài)容錯(cuò)控制方法。為實(shí)現(xiàn)此目標(biāo)，設(shè)計(jì)自主姿態(tài)容錯(cuò)控制系統(tǒng)時(shí)首需解決非線性的姿態(tài)動力學(xué)模型、參數(shù)不確定性與外部干擾、執(zhí)行器輸入飽和以及執(zhí)行器故障等四大難點(diǎn)問題。故本文將重點(diǎn)開展如下兩方面研究工作：
　　(1)融合被動容錯(cuò)控制設(shè)計(jì)方法于航天器自主姿態(tài)控制系統(tǒng)中，在其執(zhí)行器甚至發(fā)生故障情況下保證航天器能夠?qū)崿F(xiàn)高指向精度、高穩(wěn)定度的姿態(tài)控制。從工程應(yīng)用角度而言，則為設(shè)計(jì)姿態(tài)控制系統(tǒng)保證航天器在外部干擾力矩、模型不確定性以及執(zhí)行

4、器故障作用下完成高指向精度、能夠快速響應(yīng)的各類姿態(tài)控制式操作。
　　(2)從如下兩個(gè)方面解決所設(shè)計(jì)自主容錯(cuò)姿態(tài)控制方法有效性驗(yàn)證問題：一是采用現(xiàn)代非線性控制理論分析此方法的姿態(tài)控制性能并證明閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定性；二是通過數(shù)值仿真驗(yàn)證此方法具有較好的控制性能，滿足姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求，并驗(yàn)證所建立理論方法的有效性。
　　為完成上述研究工作，本文首先僅考慮執(zhí)行器發(fā)生單一故障類型(部分失效故障)，基于觀測器技術(shù)設(shè)計(jì)一種Backstepp

5、ing控制方法。該方法首先基于迭代技術(shù)設(shè)計(jì)非線性觀測器精確估計(jì)部分失效因子，并根據(jù)此估計(jì)值采用Backstepping技術(shù)設(shè)計(jì)姿態(tài)控制器。此控制器能夠在航天器受到外部干擾、執(zhí)行器控制輸入受限作用下實(shí)現(xiàn)姿態(tài)高精度穩(wěn)定控制。與現(xiàn)有部分失效故障控制方法相比，該設(shè)計(jì)方法能夠削弱控制器保守性。
　　在上述Backstepping容錯(cuò)控制設(shè)計(jì)方法基礎(chǔ)上，當(dāng)執(zhí)行器僅發(fā)生部分失效故障時(shí)，本文進(jìn)一步考慮航天器角速率不可測量問題，提出了一種無需角速度

6、反饋的姿態(tài)容錯(cuò)控制方法。為解決角速度敏感器故障時(shí)不能提供角速度測量值的姿態(tài)保性能控制問題，該方法首先設(shè)計(jì)了一種終端滑模觀測器以實(shí)現(xiàn)對角速度的精確估計(jì)。而后利用角速度估計(jì)值設(shè)計(jì)容錯(cuò)控制器完成姿態(tài)跟蹤操作，從而實(shí)現(xiàn)無陀螺測角速度的姿態(tài)容錯(cuò)控制目標(biāo)，并解決執(zhí)行器控制輸入受限問題。
　　為實(shí)現(xiàn)對執(zhí)行器盡可能發(fā)生故障的容錯(cuò)控制，并提高控制器對故障的容錯(cuò)能力，綜合考慮姿態(tài)快速響應(yīng)控制問題，本文將開展航天器姿態(tài)有限時(shí)間控制研究，基于全局型滑?？?/p>

7、制理論提出了一種自適應(yīng)滑?？刂撇呗?。在航天器受到外部干擾與不確定轉(zhuǎn)動慣量作用下，該方法能夠在執(zhí)行器發(fā)生嚴(yán)重故障情況下保證姿態(tài)跟蹤誤差漸近穩(wěn)定，且保證姿態(tài)跟蹤控制操作能夠在有限時(shí)間內(nèi)完成，從而實(shí)現(xiàn)姿態(tài)跟蹤控制操作具有一定的快速響應(yīng)特性。
　　最后，本文將基于非線性觀測器技術(shù)設(shè)計(jì)可重構(gòu)控制方法保證配備冗余執(zhí)行器的航天器具有自主容錯(cuò)姿態(tài)控制性能，其中設(shè)計(jì)觀測器估計(jì)執(zhí)行器故障，并根據(jù)故障估計(jì)值隱式地重構(gòu)控制器。與顯式采用故障檢測、隔離與診

8、斷算法的容錯(cuò)控制方法相比，本方法可使其控制器不斷地更新其控制參數(shù)。此研究工作目標(biāo)旨在解決模型不確定性、外部干擾與執(zhí)行器故障的同時(shí)，應(yīng)用此可靠的、高效的控制方法保證航天器能夠自主處理故障。
　　需要指出的是姿態(tài)容錯(cuò)控制設(shè)計(jì)方法近十年來已發(fā)生質(zhì)的變化。早期航天器姿態(tài)故障容錯(cuò)方法僅設(shè)計(jì)一種魯棒控制器，在所有可能故障發(fā)生情況下保證系統(tǒng)的穩(wěn)定性。而后的容錯(cuò)設(shè)計(jì)方法要求故障發(fā)生時(shí)，系統(tǒng)可檢測、隔離與診斷故障并能夠估計(jì)出新的系統(tǒng)參數(shù)，從而選取新