一種基于迭代學習干擾觀測器的航天器姿態容錯控制方法與流程

本發明涉及一種基于迭代學習干擾觀測器的航天器姿態容錯控制方法，主要應用于航天器在進行空間任務時遇到執行器故障且受到外部擾動影響時的姿態控制系統。

背景技術：

“十三五”是中國航天發展的戰略機遇期，到2020年左右，我國將完成載人航天、探月工程、北斗導航、高分辨率對地觀測系統等現有的重大科技專項；2025年前后，將全面建成國家民用空間基礎設施，推動空間信息應用規模化、業務化、產業化發展；2030年實現整體躍升，躋身航天強國之列，以航天夢助力中國夢。姿態控制系統作為航天器重要分系統之一，它的可靠性、是否正常工作將直接決定航天器能否正常完成既定航天任務。根據統計數據可知，姿態控制系統中約44％的故障是由飛輪、控制力矩陀螺以及包括離子推進系統在內的執行器失效故障所造成的，這類執行器故障將會導致航天器全部或者部分喪失對系統的控制能力，如果不能及時、正確地被檢測、定位、隔離并進行相應容錯處理，則姿態控制性能將顯著下降或系統穩定性將受到破壞，嚴重時將導致整個航天任務失敗；考慮到反作用飛輪制造與裝配過程中機械精度、物理工藝技術的約束，以及環境干擾力矩的影響，其安裝構型往往與標稱構型存在一定的偏差，即存在安裝偏差問題；因此，提供航天器在軌自主處理相應的執行器故障方法便顯得尤為重要；此外，航天器會受到來自空間的各種擾動力矩的影響，如重力梯度力矩、氣動力矩、太陽輻射壓力矩和剩磁力矩，在一定程度上會影響控制性能；因此，考慮到這些問題，提高航天器姿態控制系統的容錯能力和魯棒性同時保證比較滿意的控制精度和控制要求是航天器姿態控制系統的重點和難點。

針對上述問題，國內外已有相關方法用于實現航天器姿態控制系統的容錯控制。專利cn201210242175.4用隨機切換系統模型描述帶有間歇性故障的航天器姿控系統的運行全過程，進而將姿控系統的容錯分析問題轉化為帶有不穩定模態的切換系統的穩定性分析問題，但這種方法屬于被動容錯控制，因此控制器在處理不同情況的故障時，對于當前故障難以達到最佳的控制性能，并且當未知的故障出現時，也談不上系統的閉環穩定和優秀的系統性能；因此，相關研究人員提出主動容錯控制方法，用于在線實時對故障進行診斷，隔離和重新配置，能夠在達到控制性能的同時滿足魯棒性和容錯能力；專利cn201510232385.9設計了一類三軸力矩有效性故障因子觀測器，得到有效的執行器故障因子估計值，以此設計魯棒自適應容錯控制器，以實現當執行器出現故障下的航天器機動控制，但是，這種方法僅能處理執行器部分失效故障，而沒有考慮執行器的安裝偏差和外部擾動的影響；因此，現有的航天器容錯控制方法存在難以有效估計執行器故障信息，且較少考慮執行器安裝偏差和航天器受到外部擾動的情況。

技術實現要素：

本發明的技術解決問題是：由于實際航天任務中，航天器姿態控制系統的執行器可能發生故障，存在安裝偏差且同時受到外部擾動影響的問題，本發明提供一種基于迭代學習干擾觀測器的航天器姿態容錯控制方法，通過設計迭代學習觀測器估計由執行器故障信息和外部擾動組成的廣義干擾，由此設計一類主動容錯控制器；解決了航天器實際在軌運行過程中存在執行器故障及其安裝偏差，且航天器受到外部擾動影響的問題，保證了整個航天器姿態控制系統的容錯能力和對外部擾動的魯棒性。

本發明的技術解決方案為：本發明涉及一種基于迭代學習干擾觀測器的航天器姿態容錯控制方法，針對航天器在軌工作進行姿態控制的過程中存在執行器故障與外部擾動的問題，提出一種基于迭代學習觀測器的主動容錯控制方法；本發明包括以下步驟：首先，考慮航天器姿態控制系統中的執行器存在故障和航天器受到空間中的外部擾動影響，建立航天器姿態控制系統動力學模型；然后，設計迭代學習干擾觀測器估計由執行器故障信息和外部擾動組成的廣義干擾力矩；最后，基于估計出的廣義干擾設計主動容錯控制器；該方法保證了當航天器的執行器發生故障及存在外部擾動時姿態控制系統的穩定性，滿足實際控制系統精度要求，具有較強的容錯能力及對外部擾動的魯棒性等優點。

具體實現步驟如下：

第一步，建立航天器姿態控制系統模型的運動學方程為：

其中，表示航天器的姿態單位四元數中的標量部分，與繞歐拉軸旋轉的角度有關，θ表示繞著歐拉軸轉過的一個角度，qv＝[q1,q2,q3]^t為含有三個元素的列向量，與歐拉軸方向有關，ex,ey,ez代表歐拉軸三個方向上的旋轉軸，且滿足單位化約束條件q0²+qv^tqv＝1；表示航天器在本體坐標系下相對慣性坐標系的姿態角速度向量，ω1,ω2,ω3分別為航天器關于本體系中的橫滾軸、偏航軸和俯仰軸上的角速度分量；i3×3是3×3的單位矩陣；

考慮到執行器出現故障的情景，特別是當執行器損失全部或者部分動力時，考慮到其故障時的獨立性，可以將航天器姿態控制系統模型的動力學方程寫成下面的形式：

其中，j是航天器總的慣量矩陣，且是3×3的對稱矩陣；表示航天器角加速度矢量；表示執行器實際提供的作用在航天器本體軸上的控制力矩，表示航天器所受來自空間環境的外部擾動，如重力梯度力矩、氣動力矩、太陽輻射壓力矩和剩磁力矩，雖然其值未知但是有界，可以表示為||d||≤dmax，dmax定義為外部擾動的上界值；s(ω)是斜對稱矩陣，其形式為

為了提高航天器姿態控制系統的容錯能力，使用多于三個的執行器冗余配置的方式，并針對執行器發生失效故障和安裝偏差的情況，航天器的執行器所提供的實際輸出力矩表示如下：

其中，是執行器分配矩陣，且其秩為rank(d0)＝3，其用來將航天器上搭載的各個執行器提供的力矩分配到關于航天器本體軸的三個方向上，表示執行器的安裝偏差矩陣；表示m個執行器的健康狀況矩陣，稱為執行器的失效矩陣，元素ei(t),i＝1,2,...,m為各個執行器的失效因子，且滿足0≤ei(t)≤1，用來表征執行器效能的大小，這里，如果ei(t)＝1則表示第i個執行器正常工作，如果0<ei(t)<1則表示第i個執行器損失了部分效能，如果ei(t)＝0則表示第i個執行器完全失效；uc為通過設計出的主動容錯控制器得到的控制信號，τf表示由于執行器失效故障導致損失的那部分輸出力矩；

將上式代入航天器姿態控制系統模型的動力學方程，因此后者可以寫成下面的形式：

將上式中最后三項統一寫成一個廣義干擾uf＝(d0+△d)τf+△duc+d，則航天器姿態控制系統模型的動力學方程可以重新改寫為：

第二步，基于第一步建立的航天器姿態控制系統模型，設計一類迭代學習干擾觀測器為：

其中，t是迭代學習干擾觀測器的更新時間，這里可以選取為系統的采樣時間，t表示當前時刻；和v(t)分別定義為用上式迭代學習干擾觀測器得到的t時刻的航天器角速度估計值和廣義干擾的估計值，ω(t-t)，和v(t-t)分別表示t-t時刻的航天器角速度，角速度估計值和廣義干擾的估計值；λ是一個正的標量參數，和都是觀測器增益正定矩陣，且需要選取觀測器增益l使得l的最小特征值lmin滿足lmin-dmax≥0，即lmin≥dmax；此迭代學習干擾觀測器的特點在于廣義干擾的估計值v(t)是與其前一時刻的信息v(t-t)有關，而不需進行微分運算，提高了計算效率；對于任意一個向量x＝[x1,x2,x3]^t，x1,x2,x3分別為向量中的三個元素，則sgn(x)定義如下：

sgn(x)＝[sign(x1),sign(x2),sign(x3)]^t

這里，對于一個任意的標量變量p，定義sign(p)為：

第三步，根據第二步給出的迭代學習干擾觀測器，設計一類主動容錯控制器為：

u＝d0^t(d0d0^t)^-1[-kpqv-kdω-v(t)]

其中，d0^t為執行器分配矩陣的轉置，d0^t(d0d0^t)^-1表示關于d0的偽逆矩陣，kp和kd分別為控制器參數，其均為正的標量常數；

利用上面給出的主動容錯控制器，可以保證在發生部分失效甚至在完全失效的特殊情況下，整個航天器姿態控制系統實現閉環穩定。

如圖1所示，為本發明所述的基于迭代學習干擾觀測器的航天器姿態容錯控制原理框圖，針對上述提出的基于迭代學習干擾觀測器的航天器姿態容錯控制系統需要由迭代學習干擾觀測器、主動容錯控制器、航天器動力學模型、航天器運動學模型幾部分組成。當在軌工作的航天器出現執行器失效故障及安裝偏差且受到外部擾動影響時，利用迭代學習干擾觀測器計算出廣義干擾估計值，同時，將航天器的姿態和角速度信息與廣義干擾估計值引入到主動容錯控制器中得到控制信號，并將控制信號傳輸到執行器以提供實際的控制力矩作用于航天器實現航天器姿態控制；這里，航天器同時受到外部擾動的影響，航天器動力學和運動學模型代表此航天器姿態控制系統的作用對象，動力學模型輸出航天器角速度并可被陀螺儀測得，運動學模型輸出航天器姿態可被姿態敏感器測得。

本發明設計的基于迭代學習干擾觀測器的航天器姿態容錯控制方法與現有技術相比的優點在于：

(1)與傳統的故障診斷觀測器或干擾觀測器相比，可以同時估計出由于部分失效故障，安裝偏差和外部擾動組成的廣義干擾，并引入到主動容錯控制器中，具有較好的容錯能力和魯棒性；

(2)與已有的迭代學習觀測器相比，本發明中迭代學習干擾觀測器的設計引入了符號函數和前一時刻的角速度修正項，符號函數的引入可以提高星載計算機的計算效率，減少內存占用空間，而前一時刻的角速度修正項可以減小由于符號函數的引入而導致的估計誤差，提高估計精度。

附圖說明

圖1為基于迭代學習干擾觀測器的航天器姿態容錯控制原理框圖；

圖2為本發明的一種基于迭代學習干擾觀測器的航天器姿態容錯控制方法流程框圖。

具體實施方式

如圖2所示，本發明的一種基于迭代學習干擾觀測器的航天器姿態容錯控制方法步驟為：首先建立考慮執行器故障和外部擾動的航天器姿態控制系統模型；然后基于航天器姿態控制系統模型設計迭代學習干擾觀測器對廣義干擾進行在線估計；最后，進行主動容錯控制器設計；具體實施步驟如下：

第一步，建立航天器姿態控制系統模型的運動學方程為：

其中，表示航天器的姿態單位四元數中的標量部分，與繞歐拉軸旋轉的角度有關，θ表示繞著歐拉軸轉過的一個角度，qv＝[q1,q2,q3]^t為含有三個元素的列向量，與歐拉軸方向有關，ex,ey,ez代表歐拉軸三個方向上的旋轉軸，且滿足單位化約束條件q0²+qv^tqv＝1，用姿態四元數表示的姿態初值選取為q(0)＝[0.850.25-0.30.35]^t；表示航天器在本體坐標系下相對慣性坐標系的姿態角速度向量，ω1,ω2,ω3分別為航天器關于本體系中的橫滾軸、偏航軸和俯仰軸上的角速度分量，角速度初值可選為ω(0)＝[0,0,0]^trad/s；i3×3是3×3的單位矩陣；

考慮到執行器出現故障的情景，特別是當執行器損失全部或者部分動力時，考慮到其故障時的獨立性，可以將航天器姿態控制系統模型的動力學方程寫成下面的形式：

其中，j是航天器總的慣量矩陣，且是3×3的對稱矩陣，根據實際工程中的航天器設計參數，j可選取為j＝[2000.9；0170；0.9015]kg·m²；表示航天器角加速度矢量；表示執行器實際提供的作用在航天器本體軸上的控制力矩，表示航天器所受來自空間環境的外部擾動，如重力梯度力矩、氣動力矩、太陽輻射壓力矩和剩磁力矩，雖然其值未知但是有界，可以表示為||d||≤dmax，dmax定義為外部擾動的上界值，這里可取s(ω)是斜對稱矩陣，其形式為

為了提高航天器姿態控制系統的容錯能力，使用多于三個的執行器冗余配置的方式，并針對執行器發生失效故障和安裝偏差的情況，航天器執行器所提供的實際輸出力矩表示如下：

其中，是執行器分配矩陣，且其秩為rank(d0)＝3，其用來將航天器上搭載的各個執行器提供的力矩分配到關于航天器本體軸的三個方向上，表示執行器的安裝偏差矩陣；表示m個執行器的健康狀況矩陣，稱為執行器的失效矩陣，元素ei(t),i＝1,2,...,m為各個執行器的失效因子，且滿足0≤ei(t)≤1，用來表征執行器效能的大小，這里，如果ei(t)＝1則表示第i個執行器正常工作，如果0<ei(t)<1則表示第i個執行器損失了部分效能，如果ei(t)＝0則表示第i個執行器完全失效，這里利用飛輪作為執行器提供實際控制力矩，并采用三個飛輪軸向正交與另一個飛輪軸向斜交安裝的四飛輪配置方法，因此整個系統中滿足m＝4，考慮飛輪工作時可能出現的實際故障情況，將其表示為：e3(t)＝0.85+0.07sin(0.2t)；0≤t≤300s，uc為通過設計出的主動容錯控制器得到的控制信號，τf表示由于執行器失效故障導致損失的那部分輸出力矩；

將上式代入航天器姿態控制系統模型的動力學方程，因此后者可以寫成下面的形式：

將上式中最后三項統一寫成一個廣義干擾uf＝(d0+△d)τf+△duc+d，則航天器姿態控制系統模型的動力學方程可以重新改寫為：

第二步，基于第一步建立的航天器姿態控制系統模型，設計一類迭代學習干擾觀測器為：

其中，t是迭代學習干擾觀測器的更新時間，這里可以選取為系統的采樣時間，t表示當前時刻；和v(t)分別定義為用上式迭代學習干擾觀測器得到的t時刻的航天器角速度估計值和廣義干擾的估計值，ω(t-t)，和v(t-t)分別表示t-t時刻的航天器角速度，角速度估計值和廣義干擾的估計值；角速度估計值和廣義干擾估計值的初始值選取為v(0)＝[000]^t；λ是一個正的標量常數，和都是觀測器增益正定矩陣，且需要選取觀測器增益l使得l的最小特征值lmin滿足lmin-dmax≥0，即lmin≥dmax，為了取得較好的觀測效果，通過調參，可以分別選擇其值為l＝[0.005,0,0；0,0.005,0；0,0,0.005]，λ＝30，k1＝[1,0,0；0,1,0；0,0,1]，k2＝[0.0005,0,0；0.001,0；0,0,0.001]，k3＝[0.0003,0,0；0,0.0006,0；0,0,0.0006]；此迭代學習干擾觀測器的特點在于廣義干擾的估計值v(t)是與其前一時刻的信息v(t-t)有關，而不需進行微分運算，提高了計算效率；對于任意一個向量x＝[x1,x2,x3]^t，x1,x2,x3分別為向量中的三個元素，則sgn(x)定義如下：

sgn(x)＝[sign(x1),sign(x2),sign(x3)]^t

這里，對于一個任意的標量變量p，定義sign(p)為

第三步，根據第二步給出的迭代學習干擾觀測器，設計一類主動容錯控制器為：

u＝d0^t(d0d0^t)^-1[-kpqv-kdω-v(t)]

其中，d0^t為執行器分配矩陣的轉置，d0^t(d0d0^t)^-1表示關于d0的偽逆矩陣，kp和kd分別為控制器參數，其均為正的標量常數，這里通過在仿真實驗中不斷調整參數，選取kp＝1.2，kv＝18為控制器參數的優選值；

利用上面給出的主動容錯控制器，可以保證在發生部分失效甚至在完全失效的特殊情況下，整個航天器姿態控制系統仍然保證閉環穩定；

本發明說明書中未作詳細描述的內容屬于本領域專業技術人員公知的現有技術。