執(zhí)行器故障的航天器姿態(tài)容錯控制.pdf

1、統(tǒng)計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)故障對航天任務將產生一定影響。盡管目前不存在一種完善的設計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)驗可知，研究人員可采用“故障規(guī)避”技術手段如設計與制造工藝改進、精心嚴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。但由于航天器長時間工作于高真空、強輻射的惡劣太空環(huán)境中，從而使執(zhí)行器將不可避免地發(fā)生故障，進而導致整個姿態(tài)控制系統(tǒng)故障。此故障輕則降低姿態(tài)控制性能，重則使航天任務完全失敗并縮短航天器壽命。因此設計自主姿態(tài)容錯控制方法，在執(zhí)行器正常工作甚至故障情況下保證航天器能夠實現(xiàn)可接受的姿態(tài)控制性能便顯得尤為重要。
　　調研現(xiàn)有文獻發(fā)現(xiàn)目前可在任務各階段實現(xiàn)姿態(tài)自主容錯控制的研究結果相對匱乏，故確定本文核心研究目標：為執(zhí)行器冗余航

3、天器設計自主姿態(tài)容錯控制方法。為實現(xiàn)此目標，設計自主姿態(tài)容錯控制系統(tǒng)時首需解決非線性的姿態(tài)動力學模型、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問題。故本文將重點開展如下兩方面研究工作：
　　(1)融合被動容錯控制設計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實現(xiàn)高指向精度、高穩(wěn)定度的姿態(tài)控制。從工程應用角度而言，則為設計姿態(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、能夠快速響應的各類姿態(tài)控制式操作。
　　(2)從如下兩個方面解決所設計自主容錯姿態(tài)控制方法有效性驗證問題：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)值仿真驗證此方法具有較好的控制性能，滿足姿態(tài)控制系統(tǒng)設計要求，并驗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)，基于觀測器技術設計一種Backstepp

5、ing控制方法。該方法首先基于迭代技術設計非線性觀測器精確估計部分失效因子，并根據(jù)此估計值采用Backstepping技術設計姿態(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，該設計方法能夠削弱控制器保守性。
　　在上述Backstepping容錯控制設計方法基礎上，當執(zhí)行器僅發(fā)生部分失效故障時，本文進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)容錯控制方法。為解決角速度敏感器故障時不能提供角速度測量值的姿態(tài)保性能控制問題，該方法首先設計了一種終端滑模觀測器以實現(xiàn)對角速度的精確估計。而后利用角速度估計值設計容錯控制器完成姿態(tài)跟蹤操作，從而實現(xiàn)無陀螺測角速度的姿態(tài)容錯控制目標，并解決執(zhí)行器控制輸入受限問題。
　　為實現(xiàn)對執(zhí)行器盡可能發(fā)生故障的容錯控制，并提高控制器對故障的容錯能力，綜合考慮姿態(tài)快速響應控制問題，本文將開展航天器姿態(tài)有限時間控制研究，基于全局型滑模控

7、制理論提出了一種自適應滑?？刂撇呗?。在航天器受到外部干擾與不確定轉動慣量作用下，該方法能夠在執(zhí)行器發(fā)生嚴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間內完成，從而實現(xiàn)姿態(tài)跟蹤控制操作具有一定的快速響應特性。
　　最后，本文將基于非線性觀測器技術設計可重構控制方法保證配備冗余執(zhí)行器的航天器具有自主容錯姿態(tài)控制性能，其中設計觀測器估計執(zhí)行器故障，并根據(jù)故障估計值隱式地重構控制器。與顯式采用故障檢測、隔離與診

8、斷算法的容錯控制方法相比，本方法可使其控制器不斷地更新其控制參數(shù)。此研究工作目標旨在解決模型不確定性、外部干擾與執(zhí)行器故障的同時，應用此可靠的、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)容錯控制設計方法近十年來已發(fā)生質的變化。早期航天器姿態(tài)故障容錯方法僅設計一種魯棒控制器，在所有可能故障發(fā)生情況下保證系統(tǒng)的穩(wěn)定性。而后的容錯設計方法要求故障發(fā)生時，系統(tǒng)可檢測、隔離與診斷故障并能夠估計出新的系統(tǒng)參數(shù)，從而選取新