执行器障碍的航天仪姿态容错控制

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1、执行器障碍的航天仪姿态容错控制第1章绪论1.1课题背景随着我国正在开展的探月计划以及在十二五期间独立开展的火星等深空探测任务不断深入，使得它对航天器平台技术特别是制导、导航与控制技术提出了新需求，对控制系统可靠性和自主性要求均有大幅提高。然而随着深空探测测控距离的加大，通常通讯接收到的信号非常微弱，这使得深空探测上行遥控命令实时性差，时延愈来愈严重。探测月球单程最大时延达1.36秒，此情况下仍可采用准实时遥控指令控制并指挥探测器仪器设备工作；而探测火星单程时延达22.29分钟，探测冥王星单程时延则高达6小时58.62分钟，航天器上

2、设备不可能再靠地面站发出遥控对其实时指挥和控制。因此传统控制技术越来越难以满足航天器任务多样性和姿态控制高性能指标要求。为此，航天技术先进国家于20世纪80年代便已着手发展航天器智能自主控制技术，并在空间探测计划中逐渐加大了对此项技术的投入力度。姿态控制系统作为航天器重要分系统之一，它的可靠性、是否正常工作将直接决定航天器能否正常完成既定航天任务。然而恶劣太空环境以及部件老化等因素致使航天器部件不可避免地发生故障。如果航天器故障不能及时、正确地被检测、定位、隔离并进行相应容错处理，则姿态控制性能将显著下降或系统稳定性将受到破坏，严

3、重时将导致整个航天任务失败。如图1-1所示，若侦查卫星在侦查目标点A时发生故障，且故障未能及时得以处理，则卫星可能将失去对B、C与D等目标点的侦查能力，从而使整个侦查任务失败，进而丧失其军事价值。因此航天器姿态控制系统故障自主容错控制技术是航天器自主运行技术的基础，它已成为当今航天工程领域亟待解决的课题之一，对提高航天器任务完成率有着重大理论与现实意义。.1.2现有航天器故障分析航天器地面研制过程中，虽可采用现代技术与质量管理等手段尽可能地排除各种故障，但由于长时间运行于高低温、强辐射的太空环境，因此系统故障或运行异常对航天器而言

4、是在所难免的，如太阳电池帆板不能展开、星载软件异常以及遥测指令异常等。为此，收集源于TheSatelliteEncyclo-pedia(TSE)，SatelliteNesSpaceTrak，theSpaceSystemsEngineeringDatabase(SSED)与theMissionFailureAnalysisforNASAAmesResearchCenter等数据库提供的航天器数据[2]，本论文对1990年以来美国、欧洲各国、加拿大以及日本等国所有成功入轨的各类航天器所发生故障进行分析，并根据故障产生部位以及故障对航天

5、器的影响进行分类，其具体分类依据如表1-1所示。综合各数据库提供的故障航天器相关信息，对子系统故障进行分类，其统计结果如图1-3所示。姿态控制与能量两大子系统故障占总故障的59%。同时，对航天器故障类型进行进一步分类，可归纳为机械、电气、软件与其它未知故障等四类故障。机械故障主要指由温度、外力、摩擦力以及压力等变化引起的机械结构变形，电源过载、短路、异常电池发电等归纳为电气故障，而软件故障主要由错误的计算机指令以及星载软件异常等构成。图1-4给出了各类故障占所统计故障航天器的百分比。如此图所示，电气故障占总故障的45%，远远高于3

6、2%的机械故障。这是由于现代航天器中电子器件数目远远多于机械结构部件数目，因此电气部件故障发生可能性或者概率将大于机械部件故障发生概率。特别地，一些电气设备如太阳电池阵的老化导致它们极易发生故障，同时太阳辐射与电磁风暴等太空环境在很大程度上将引起航天器电气设备故障的产生。..第2章执行器部分失效的航天器姿态稳定控制2.1引言姿态稳定作为在轨航天器必须进行的基本姿态控制操作之一，其控制算法设计受到学者广泛关注。虽然诸多反馈控制设计方法被提出并应用于姿态稳定控制，但仍存在需进一步解决的问题，如如何解决航天器姿态运动学与动力学中的非线性

7、问题以及实现外部干扰抑制控制。此外，有效载荷运动、太阳帆板转动以及燃料消耗导致的不确定转动惯量问题将进一步使姿态稳定控制愈来愈复杂。为解决这些问题，学术界常采用现代控制理论方法进行控制器设计，如文献[109–116]提出了一系列干扰抑制控制方法，实现外部干扰作用下的高精度姿态稳定控制。由于Backstepping控制方法具有把复杂非线性系统分解成多个子系统以及控制器设计步骤简单等优势[117]，它对具有下三角结构特性的非线性系统具有很强的处理能力。另一方面航天器姿态运动学与动力学两个子系统构成一个下三角形式的非线性姿态

8、控制系统，因此可采用Backstepping设计航天器姿态控制器[118,119]。如文献[120]设计Backstepping控制器实现姿态机动控制。文献[121]提出了一种Backstepping控制方法，以解决外部干扰与不确定转动惯量作用下的