使用SGCMGs航天器滑模姿态容错控制

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1、2017年4月第43卷第4期北京航空航天大学学报JournalofBeijingUniversityofAeronauticsandAstronauticsApril2017V01．43No．4http：f}bhxb．buaa．edu．anjbuaa@buaa．edu．anDOI：10．13700／j．bh．1001—5965．2016．0270使用SGCMGs航天器滑模姿态容错控制张福桢，金磊8(北京航空航天大学宇航学院，北京100083)摘要：基于滑模控制与自适应理论，对使用单框架控制力矩陀螺群(SGCMGs)的刚性航天器的被动姿态容错控制问题进行了研究。首先建立了含有陀螺框架转速故障的

2、系统数学模型。然后将框架转速直接作为控制量并应用滑模控制理论设计了容错控制器，同时控制器中还设计了自适应律对故障信息和干扰进行估计。由此，可在故障和干扰的先验信息未知的情况下，实现对航天器无故障和有故障情况下的姿态稳定控制，且具有较强的鲁棒性。最后，对2种构型单框架控制力矩陀螺群的不同故障模式进行数学仿真，验证了该控制方法的有效性和可行性。关键词：航天器；单框架控制力矩陀螺群(SGCMGs)；容错控制；滑模控制；自适应控制中图分类号：V448．22文献标识码：A文章编号：1001—5965(2017)04—0806—08随着现代航天技术的发展，航天器控制系统日趋复杂，各部件的可靠性、准确性要

3、求越高，同时部件出现故障的可能性越大。如何避免航天任务的失败和经济损失，切实保障航天器的可靠性和安全性，提高航天器规避风险的能力成为控制系统的新的研究内容，并基于此提出了容错控制理论。目前，按照设计方法的特点，容错控制一般分为主动容错控制和被动容错控制¨。1。主动容错控制是在故障发生后，根据所期望的特性重新设计一个控制系统，并至少能使整个系统达到稳定旧o。被动容错控制采用固定的控制器来确保闭环系统对特定故障不敏感，保持系统的稳定怛o。相比主动容错控制，被动容错控制由于不需要对系统故障进行检测或诊断，也不需要故障反应时间，因此结构简单、响应速度快且设计难度较低。目前国内外很多学者都基于被动控制

4、方法进行航天器的姿态容错控制研究。文献[3]应用神经网络智能控制结合滑模控制对挠性航天器存在部分失效时进行姿态容错控制；文献[4]采用自适应反步设计法设计容错控制，且该算法允许存在少量飞轮完全失效；文献[5]则设计了基于时滞控制(TDC)算法的时滞容错控制系统来控制刚性航天器的姿态，该算法相比PD算法控制性能更佳；文献[6]设计了不基于姿态角速度信息和故障信息的姿态容错算法；文献[7]利用鲁棒控制，通过在线求解线性矩阵不等式(LMI)确定状态反馈增益阵来控制航天器姿态，能够克服Riccati方程处理方法中存在的不足；文献[8]提出一种基于PD学习型观测器的系统故障重构方法，不仅能够估计卫星姿

5、态角速度和姿态角，而且能够快速精确重构卫星执行机构故障；文献[9]引入力矩分配矩阵，对各飞轮的力矩输出进行容错控制，使得航天器的姿态渐进稳定；文献[10]也通过设计状态观测器观测系统状态，并针对控制力矩陀螺可能出现的奇异性问题设计操纵律，从而实现航天器的姿态稳定。文献[11]进一步收稿日期：2016-04-07；录用日期：2016-06-03；网络出版时间：2016-06-2309：35网络出版地址：WWW．cnki．net／kcms／detail／11．2625．V．20160623．0935．002．html基金项目：国家自然科学基金(11272027)$通讯作者：E-mail：jinl

6、eibuaa@163．corn引用格式：张福横，金磊．使用SGCMGs的航天器滑模姿态容错控制口j．北京航空航天大学学报，2017，43一)：806—813．ZHANGFZ，JINLSliding—modefault—tolerantattitudecontrolforspacecraftusingSGCMGs11]．JournalofBe6ingUniversityofAeronauticsandAstronautics，2017，43(4)：806．813(inChinese)．第4期张福桢，等：使用SGCMGs航天器滑模姿态容错控制807考虑了执行机构输出受限情况下，通过状态观测器观测

7、故障信息实现对控制器的重构。上述文献给出的控制方法虽然能够实现航天器的姿态容错控制，但是选用的被控对象和故障都是针对控制力矩进行建模。然而在实际工程应用中，当采用角动量交换装置作为姿态控制执行机构时，执行机构故障通常是转子转速输出故障，因此，上述理论成果在实际工程应用中有一定的局限性。此外，当采用控制力矩陀螺群为执行机构时，陀螺具有的奇异性问题以及陀螺横向矩阵时变的特点，也使得上述理论成果难以应用。考虑到控制