一种卫星初态阶段自适应容错姿态控制方法
专利汇可以提供一种卫星初态阶段自适应容错姿态控制方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种卫星初态阶段自适应容错 姿态 控制方法，包括基于星箭成功分离后初态控制阶段，建立太阳帆板展开过程卫星 转动惯量 不确定性模型：建立卫星姿态动 力 学模型；利用预设性能函数，建立姿态的非线性映射模型；基于建立太阳帆板展开过程卫星转动惯量不确定性模型，卫星姿态动力学模型和姿态的非线性映射模型，利用反步法设计自适应容错 控制器 ，通过该方法解决了卫星在初态控制阶段转动惯量不确定性、执行器故障且受到外部扰动力矩影响时的姿态稳定问题，保证了姿态控制系统的容错能力和鲁棒性，并且确保了姿态收敛速度、超调和收敛误差满足预先设定的要求。，下面是一种卫星初态阶段自适应容错姿态控制方法专利的具体信息内容。
1.一种卫星初态阶段自适应容错姿态控制方法，其特征在于,包括如下步骤：
(1)基于星箭成功分离后初态控制阶段，建立太阳帆板展开过程卫星转动惯量不确定性模型：
(2)建立卫星姿态动力学模型；
(3)利用预设性能函数，建立姿态的非线性映射模型；
(4)基于建立太阳帆板展开过程卫星转动惯量不确定性模型，卫星姿态动力学模型和姿态的非线性映射模型，利用反步法设计自适应容错控制器；
所述步骤(2)中建立卫星姿态动力学模型具体为：
Q(q)＝q0I3+qv×
其中， 为卫星的姿态单位四元数，表示卫星在本体坐标系下相对于惯
性坐标系的旋转姿态，q0为四元数的标量部分，qv为矢量部分，且满足 ω＝
[ω1,ω2,ω3]T为卫星在本体坐标系下相对于惯性坐标系的姿态角速度；J为整个卫星系统的转动惯量矩阵；D∈R3×n表示执行器的安装矩阵，满足秩rank(D)＝3，n≥3；
表示执行器实际输出的控制力矩， 为
执行器失效矩阵，0≤ei(t)≤1表示每个执行器的失效情况，当ei(t)＝1表示执行器正常工作，当0＜ei(t)＜1表示执行器出现部分失效情况，当ei(t)＝0表示执行器处于完全失效；
表示执行器实际产生的控制力矩； 表示偏置
力矩带来的附加故障，假定其有界； 表示卫星受到的空间环境中的干扰力矩，假定其有界，满足 表示单位矩阵 ； 表示关于任意向 量
的斜对称矩阵，其形式如下：
2.如权利要求1所述的一种卫星初态阶段自适应容错姿态控制方法，其特征在于：所述步骤(1)中卫星转动惯量不确定性模型为：
J＝Jm-Jnψ(t)
其中， 是整星的转动惯量矩阵，为正定的对称矩阵； 是转动惯量中刚性
部分，为未知不变的对称矩阵； 是转动惯量中非刚性部分，为时变的，
是非刚性部分的增益，为未知的定常数矩阵， 是已知时变的，反映太阳帆板展开过程中帆板质心的移动。
3.如权利要求2所述的一种卫星初态阶段自适应容错姿态控制方法，其特征在于：整星转动惯量J对时间的一阶微分可写为以下形式：
4.如权利要求1所述的一种卫星初态阶段自适应容错姿态控制方法，其特征在于：所述步骤(3)具体为：
利用预设性能函数，对姿态进行非线性映射，定义函数：
其中，ε＝[ε1,ε2,ε3]T为经过非线性映射后的变量； 表示所选
的预设性能函数，是严格非负且递减的，ρ0＝[ρ10,ρ20,ρ30]T为性能函数的初始值，且ρi0＞0，ρi∞＝[ρ1∞,ρ2∞,ρ3∞]T表示性能函数的稳态值，且ρi∞＞0；l＝[l1,l2,l3]T决定性能函数的收敛速度；qvi(0)为姿态四元数矢量的初始值；qvi(t)与ρi(t)的关系满足以下条件：
δ＝[δ1,δ2,δ3]T为预设性能参数，通过其值的改变，反映qvi收敛暂态过程中超调量的大小，当δi＝0，姿态四元数矢量部分收敛过程无超调；通过预设性能函数保证qvi收敛的暂态和稳态性能；
通过求解S(ε)的逆函数T，得到非线性映射后的变量εi有如下形式：
选取T的形式如下：
对时间的一阶微分如下：
其中，
5.如权利要求4所述的一种卫星初态阶段自适应容错姿态控制方法，其特征在于：通过对姿态进行非线性映射，变量ε收敛，使qv按照预设的暂态和稳态性能进行收敛，满足稳态误差、收敛速度、超调方面的要求。
6.如权利要求1所述的一种卫星初态阶段自适应容错姿态控制方法，其特征在于：所述步骤(4)具体为
引入两个新的变量z1＝ε，z2＝ω-α，分别求得时间的一阶导数如下：
利用反步法，可得虚拟控制器：
其中，c1＞0,γ＞0为虚拟控制器的增益；
利用非线性回归矩阵进行转化模型得：
其中 为关于Jm的线性回归量， 为关于的Jn
线性回归量；W1，W2，W3为与转动惯量线性回归变量相对应的矩阵，满足以下形式：
基于虚拟控制器，设计容错控制器为：
自适应更新律为：
其中，b＝[||θ||，||σ||,dm]T；Φ＝[||W1||,||W2+W3||,1]T；c2＞0，c3＞0，c4＞0为与控制器相关的增益参数；参数选择满足条件1/(2γc2)＜λmin(DEDT)。
一种卫星初态阶段自适应容错姿态控制方法
技术领域
背景技术
发明内容
是非刚性部分的增益，为未知的定常数矩阵， 是已知时变的，反映太阳
帆板展开过程中帆板质心的移动。
＝[ω1,ω2,ω3]T为卫星在本体坐标系下相对于惯性坐标系的姿态角速度；J为整星的转动惯量矩阵；D∈R3×n表示执行器的安装矩阵，满足秩rank(D)＝3，n≥3； 表示
执行器实际输出的控制力矩， 为执行器失效矩阵，0≤
ei(t)≤1表示每个执行器的失效情况，当ei(t)＝1表示执行器正常工作，当0＜ei(t)＜1表示执行器出现部分失效情况，当ei (t)＝0表示执行器处于完全失效；
表示执行器实际产生的控制力矩； 表示偏
置力矩带来的附加故障，假定其有界； 表示卫星受到的空间环境中的干扰力矩，假定其有界，满足 表示单位矩阵； 表示关于任意向量
的斜对称矩阵，其形式如下：
具体实施方式
是非刚性部分的增益，为未知不变的常矩阵， 是已知时变的，反映太阳
帆板展开过程中帆板质心的移动。整星转动惯量J对时间的一阶微分可写为以下形式：
小于等于10s时，κ＝1，当时间大于10s时，κ＝10/t，表示太阳帆板展开时间为10s，转动惯量中非刚性部分可表示为 即转动惯量非
刚性部分增益Jn＝-[100I3,100I3]，帆板质心移动规律
T T
[0.2,-0.15,-0.25,0.9354]；ω＝[ω1,ω2,ω3] 为卫星在本体坐标系下相对于惯性坐标系的姿态角速度，初始角速度取为ω(0)＝[0.05,-0.05,0.01]Trad/s；J为整星的转动惯量，取值如上一步所示；D∈R3×6为推力器的安装矩阵，且满足秩rank(D)＝3，取为表示执行器实际输出的控制力
矩， 为执行器失效矩阵，0≤ei(t)≤1表示每个执行器
的失效情况，当ei(t)＝1表示执行器处于正常工作状态，当0＜ei(t)＜1表示执行器出现部分失效情况，当ei(t)＝0表示执行器处于完全失效状态，取值为：
表示关于任意向量 的斜对称矩阵，其形式如下：
为ρ∞＝[0.0001,0.0001,0.0001]，l＝[0.1,0.1,0.1]决定性能函数收敛速度；qvi(0)为姿态四元数矢量的初始值，如上一步所示，取为qv(0)＝[0.2,-0.15,-0.25]T；qvi(t)与ρi(t)的关系满足以下形式：
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