态度与固定时间非奇异终端滑模自适应跟踪控制飞船与致动器饱和度和缺点

文摘

本文侧重于潜在的飞船在实际工程应用中执行机构故障。针对现有的缺点和缺陷态度容错控制系统设计,加上态度容错控制技术的研究现状,我们开展高精度、跟踪算法收敛快的态度。基于自适应非奇异终端滑模控制理论,我们设计一种定时收敛的控制方法。这个方法解决了执行器故障的问题,惯性执行机构饱和,外部干扰和不确定性。控制方法包括控制律设计和控制器的设计。与固定时间自适应非奇异终端滑模控制律设计适用于定时容错姿态跟踪控制器的开发与多个约束。设计控制器考虑执行机构的饱和输出转矩,飞船可以在饱和度大小没有在线故障估计。李雅普诺夫稳定性分析表明,在多约束等执行机构饱和,外部干扰和惯性不确定性,控制器收敛速度快,具有良好的容错执行机构故障。数值仿真表明,该控制器具有良好的跟踪控制性能和低能的消费态度。

1。介绍

在我的国家继续开展深空探测月球探索计划和火星探索等,要求稳定,可靠性,和整个航天器系统的独立作战能力,特别是航天器控制系统,显著提高。作为航天器的子系统之一,姿态控制系统在航天器的设计起着重要的作用。其可靠性决定了检测任务的成功在很大程度上。然而,长期运行轨道航天器在强辐射等恶劣的太空环境,高温和低温,微重力,和多个干扰,再加上复杂的检测任务,会增加失败的可能性的致动器、传感器和控制器。根据国外航天器的在轨姿态控制系统故障统计数据,执行机构和传感器故障占整个的68%姿态控制系统故障,执行器故障和传感器故障占44%的占24%。这些实际工程问题的存在,极大地促进了姿态控制系统的可靠性研究。容错控制技术是一种有效的方法来解决这个问题在不增加系统设计的成本。通过设计可靠的容错控制技术,可以保证[太空任务的顺利实现1- - - - - -4]。此外,能源是非常重要的航天器。如何节约能源消费过程中航天器姿态控制是本文的主要担忧。

滑模控制(SMC)具有良好性能的非线性问题。通过设计一个合适的SMC的方法,我们可以有效地处理不确定性非线性系统,参数扰动和外部干扰有界。因此,SMC是广泛应用于航天器的姿态控制5,6]。Ref。7]研究了航天器姿态稳定控制系统有限的通信问题和外部干扰基于事件驱动控制方案。Ref。8)设计了一种自适应驱动器故障和扰动补偿的方法对航天器姿态跟踪控制。这种方法是由一个复合参数适应设计,包括一个自适应同步反馈控制律和自适应前馈补偿器致动器失败。如何满足控制性能要求下执行机构故障和输入饱和,裁判。9)解决问题的姿态跟踪控制和规定的性能保证刚性航天器在未知但惯性参数,意想不到的障碍,致动器的缺点,和输入饱和。Ref。10)两种容错控制设计(FTC)航天器姿态稳定与外部干扰的方法。Ref。11)解决问题的限定时间容错刚性航天器的姿态稳定控制执行机构故障或失败的条件下,外部扰动和模型的不确定性。Ref。12]研究了刚体姿态跟踪问题与执行机构故障在姿态机动和角速度约束。Ref。13)提出了一个自适应模糊容错姿态跟踪控制器。控制器可以稳定刚性航天器的态度的情况下不可用速度,外部干扰,执行器故障和执行机构饱和。使用非线性模型预测控制系统的方法可以预测未来的行为。Ref。14]研究了translation-rotation-coupled all-thruster航天器的运动控制问题的存在执行器故障和/或失败。Ref。15)提出了一种滑模控制方案与到达时间有限卫星容错姿态控制系统执行器故障和外部干扰。在裁判。16),一个活跃的容错控制系统是专为航天器姿态控制执行机构故障,故障估计错误,和控制输入约束。Ref。17)建造两个观察者精确估计不确定的运动学和动力学参数。理论上证明了整个observer-controller系统是全局指数稳定的。在文献[18),一类柔性航天器姿态系统李普希茨研究了非线性和传感器故障的主动容错控制(FTC)的问题。Ref。19)提出了一种解耦方法解决故障估计的集成设计问题(FE)和容错控制(FTC)与未知有界的线性系统执行器故障和干扰。Ref。20.控制系统进行了研究与添加剂的缺点和控制器三个街区和计算容错(英尺)完美的跟踪问题。在非线性不确定系统的控制,补偿无限数量的驱动器故障/错误和著名的优化函数法是一种重要的具有挑战性的问题领域的自适应控制。在裁判。21],容错控制和闭环控制分配问题的航天器姿态控制系统与执行机构故障,执行机构饱和,和外部干扰是解决。对于四阶系统,裁判。22)提出了一种自适应super-twisting分离终端滑模控制技术。使用adaptive-tuning法可以消除外部干扰的上界的要求。通过使用super-twisting算法,抖振现象是避免在不影响控制性能。

致动器失败,在假设的不确定性的上界,现有的文献设计了一个高精度、容错控制律收敛限定时间的态度。虽然他们可以实现高精度姿态控制系统的稳定性,他们不考虑其他控制指标要求,和工程应用价值。这些姿态控制方法仍有以下两个主要问题需要进一步研究:(1)它只能确保姿态控制精度和稳定性的两个指标是满意,态度操纵速度的指数要求并不是考虑,而后者是极其关键的太空任务(2)只有外部扰动和系统的不确定性是,不考虑执行器故障。这些失败将对姿态控制产生重大影响(1)目前,大多数的姿态控制算法只考虑的约束控制转矩。虽然仿真结果验证姿态控制算法的有效性,设计控制算法的能量消耗并不是分析和改善。

对于上面的缺陷,我们需要设计一个新的控制律来解决上述问题。受到裁判。23参)的基础上。(24,25),本文设计的定时非奇异终端滑模控制律(FNTSM)基于参数自适应方法。根据李雅普诺夫稳定性理论,系统控制律和自适应参数模型。4本文的主要贡献如下:(1)低能量消耗,这是本文的主要贡献的控制方法:本文设计的控制律具有更好的特性与裁判。24]。具体地说,系统的收敛时间进一步减少,就可以完全避免控制饱和,和更少的能源消耗是必需的(2)的态度收敛时间进一步减少和控制算法的性能进一步改善:结合滑模面和控制律的设计方法在现有文献,本文提出了一种新的控制律。在相同的初始条件下,控制律可以有更快的收敛时间系统,同时保持较高的控制精度。

本文的结构如下:“材料和模型跟踪航天器的态度”给执行机构故障下的姿态跟踪控制模型和饱和度。使用该控制模型,自适应控制律设计“设计容错控制器的律法。仿真结果分析,“在设计控制律的模拟与验证。“结论”总结了分析和后续的前景。

2。材料和模型跟踪航天器的态度

根据参考文献。(3,10- - - - - -16,24- - - - - -27],航天器姿态控制系统模型和执行器故障和执行机构饱和可以由以下公式描述: 在哪里 在哪里是一个未知常数大于零。

备注1。本文的建模过程是指裁判。(24,25,27,详细的建模过程可以在相关文献阅读。公式中的参数的具体意义(1)在参考文献中有详细描述。(24,25,27]。此外,公式(3)满足以下方程: 。此外,本文中使用的假设是相同的参的。(24,25,27),在这里不能解释。

3所示。容错控制器设计法

3.1。控制器设计

3.1.1。第一步:设计滑模面

根据误差四元数和角速度误差,滑模面的选择如下(23,25,28]: 在哪里 滑模面和吗 是由(23,25,28] 在哪里 。 , 都是正的常数,满意吗 , , , ,和 是积极的奇数。是一个小正的常数,比如 。

备注2。根据文献[25), ,如果 , 远远大于 。因此,当 , 大小一样吗 ,这是保证驱动生效四元数误差收敛快速滑动模式。当 , ,它是保证滑动表面和有相同的形式。

根据情商。13) (在哪里25]

介绍情商。16)为情商。15),(24]:

法律本文采用的方法是类似于裁判。(24,25,27,如以下公式所示:

具体的参数可以参考参考。24]

3.1.2。第二步:设计控制律

假设3。有未知常数 和 ,使持有以下公式(24]:

引理4。考虑到非线性系统(25,29日]: 假设有一个李雅普诺夫函数 ,和标量 , ,这样 这个系统的轨迹是实际定时稳定,这意味着收敛时间是独立于初始状态,并给出收敛时间(25):

定理5。考虑到航天器系统(1),(2),(3),(4)和(5)和设计滑模面(6),系统轨迹在有限时间收敛于滑模面以下控制律(17)24]: 在哪里 right-pseudo反演矩阵吗 , 和自适应参数, 。自适应更新法律设计如下(24]: 在哪里 ,和 设计参数。

3.1.3。步骤3:证明稳定

证明。选择下面的李雅普诺夫函数(24]: 在哪里 , , ,和 。
根据文献[24),的导数如下(证明细节,请参阅[24): 在哪里 。和 , 根据 。如果 , ,简化表达式(32) ;宇宙飞船可能经历更快的有限时间稳定条件(19)的引理4并可以在定时到达滑模面。因此,根据引理4,收敛时间满足(24] 在哪里 和 , , 。

注6。当系统状态到达滑动面,滑动面本身的稳定性证明是一样的,在裁判。25),不再描述。

注7。本文设计的控制算法包括许多参数,如 。在选择这些参数,首先,参数的约束条件需要满足,其次,我们调整和优化参数据现有文献的相关结论和仿真结果。

注8。虽然控制算法设计在本文中包括许多参数,在设计参数,根据约束的参数选择值可以实现预期的控制性能。此外,通过对仿真结果的分析,可以进一步优化相关参数。

备注9。在控制律的设计,设计理念的裁判。24和裁判的滑模面设计方法。25本文使用)。在设计理念方面,裁判。24]和文献[25)的总和。然而,从能耗的角度,本文证明了复合控制器的优越性,这也是本文的最大贡献。模拟分析的结果进一步支持的最大贡献。

4所示。仿真结果分析

说明FNTSM法律(17)的性能提出和比较它与控制器(25)在裁判。24),我们进行模拟。宇宙飞船模型来自刚体微卫星,和参数选择如下(在这个会话,本文使用相同的仿真参数作为参考。24),以说明提出的控制律的性能改进,相比之下,在裁判。24),所表1)。

致动器有效下降故障(24]

致动器漂移故障(24]

我们说明的控制属性FNTSM控制律(17)下的航天器惯性不确定性和外部扰动,甚至考虑执行器故障和饱和度。FNTSM控制律的参数(17)和滑动模式(13参)规定的各项条款相同。(24,25]。

图1描述了四元数和角速度错误错误的响应曲线。从图1,我们可以看到,本文设计的控制律和Ref一样的性能。24]。

图2给出了响应曲线的滑模面。

图3给出了曲线估计的不确定性参数和控制器饱和。如图3(下半部分)显示,控制器饱和曲线几乎没有变化。因此,相比之下,裁判。24),本文设计的控制器具有更好的抗饱和性能。

图4显示了控制力矩曲线。从图可以看出,该系统在整个控制过程中不饱和。

图5显示系统的能耗曲线在控制过程中。从图可以看出,能耗相对较大(约在最初的时刻 )但很快趋于零。此外,该曲线波动很小。

数据6和7显示控制扭矩曲线和能源消耗曲线得到的控制律提出了裁判。24]。从图可以看出6控制饱和系统发生在前十年代,和控制转矩曲线波动很大。能源消耗曲线表明,最大能源消耗约3倍,本文设计的控制律(约 ),在控制过程中波动是比较大。所以相比之下,本文设计的控制律,该控制律在裁判。24)有较低的性能。

通过使用控制器设计思想在裁判27),结合本文中的控制对象和模型参数,控制器的能耗曲线如图8。

表2介绍了结果的比较FNTSM控制律(17)与控制器(25)在裁判。24]。如前所述在表2和数据所示1- - - - - -7,FNTSM控制律保证了稳定精度 , ,和 ,收敛时间是9.97秒。可以看出,系统的控制精度略有减少与裁判。24),但仍然不够高。和收敛时间与裁判相比增加了10.43%。24]。

5。结论

本文设计一种自适应容错控制律,可以适应好控制执行机构故障的事件。根据仿真结果,本文所设计的控制律具有较高的控制精度和跟踪速度快。与此同时,根据控制转矩曲线,本文设计的控制律致动器不饱和(所有控制力量小于2海里)。此外,对比仿真结果如图6- - - - - -8摘要,控制力设计能量消耗最少的航天器姿态跟踪期间,这是非常重要的轨道航天器,也是控制律的最大优势。

6。未来的建议

本文根据控制律设计过程和现有文献的控制律设计,进一步提高工作主要方向包括(1)如何进一步改善控制算法的收敛时间和控制精度(2)如何进一步降低算法的复杂性设计(3)现有文献设计方法,如何减少算法设计的相关假设是一个必须解决的关键问题的未来发展与高精度航天器姿态控制。

的利益冲突

作者宣称没有利益冲突。

确认

作者要感谢裁判对他们有价值的评论。这项研究是由中国国家自然科学基金资助(61502391,11602296),陕西省自然科学基金(批准号2019年jm - 434),和航空科学基金项目(20180153002)。

引用

1. a . m . Zanchettin a Calloni, m . Lovera“健壮的磁力卫星姿态控制,”IEEE / ASME举办,18卷,不。4、1259 - 1268年,2013页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
2. y,“宇宙飞船的态度和反应轮减饱和控制方法相结合,“IEEE航空航天和电子系统,53卷,不。1,第295 - 286页,2017。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
3. y岩漠、t . Ohtani t .重击,和t . Nagashio”合成一个线性插值增益调度控制器对于大型挠性航天器ETS-VIII,”控制工程实践,19卷,不。6,611 - 625年,2011页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
4. b·肖·m·霍、杨x和y,“卫星没有速度传感器容错姿态稳定,”IEEE工业电子产品,卷62,不。11日,第7202 - 7191页,2015年。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
5. l .回族和j·李,“终端滑模控制航天器编队飞行,”IEEE航空航天和电子系统,45卷,不。3、835 - 846年,2009页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
6. z陈和j .黄”的态度拒绝刚性航天器的跟踪和干扰自适应控制,”IEEE自动控制,54卷,不。3、600 - 605年,2009页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
7. 吴,问:沈,曹x“事件驱动的航天器姿态控制,”太空研究的进步,卷61,不。3、927 - 934年,2018页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
8. x姚明,g . t y马,r .气”自适应驱动器故障补偿设计航天器姿态控制,”IEEE航空航天和电子系统,52卷,不。3、1021 - 1034年,2016页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
9. 问:胡、x邵和l .郭”规定自适应容错的航天器姿态跟踪控制性能,”IEEE / ASME举办,23卷,不。1,第341 - 331页,2018。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
10. 问:沈,朱,d . Wang和e . k . Poh”积分型滑模容错控制航天器的姿态稳定,”IEEE控制系统技术,23卷,不。3、1131 - 1138年,2015页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
11. 美国朱问:沈,d . Wang, k . Poh”限定时间容错态度稳定与执行机构饱和,飞船”IEEE航空航天和电子系统,51卷,不。3、2390 - 2405年,2015页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
12. 问:沈,c .悦c·h·吴,吴,d .王,“刚体姿态跟踪控制执行器故障和角速度约束下,“IEEE / ASME举办,23卷,不。3、1338 - 1349年,2018页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
13. b·霍y夏、l .阴和m .傅”模糊自适应容错输出反馈姿态跟踪控制的航天器,”IEEE系统,人,和控制论:系统卷,47号8,1898 - 1908年,2017页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
14. m . m . Tavakoli和n . Assadian”预测容错控制all-thruster卫星的6自由度运动通过神经网络模型更新”太空研究的进步,卷61,不。6,1588 - 1599年,2018页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
15. 高z z,周、m . s .钱和j·林,“卫星姿态系统的主动容错控制方案受到执行机构时变的缺点,”专业控制理论与应用,12卷,不。3、405 - 412年,2018页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
16. 问:沈,c .悦,c . h .吴作栋和d·王,“主动容错控制系统设计与执行器饱和的航天器姿态机动和缺点,”IEEE工业电子产品,卷66,不。5,3763 - 3772年,2019页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
17. b·肖和s .阴”指数跟踪控制的机器人机械手与不确定的动力学和运动学,”IEEE工业信息,15卷,不。2、689 - 698年,2019页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
18. 江z高,汉族,g, j .林和d .徐“柔性航天器的主动容错控制设计方法和传感器故障,”富兰克林研究所杂志》上,卷354,不。18日,第8056 - 8038页,2017年。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
19. j .局域网和r·j·巴顿”综合容错控制的解耦方法与无与伦比的微分线性系统的缺点,”自动化卷,89年,第299 - 290页,2018年。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
20. j·d·Stefanovski“被动容错完美的跟踪与添加剂的缺点,”自动化卷,87年,第436 - 432页,2018年。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
21. b·李问:胡、g . Ma和y,“容错态度稳定结合闭环控制分配下的致动器失败,”IEEE航空航天和电子系统,55卷,不。4、1989 - 2000年,2019页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
22. d . a . Haghighi和s Mobayen”设计一个自适应super-twisting分离终端滑模控制方案对于一类四阶系统,”ISA事务卷,75年,第225 - 216页,2018年。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
23. b .江、胡问:和m . i Friswell“定时刚性航天器的姿态控制执行机构饱和和缺点,”IEEE控制系统技术,24卷,不。5,1892 - 1898年,2016页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
24. z汉,k, t·杨,m .张”宇宙飞船使用自适应容错控制是非奇异快速终端滑模,”专业控制理论和应用程序,10卷,不。16,1991 - 1999年,2016页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
25. 傅韩z h . f .田,“与固定时间是非奇异终端滑模自适应刚性航天器的姿态稳定控制致动器的缺点,”国际计算机与电子工程》杂志上,11卷,不。3、155 - 163年,2019页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
26. m . Pyare s Janardhanan, Mashuq,“刚性航天器使用自适应快速终端滑模容错控制,”进步和应用滑模控制系统美国布朗。,页381 - 406,施普林格出版社,2015年版,1日。视图:谷歌学术搜索
27. z汉,k, t·杨,”航天器姿态控制采用非奇异的限定时间融合终端滑模,”2016年IEEE中国指导、导航和控制会议(CGNCC)南京,页618 - 623年,中国,2016年8月。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索
28. k .陆复合航天器姿态控制设计方法,研究[博士。论文),北京理工学院,2014年。
29. a . Polyakov“非线性反馈设计定时线性控制系统的稳定,”IEEE自动控制卷,57号8,2106 - 2110年,2012页。视图:出版商的网站|谷歌学术搜索

版权

版权©2021汉族治国等。这是一个开放分布式下文章知识共享归属许可,它允许无限制的使用、分配和复制在任何媒介,提供最初的工作是正确引用。