基于SE(3)的航天器姿轨一体化有限时间容错控制

doi:10.16182/j.issn1004731x.joss.21-0988

系统仿真学报 ›› 2023, Vol. 35 ›› Issue (2): 277-285.doi: 10.16182/j.issn1004731x.joss.21-0988

基于SE(3)的航天器姿轨一体化有限时间容错控制

梅亚飞(), 廖瑛(), 龚轲杰, 郑兴宇

国防科技大学空天科学学院，湖南长沙 410073

收稿日期:2021-09-23 修回日期:2021-11-22 出版日期:2023-02-28 发布日期:2023-02-16
通讯作者: 廖瑛 E-mail:meiyafei@nudt.edu.cn;liaoying1104@aliyun.com
作者简介:梅亚飞(1995-)，男，博士生，研究方向为飞行器设计与系统仿真。E-mail：meiyafei@nudt.edu.cn
基金资助:
上海航天科技创新基金(SAST2020-022)

SE(3)-based Finite-time Fault-tolerant Control of Spacecraft Integrated Attitude-orbit

Yafei Mei(), Ying Liao(), Kejie Gong, Xingyu Zheng

College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China

Received:2021-09-23 Revised:2021-11-22 Online:2023-02-28 Published:2023-02-16
Contact: Ying Liao E-mail:meiyafei@nudt.edu.cn;liaoying1104@aliyun.com

摘要/Abstract

摘要：

针对相对运动航天器，当执行机构出现故障以及外部干扰和系统不确定性同时存在的情形下，利用滑模控制的鲁棒性，提出了一种有限时间容错控制方法。基于李群SE(3)建立了单刚体航天器姿轨一体化模型，并在指数坐标下推导了相对运动航天器误差动力学方程。设计了一类非奇异快速终端滑模面，并采用等价自适应方法设计控制器估计和补偿外总扰动，提出的容错控制算法可以不依赖于故障诊断与检测环节。运用Lyapunov方法证明了系统在故障和扰动等多约束条件下的稳定性和有限时间快速收敛性，数值仿真结果分析也验证了该容错控制器的快速性、准确性与可靠性。

关键词: 李群SE(3), 姿轨一体化, 有限时间, 滑模控制, 容错控制

Abstract:

For relative motion spacecraft, when the actuator fails and the external disturbance and system uncertainty occur simultaneously, a finite-time fault-tolerant control method is proposed on the basis of the robustness of sliding mode control. A single-rigid spacecraft integrated attitude-orbit model is established based on Lie Group SE(3), and the relative motion spacecraft error dynamic equation is derived in exponential coordinates. A class of non-singular fast terminal sliding surface is designed, and the equivalent adaptive method is adopted to design the controller to estimate and compensate the total disturbance. The proposed fault-tolerant control algorithm can be independent from fault diagnosis and detection. Lyapunov method is used to prove the stability and fast convergence of the system under multiple constraints such as faults and disturbances. The analysis on numerical simulation results also verifies the fastness, accuracy and reliability of the fault-tolerant controller.

Key words: lie group SE(3), integrated attitude-orbit, finite time, sliding mode control, fault-tolerant control

中图分类号:

TP271+.62

梅亚飞, 廖瑛, 龚轲杰, 郑兴宇. 基于SE(3)的航天器姿轨一体化有限时间容错控制[J]. 系统仿真学报, 2023, 35(2): 277-285.

Yafei Mei, Ying Liao, Kejie Gong, Xingyu Zheng. SE(3)-based Finite-time Fault-tolerant Control of Spacecraft Integrated Attitude-orbit[J]. Journal of System Simulation, 2023, 35(2): 277-285.

图/表 9

表 1

跟踪航天器与目标航天器的初始相对状态

初始相对参数	数值
初始相对位置/m	$151515 T$
初始相对线速度/(m/s)	$- 0.051 - 0.247 - 0.075 T$
初始相对姿态角/rad	$2 π 3$
初始相对旋转轴	$- 2 - 2 - 3 T$
初始相对角速度/(rad/s)	$0.009 5.98 - 9.31 T × 10 - 4$

表 1

表 2

控制器参数

参数名称

参数值

滑模面

$α 1 = 1.4, α 2 = 1.8$

$C 1 = d i a g (20, 20, 20, 20, 20, 20)$

$C 2 = d i a g (0.002, 0.002, 0.002, 0.001, 0.001, 0.001)$

控制参数

$K 1 = d i a g (20, 20, 20, 20, 20, 20)$

$K 2 = d i a g (10, 10, 10, 5, 5, 5)$

$λ = 5 × 10 - 8$

表 2

图1

图2

图3

图4

图5

图6

图7

参考文献 15

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SE(3)-based Finite-time Fault-tolerant Control of Spacecraft Integrated Attitude-orbit

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