第1章 绪论
1.1课题背景
为完成诸如特定区域成像以及对地面站通讯等既定航天任务，卫星需要进行姿态跟踪操作，保证卫星实际姿态能够跟踪或者定向期望轨迹，从而为载荷工作提供平台基础。另一方面，现代卫星常配置了高精密的有效载荷，如通过安装技术含量高的相机获取高清侦查照片。这些高精密载荷的正常工作对卫星平台技术提出了较高的要求，如它要求卫星可提供高稳定度以及高指向精度的姿态跟踪控制性能。然而卫星作为一特定对象，它并非工作于理想的环境中，相反其运行环境极其恶劣，因此在轨卫星姿态控制性能将受到各种内部(如电磁力矩、燃料晃动以及姿态控制推力器质心偏移)与外部(如重力梯度力矩、太阳光压力矩以及气动力矩)干扰的影响。同时，系统参数不确定性也将进一步对姿态控制性能产生影响，特别地根据姿态控制动力学特性可知卫星转动惯量不确定性对姿态控制精度影响尤为严重。此不确定性主要由有效载荷运动(如天线摆动以及微波雷达转动等)以及燃料消耗产生。因此，提高卫星姿态跟踪控制指向精度与稳定度首先需要解决卫星所受外部干扰以及姿态控制系统参数不确定性两大问题。分析两者对姿态控制性能影响产生机理，并设计姿态控制器实现对此两影响因素的解决对提高卫星平台技术具有重要意义，可为有效载荷正常工作提供先决条件。根据卫星姿态系统动力学可知其控制性能依赖于执行机构，然而实际航天工程中卫星执行机构将存在不同程度的不确定性。现有机械加工以及安装工艺并不能保证卫星执行机构的精确安装。卫星发射过程中运载器剧烈振动、以及卫星在轨运行时高低温引起的材料结构变形将导致卫星执行机构安- 1 -装偏差是不可避免的。此安装偏差的存在将导致执行机构产生的实际力矩与期望力矩间存在一定的偏差。此偏差力矩的存在将对姿态跟踪控制精度及其稳定度产生较为严重的影响。例如当存在特别大的执行机构安装偏差时，很有可能导致卫星某主轴上不产生任何控制力矩，从而导致卫星姿态三轴不可控，进而导致有效载荷不能正常工作。因此，姿态跟踪控制系统设计中首要解决的执行机构不确定性为执行机构安装偏差。
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1.2存在干扰与不确定参数的卫星姿态跟踪控制研究现状
根据实际航天任务需求可知，卫星需进行姿态跟踪控制操作以保证星载有效载荷正常工作。为此，国内外众多学者、航天工程人员就姿态跟踪控制问题展开了广泛研究。文献[1]综合阐述了卫星姿态控制涉及的各方面问题，如其数学模型建立以及稳定性分析等。文献[2]提出了一种逆最优控制方法，通过解Hamilton-Jacobi方程设计积分Backstepping控制器，完成姿态稳定操作。Mehrabian等[3]针对采用四元数描述的姿态跟踪控制问题，考虑角速率敏感器以及执行机构测量限制问题，设计了一种无需角速度测量的姿态跟踪控制方法。该方法设计了一种低通滤波器估计不可测角速度，但该策略设计并没有考虑外部干扰以及转动惯量不确定性问题。Chunodkar等[4]首次考虑卫星姿态动力学中的测量反馈时延问题，通过建立合适的Lyapunov-Krasovskii方程，设计了一种与系统状态成线性关系的姿态控制器保证闭环姿态控制系统的指数稳定性。Zhang等[5]针对采用修正的罗德里格描述的卫星姿态，考虑大角度机动的姿态跟踪任务，以能量消耗为优化目标，建立Hamilton-Jacobi-Bellman方程，提出了一种非线性反馈最优控制方法实现姿态渐近稳定控制。
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第2章 卫星姿态跟踪系统数学模型及预备知识
2.1引言
在轨卫星的姿态控制器设计依赖于姿态控制系统数学模型，正确的数学模型是控制器设计的基础。根据Newton力学可知刚体卫星姿态控制系统数学模型涉及姿态运动学与姿态动力学两方面。姿态运动学方程的建立首先需要描述卫星姿态，卫星工程中常采用Euler角描述姿态，理论研究中则常采用单位四元数、修正的罗德里格参数与姿态旋转矩阵来描述，而各种姿态描述参数具有各自的优缺点[170]。所建卫星姿态动力学方程的精确程度将很大程度上影响姿态控制器设计及其姿态控制性能。基于精确的动力学方程设计的控制器可实现较高的姿态控制精度。结合在轨卫星所处力学环境可知，其动力学方程的建立需考虑外部干扰与不确定转动惯量等因素。根据第1章分析可知，基于姿态控制系统数学模型进行控制器设计时需着重考虑执行机构故障与安装偏差两大问题。若设计控制器时忽略此两大问题，则很有可能减低姿态控制精度，因此需细致分析执行机构故障与安装偏差产生原因及其对姿态控制精度的作用机理。虽然文献[171]与文献[46]给出了反作用飞轮的动力学模型，但并未建立反作用飞轮故障数学模型。文献[172]基于精确的反作用飞轮数学模型研究了飞轮故障诊断问题，提出了一种交互式卡尔曼滤波诊断方法，但此法所处理的故障类型不够全面，仅建立了因温度、摩擦力矩变化引起的飞轮故障模型。虽然文献[173]研究了能够实现姿态三轴控制的各种反作用飞轮配置情况，但并没有考虑安装偏差及其数学模型。文献针对采用PPT(pulsed plasma thruster)推力器控制的卫星编队控制问题，分析了PPT单机工作机理，深入分析PPT故障产生原因，并针对采集到的PPT工况数据，应用神经网络技术设计了一种PPT故障诊断方法，但该方法仅考虑了执行机构故障问题，并没有考虑PPT安装偏差对编队构型控制精度的影响。
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2.2预备知识及相关引理
反作用飞轮作为卫星姿态控制中最普遍使用的执行机构之一，其故障的发生将对卫星姿态控制产生较为重大影响，轻则降低姿态控制性能，飞轮故障严重时将使卫星姿态失控。因此，本节将重点分析反作用飞轮故障产生机理，并建立其故障数学模型，为后续姿态容错控制器设计提供模型基础。卫星姿态控制系统由姿态敏感器、控制电路与计算机、执行机构等部件组成，其故障成因主要有以下几种类型：月光1)受太阳与月球的干扰引起的故障：太阳、月光进入地球敏感器视场时或阳光直接照射到地球红外敏感器时，将对敏感器产生一定干扰，致使地球敏感器产生0.1度至0.5度不等的测量偏差，验证时将致使敏感器完成失效并无法提供任何测量信息。卫星自污染和环境污染故障：卫星本身排出的尘埃、气体和宇宙空间中的各种太空垃圾将会污染卫星的某型机械部件。温度变化引起的故障：卫星运行于高低温的恶劣太空环境中，此温度环境将导致材料结构发生形变，从而导致卫星星体上的某些润滑装置失效，此时将导致诸如反作用飞轮的轴承摩擦力矩增大，此摩擦力矩不断积累将最终导致飞轮电机发生停转、卡死等故障而使其完全不能工作。
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第3章 执行机构故障的卫星姿态跟踪有限时间控制........ 34
3.1引言........... 34
3.2执行机构失效故障的姿态滑模控制...... 35
3.3执行机构输入饱和的姿态容错控制...... 49
3.4本章小结.......... 59
第4章 执行机构故障且带安装偏差的卫星姿态跟踪补偿控制......... 60
4.1引言........... 60
4.2仅考虑执行机构安装偏差的姿态跟踪滑模控制......... 61
4.3存在安装偏差与故障的姿态跟踪补偿控制......... 68
4.4本章小结.......... 83
第5章 基于估计技术的卫星姿态跟踪有限时间控制........ 85
5.1引言........... 85
5.2反作用飞轮控制的卫星姿态跟踪数学模型......... 86
5.3不确定项估计器设计...... 88
5.4非线性姿态跟踪控制...... 91
5.5非奇异终端滑模姿态跟踪控制...... 95
5.6本章小结.......... 100
第5章 基于估计技术的卫星姿态跟踪有限时间控制
5.1引言
第4章提出的执行机构所发生的故障与安装偏差处理方法虽然能够实现姿态跟踪严格有限时间控制，但是该方法仅能处理执行机构部分故障类型，当执行机构发生常值故障或完全失效故障，该方法并不一定能够对它们实现容错控制。目前，除采用鲁棒控制理论设计控制器实现对这些不确定项的鲁棒控制外，现最为普遍使用的方法即为设计观测器或估计器估计不确定性幅值[190]，而后设计相应的控制器进行补偿。针对执行机构故障估计问题，相关学者开展了一定研究并提出了一些故障估计方法。如文献[191]设计了一种基于 ∞理论的状态观测器估计机械臂故障。文献[192]针对执行机构与敏感器故障，提出了一种基于特征值的最优故障重构方法。文献[193]基于非线性的机器人动力学模型，设计一种无需加速度测量值的非线性观测器估计执行机构故障。文献[32]针对多变量系统采用回归分析法提出故障估计方法。针对深空望远镜执行机构故障，文献[194]应用独立主成分分析法研究了故障检测与重构问题。针对一类不确定非线性系统，文献[195]首先设计了一种全阶观测器实现故障检测，而后提出了一种降阶观测器设计方法实现故障估计。#p#分页标题#e#
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结 论
本文针对执行机构存在故障与安装偏差等不确定性的卫星姿态跟踪问题，综合考虑卫星可能受到的外部干扰、不确定转动惯量以及反作用飞轮未知角动量等问题，深入开展了姿态跟踪有限时间控制研究。本课题研究旨在在执行机构存在故障与安装偏差情况下，保证姿态控制系统具有可接受的控制性能，并在有限时间内保证姿态高精度、高稳定跟踪控制操作操作得以完成，从而到达提高卫星姿态控制系统安全性与可靠性之目的。本课题研究取得的主要成果及其创新点归纳为如下：针对受外部干扰与不确定转动惯量作用且执行机构可能发生各类型故障的刚体卫星，显式地考虑执行机构控制输入饱和问题，基于终端滑模控制理论提出了一种自适应滑模姿态跟踪控制方法。该方法可在有限时间内完成姿态跟踪控制操作，同时能够实现对故障的容错、对干扰的抑制控制以及对不确定惯量参数的鲁棒控制，并能够为有效载荷工作提高较高的姿态指向精度与稳定度。与现有的基于终端滑模控制设计而成的姿态控制方法相比，该方法能够对执行机构可能发生的故障具有较好的容错控制能力；而与现有卫星姿态容错控制方法相比，该方法最为显著的优势在于它在有效地处理故障的同时，亦能实现姿态有限时间控制，如此不但保证了、而且提高了卫星执行机构故障发生时姿态控制系统的控制性能。
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参考文献（略）
