基于快速终端滑模的航天器自适应容错控制
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错 控 制 ， 得 了很 好 的 效 果 Ｊ 获 。但 是 ， 些 控 制 方 这
Ａｄ ｐｔｖ ｕｌ ｌｒ ｎ ｎ ｒ ｌｆ ｒ Ｓ ａ ｅ ｒ ｆ ｓ ｄ ｏ ａ ｉ ｅ Ｆａ ｔＴｏｅ ａ ｔＣｏ ｔ ｏ ｏ ｐ ｃ ｃ ａ ｔＢａ ｅ ｎ Ｆａ ｔＴｅ ｍ ｉ ｌＳ ｉ ｉ ｏ ｓ ｒ ｎａ ｌｄ ｎｇ Ｍ ｄｅ
ＺＨＡ０ ｉ Ｌ ｎ，ＹＡＮ ｎ，ＨＡＯ ｎ Ｘｉ Ｙｏ ｇ，ＧＡＯ ｈ ｉｈ Ｓ ｕａ－ ｅ
中 图分 类 号 ：Ｖ ４ ４８ 文 献 标 识 码 ：Ａ 文章 编 号 ：１０ —３ ８ ２ １ ）４０ ２ ．０ ００ １２ （０ ２ ０ －４ ６１
ＤＯＩ ０ ３ ７ ／ ．ｓｎ １ ０ —３ ８．０１ ． ４ ０ ３ ：１ ． ８ ３ ｊ ｉ ． ０ ０ １ ２ ２ ２ ０ ． ０ ｓ
题 。 国内外学 者在 此 领 域 已进 行 了深 入 研 究 ， 提 并
天器称为执行机构故 障航天器 。针 对这类航 天器 ， 如果仍按原有控制策略进行控制 ， 将导致控制失效 。
收稿 日期 ：０ １０ －２ 修 回日期 ：０ １１ －８ ２ １ －５２ ； ２ １ －１ ２
基 金 项 目： 国家 自然 科 学 基 金 （０ ７ １ ４ ６０ １５ ） ６ ９ ４ ０ ，１０ １５
同时保 证正 常 和故 障状 态下控 制 精度 的容 错控 制方
法研 究 较少 。
地面 或在 轨特 定 目标 等空 间任 务 。无 故 障 时 ， 天 航
器姿 态跟 踪控 制运 动学 和动 力学模 型 的 四元 数描 述 可分 别表示 为 『 ｌ ：
为 此 ， 对 执行 机 构 发 生 不确 定 的部 分失 效 故 针 障， 即执 行机 构 发生 部 分 失 效 故 障且 故 障信 息 无 法 预先 获 知 ， 仍 在工作 的航天 器控 制 问题 ， 文利 用 但 本 滑模 控制 （ｌ ｉｇＭ ｄ ｏｔｌＳ Ｓｉ ｎ ｏｅＣ ｎ ｏ，ＭＣ） ｄ ｒ 对外 界扰 动 和
不确 定 参数 的强 鲁棒 性 ， 计 了一种 新 的针 对 执 行 设 机构 部 分失 效故 障 航 天器 的容 错 控 制 方 法 ， 用 快 采 速终 端滑 模控 制 （ ａｔ ｅｍ ｎ ｌ ＭＣ，Ｆ Ｓ Ｆ ｓ Ｔ ｒ ｉａ Ｓ Ｔ ＭＣ） 自 和
ｆ ＝ ｑ３ 口］ ÷［１十 ∞ ４
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Ｊ 一 （） １
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． （ Ｃｏ ， ｔｄ—ｃ ） ＋ｄ ［ ｄ ］＋ ［
（） ２
式 中， ∈ Ｒ 表示 航 天器 转 动惯 量矩 阵 ， ＝ Ｊ
适应 方 法 ， 无需 事先 获 知故 障信息 的情 况 下 ， 现 在 实 了航 天器 容错 控 制 。在基 于滑 模 的容 错 控 制 方 面 ， 文献 ［ ］ 出 了一 种 主 动 容 错 控 制 方 法 ， 需 要 以 ４提 但 在线 进行 故 障检测 与诊 断 信 息 为 前 提 ， 故 障 检测 而
（ 哈尔滨工程 大学 自动化学院 ，哈尔滨 １ ０ ０ ） ５ ０ １
摘
要 ：针对存 在不确定 的执行机 构部 分失效故障和未知外 界扰动的航天器 姿态跟 踪控制 问题 ， 出 了一种 提
基 于 自适应快速终端 滑模 控制 的容错控 制方法 。在没有故 障检测 与诊 断信息 的情 况下 ， 采用快 速终端滑模 控制原 理 ， 用 自适应算法在线估计 得到的故障信息 ， 利 设计具 有鲁棒 性 的容错控 制器 ， 系统在 执行 机构故 障发 生时 ， 使 能 在有限 时间 内以指数 收敛 ， 实现系统有限 时间渐近稳定 ， 以及 对航天器 的容错 控制和 干扰的抑 制。仿真结果 表 明， 与基于普通滑模控 制器的容错控制相 比 ， 该方法在保证 系统鲁棒性和可靠性 的同时 ， 具有 更快 的收敛 速率 ， 实现 执 行机构故 障时有 效的航天器姿态跟 踪控制 。 关键词 ：快 速终端滑模控制 ；容错 控制 ；执行器故 障； 自适应控 制
动量 轮 故 障的 被动 容错 控 制 器 ， 是需 要动 量 轮 故 但
１ 问题 描述
论文 主要 研究 航天 器执 行机 构发 生部 分失 效故 障时 的姿 态跟 踪控 制 ， 实现 有 效 载 荷快 速持 续 指 向
障信 息 。 目前在 执 行 机 构 故 障信 息 未 知 的情 况 下 ，
∞ ０ ］。 示星 体相 对设 计坐 标系 的三 轴姿 ９ 表本 体 系 相对 设 （Ｔｑ）
计坐标 系的姿态四元数 ， ＝ ［ ｑ ｑ］ ， ｑ ｇ ｚ ，Ｔ且满
足 口 Ｔ ＋ｑ ｑ ＝ｌ ＝ ［ ｌ ｕ “ ］ ｄ∈Ｒ３ Ｕ ； ｕ ２ ３ 和 分另 表示 作 用 到航 天 器 的 三 轴 控 制 力 矩 和 外 界 扰 动 力 矩 ； ∈ Ｒ １ ＿ ０ 表示 航 天 器需 要 跟 踪 的 目标 姿 态角 速
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度， 即设 计坐 标 系 ； ∈ Ｒ 为 的导数 ； ３∈ Ｒ 。 １
与诊断本身会存在误差 ； 文献 ［ ］ 于滑模控制设 ５基
计 了针对 推力 器 故 障 的航 天器 姿 态 跟 踪 容错 控 制 ，
虽无需精确的故障信息 ， 但必须知道故障最小值 ， 而
这在 大部 分情 况 下很 难 获 得 ； 庆 雷 等 采 用 自适 应 胡 滑模 方法 ， 在无 需 故 障信息 情况 下 ， 实现 了航 天器容
（ ｏｔ ｌ ｎ ｉｅｒ ｇ ａｂｎＥ ｇ ｅｒ ｇＵ ｉｅｓｙ Ｈａ ｉ ５０ １ ｈｎ ） Ｃ ｎｒ ｇｎｅｉ ，Ｈ ｒｉ ｎｉ ｅｉ ｎｖｒ ｔ， ｒ ｎ１００ ，Ｃ ｉａ ｏＥ ｎ ｎ ｎ ｉ ｂ
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０ 引 言
因此 ， 必要 对 现有 控 制 方法 进 行 改进 或 提 出新 的 有 容 错控 制方 法 ， 使得 当执行 机构 发 生故 障 时 ， 系统仍
随 着 航 天 任 务 的多 样 化 和 结 构 的 复 杂化 ， 这 使
能 自主进 行容 错控 制 ， 保证 航天 器 安全 可靠 运 行 。
第 ３ ３卷 第 ４期
２１ ０ ２年 ４月
宇
航
学
报
Ｖｏ ． ３ Ｎｏ ４ １３
．
Ｊ ｕ ｎ ｌｏ ｔ ｎ ｕ ｉ ｓ ｏ ｒ ａ ｆＡｓｒ ａ ｔ ｏ ｃ
Ａｐ ｉ ｒｌ
２ ２ ０１
基 于 快 速 终 端 滑模 的航 天 器 自适应 容错 控 制
赵 琳 ，闫 鑫 ，郝 勇 ， 高帅 和
些系统在运行时 ， 传感器 、 执行机构以及 系统内部元 件都不可避免地会发生故障。某个或某些执行机构
在运 行 时 出现故 障 或 执行 输 出未 达到 预期 输 出 的航
由于航天器维修 困难等特点 ， 故障航天器的容
错 控 制 已经 成 为 当 前 航 天 领 域 迫 切 需 要 解 决 的 问
出了很多研究成果 ¨ 。文献 ［ ］ Ｊ ２ 基于鲁棒控制设计
了被 动容错 控 制 策 略 ， 计 的 控 制 器 同时 满 足 航 天 设
第 ４期
赵
琳等： 基于快速终端滑模 的航 天器 自适应容错控制
４７ ２
器 正常 状态 和故 障状 态 下 精 度要 求 ， 然 无需 在 线 虽 获 得故 障检 测 与诊 断 信 息 ， 是 牺 牲 了 正 常状 态 下 但 的性 能 ； 献 ［ ］ 文 ３ 采用 时 间 滞后 法设 计 了一 种 针 对
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ＺＨＡ０ ｉ Ｌ ｎ，ＹＡＮ ｎ，ＨＡＯ ｎ Ｘｉ Ｙｏ ｇ，ＧＡＯ ｈ ｉｈ Ｓ ｕａ－ ｅ
中 图分 类 号 ：Ｖ ４ ４８ 文 献 标 识 码 ：Ａ 文章 编 号 ：１０ —３ ８ ２ １ ）４０ ２ ．０ ００ １２ （０ ２ ０ －４ ６１
ＤＯＩ ０ ３ ７ ／ ．ｓｎ １ ０ —３ ８．０１ ． ４ ０ ３ ：１ ． ８ ３ ｊ ｉ ． ０ ０ １ ２ ２ ２ ０ ． ０ ｓ
题 。 国内外学 者在 此 领 域 已进 行 了深 入 研 究 ， 提 并
天器称为执行机构故 障航天器 。针 对这类航 天器 ， 如果仍按原有控制策略进行控制 ， 将导致控制失效 。
收稿 日期 ：０ １０ －２ 修 回日期 ：０ １１ －８ ２ １ －５２ ； ２ １ －１ ２
基 金 项 目： 国家 自然 科 学 基 金 （０ ７ １ ４ ６０ １５ ） ６ ９ ４ ０ ，１０ １５
同时保 证正 常 和故 障状 态下控 制 精度 的容 错控 制方
法研 究 较少 。
地面 或在 轨特 定 目标 等空 间任 务 。无 故 障 时 ， 天 航
器姿 态跟 踪控 制运 动学 和动 力学模 型 的 四元 数描 述 可分 别表示 为 『 ｌ ：
为 此 ， 对 执行 机 构 发 生 不确 定 的部 分失 效 故 针 障， 即执 行机 构 发生 部 分 失 效 故 障且 故 障信 息 无 法 预先 获 知 ， 仍 在工作 的航天 器控 制 问题 ， 文利 用 但 本 滑模 控制 （ｌ ｉｇＭ ｄ ｏｔｌＳ Ｓｉ ｎ ｏｅＣ ｎ ｏ，ＭＣ） ｄ ｒ 对外 界扰 动 和
不确 定 参数 的强 鲁棒 性 ， 计 了一种 新 的针 对 执 行 设 机构 部 分失 效故 障 航 天器 的容 错 控 制 方 法 ， 用 快 采 速终 端滑 模控 制 （ ａｔ ｅｍ ｎ ｌ ＭＣ，Ｆ Ｓ Ｆ ｓ Ｔ ｒ ｉａ Ｓ Ｔ ＭＣ） 自 和
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【４ 一— ｇ 口 ０ Ｊｏ＝一（ ＋Ｃ ｏ ） Ｊ ＋Ｃ Ｊ）＋ ｔ ｔｄ （ ｏｄ
． （ Ｃｏ ， ｔｄ—ｃ ） ＋ｄ ［ ｄ ］＋ ［
（） ２
式 中， ∈ Ｒ 表示 航 天器 转 动惯 量矩 阵 ， ＝ Ｊ
适应 方 法 ， 无需 事先 获 知故 障信息 的情 况 下 ， 现 在 实 了航 天器 容错 控 制 。在基 于滑 模 的容 错 控 制 方 面 ， 文献 ［ ］ 出 了一 种 主 动 容 错 控 制 方 法 ， 需 要 以 ４提 但 在线 进行 故 障检测 与诊 断 信 息 为 前 提 ， 故 障 检测 而
（ 哈尔滨工程 大学 自动化学院 ，哈尔滨 １ ０ ０ ） ５ ０ １
摘
要 ：针对存 在不确定 的执行机 构部 分失效故障和未知外 界扰动的航天器 姿态跟 踪控制 问题 ， 出 了一种 提
基 于 自适应快速终端 滑模 控制 的容错控 制方法 。在没有故 障检测 与诊 断信息 的情 况下 ， 采用快 速终端滑模 控制原 理 ， 用 自适应算法在线估计 得到的故障信息 ， 利 设计具 有鲁棒 性 的容错控 制器 ， 系统在 执行 机构故 障发 生时 ， 使 能 在有限 时间 内以指数 收敛 ， 实现系统有限 时间渐近稳定 ， 以及 对航天器 的容错 控制和 干扰的抑 制。仿真结果 表 明， 与基于普通滑模控 制器的容错控制相 比 ， 该方法在保证 系统鲁棒性和可靠性 的同时 ， 具有 更快 的收敛 速率 ， 实现 执 行机构故 障时有 效的航天器姿态跟 踪控制 。 关键词 ：快 速终端滑模控制 ；容错 控制 ；执行器故 障； 自适应控 制
动量 轮 故 障的 被动 容错 控 制 器 ， 是需 要动 量 轮 故 但
１ 问题 描述
论文 主要 研究 航天 器执 行机 构发 生部 分失 效故 障时 的姿 态跟 踪控 制 ， 实现 有 效 载 荷快 速持 续 指 向
障信 息 。 目前在 执 行 机 构 故 障信 息 未 知 的情 况 下 ，
∞ ０ ］。 示星 体相 对设 计坐 标系 的三 轴姿 ９ 表本 体 系 相对 设 （Ｔｑ）
计坐标 系的姿态四元数 ， ＝ ［ ｑ ｑ］ ， ｑ ｇ ｚ ，Ｔ且满
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度， 即设 计坐 标 系 ； ∈ Ｒ 为 的导数 ； ３∈ Ｒ 。 １
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计 了针对 推力 器 故 障 的航 天器 姿 态 跟 踪 容错 控 制 ，
虽无需精确的故障信息 ， 但必须知道故障最小值 ， 而
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０ 引 言
因此 ， 必要 对 现有 控 制 方法 进 行 改进 或 提 出新 的 有 容 错控 制方 法 ， 使得 当执行 机构 发 生故 障 时 ， 系统仍
随 着 航 天 任 务 的多 样 化 和 结 构 的 复 杂化 ， 这 使
能 自主进 行容 错控 制 ， 保证 航天 器 安全 可靠 运 行 。
第 ３ ３卷 第 ４期
２１ ０ ２年 ４月
宇
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Ｖｏ ． ３ Ｎｏ ４ １３
．
Ｊ ｕ ｎ ｌｏ ｔ ｎ ｕ ｉ ｓ ｏ ｒ ａ ｆＡｓｒ ａ ｔ ｏ ｃ
Ａｐ ｉ ｒｌ
２ ２ ０１
基 于 快 速 终 端 滑模 的航 天 器 自适应 容错 控 制
赵 琳 ，闫 鑫 ，郝 勇 ， 高帅 和
些系统在运行时 ， 传感器 、 执行机构以及 系统内部元 件都不可避免地会发生故障。某个或某些执行机构
在运 行 时 出现故 障 或 执行 输 出未 达到 预期 输 出 的航
由于航天器维修 困难等特点 ， 故障航天器的容
错 控 制 已经 成 为 当 前 航 天 领 域 迫 切 需 要 解 决 的 问
出了很多研究成果 ¨ 。文献 ［ ］ Ｊ ２ 基于鲁棒控制设计
了被 动容错 控 制 策 略 ， 计 的 控 制 器 同时 满 足 航 天 设
第 ４期
赵
琳等： 基于快速终端滑模 的航 天器 自适应容错控制
４７ ２
器 正常 状态 和故 障状 态 下 精 度要 求 ， 然 无需 在 线 虽 获 得故 障检 测 与诊 断 信 息 ， 是 牺 牲 了 正 常状 态 下 但 的性 能 ； 献 ［ ］ 文 ３ 采用 时 间 滞后 法设 计 了一 种 针 对