描述
开 本: 16开包 装: 平装是否套装: 否国际标准书号ISBN: 9787030445261
编辑推荐
《航天器执行机构姿态容错控制》可作为高等院校飞行器设计及相关专业本科生、研究生的教材，也可供从事航天器研制、应用工作的科技人员参考。
内容简介
《航天器执行机构姿态容错控制》将理论和应用相结合，分别以过驱动航天器及未配备冗余执行机构的航天器为姿态控制目标，深入浅出地介绍了航天器执行机构姿态容错控制所涉及基本理论与方法。具体内容包括：**，主要有执行机构故障的过驱动航天器姿态稳定控制、执行机构故障与存在安装偏差的过驱动航天器姿态稳定控制、执行机构故障与存在安装偏差的过驱动航天器姿态跟踪控制；第二，主要有执行机构故障的航天器姿态跟踪有限时间控制、执行机构不确定的航天器姿态跟踪补偿控制、基于不确定项估计的航天器姿态跟踪有限时间控制。
目 录
第1章绪论1
1.1引言1
1.2航天器姿态容错控制研究现状4
1.2.1姿态被动容错控制4
1.2.2姿态主动容错控制5
1.2.3姿态鲁棒容错控制6
1.3航天器姿态跟踪控制研究现状7
1.3.1存在不确定转动惯量的姿态控制7
1.3.2外部干扰抑制控制8
1.3.3鲁棒姿态跟踪控制工程技术11
1.4执行机构存在不确定性的姿态控制研究现状12
1.4.1执行机构安装偏差问题研究现状12
1.4.2执行机构故障问题研究现状15
1.5姿态跟踪有限时间/快速机动控制研究现状20
1.5.1姿态大角度快速机动工程技术20
1.5.2有限时间姿态跟踪控制方法21
1.6控制分配技术研究现状23
1.6.1静态控制分配24
1.6.2动态控制分配25
1.6.3可重构控制分配25
1.6.4基于控制分配的航天器姿态容错控制26
第2章航天器姿态控制系统数学模型与预备知识27
2.1引言27
2.2预备知识及相关引理28
2.3航天器姿态控制系统数学模型29
2.3.1航天器姿态描述方法29
2.3.2航天器姿态运动学方程32
2.3.3航天器姿态动力学方程33
2.4航天器姿态跟踪数学模型33
2.4.1执行机构故障34
2.4.2推力器故障与安装偏差的数学模型39
2.5支持向量机相关知识42
2.5.1支持向量机分类技术42
2.5.2支持向量机回归理论43
第3章航天器执行机构姿态容错控制目录第3章执行机构故障的过驱动航天器姿态稳定控制45
3.1引言45
3.2基于有限时间故障估计的姿态容错控制46
3.2.1有限时间观测器设计47
3.2.2姿态容错控制器设计49
3.2.3基于时序**控制分配方法设计50
3.2.4仿真研究53
3.3执行机构控制输入受限的姿态容错控制58
3.3.1基于迭代学习的观测器设计58
3.3.2控制器与控制分配算法设计61
3.3.3仿真研究64
第4章执行机构故障与存在安装偏差的过驱动航天器姿态稳定控制68
4.1引言68
4.2基于LSSVM动态逆的自适应容错控制70
4.2.1控制律设计70
4.2.2动态控制分配算法设计78
4.2.3仿真研究80
4.3过驱动航天器姿态自适应变结构容错控制85
4.3.1自适应变结构容错姿态控制85
4.3.2改进型自适应变结构容错控制及其分配设计87
4.3.3仿真研究88
第5章执行机构故障与存在安装偏差的过驱动航天器姿态跟踪控制98
5.1引言98
5.2航天器姿态跟踪有限时间容错控制99
5.2.1航天器姿态跟踪动力学模型100
5.2.2姿态容错控制律设计100
5.2.3基于KKT的控制分配方法设计105
5.2.4仿真研究107
5.3基于滑模观测器的姿态跟踪容错控制122
5.3.1滑模观测器设计122
5.3.2控制器设计与分配策略124
5.3.3仿真研究126
第6章执行机构故障的航天器姿态跟踪有限时间控制131
6.1引言131
6.2执行机构部分失效故障的姿态滑模控制132
6.2.1姿态控制器设计133
6.2.2控制器数值仿真138
6.3执行机构输入饱和的姿态容错控制145
6.3.1容错控制器设计145
6.3.2数值仿真分析151
第7章执行机构不确定的航天器姿态跟踪补偿控制155
7.1引言155
7.2仅考虑执行机构安装偏差的姿态跟踪滑模控制156
7.2.1反作用飞轮安装偏差156
7.2.2自适应滑模控制器159
7.2.3数值仿真分析162
7.3存在安装偏差与故障的姿态跟踪补偿控制163
7.3.1执行机构存在弱不确定性的航天器姿态跟踪动力学164
7.3.2自适应滑模姿态补偿控制设计165
7.3.3数值仿真分析174
第8章基于不确定项估计的航天器姿态跟踪有限时间控制177
8.1引言177
8.2反作用飞轮控制的航天器姿态跟踪数学模型178
8.3不确定项估计器设计180
8.4比例积分型姿态跟踪控制183
8.4.1有限时间控制器设计183
8.4.2数值仿真分析185
8.5非奇异终端滑模姿态跟踪控制186
8.5.1有限时间控制器设计186
8.5.2数值仿真分析188
参考文献193
1.1引言1
1.2航天器姿态容错控制研究现状4
1.2.1姿态被动容错控制4
1.2.2姿态主动容错控制5
1.2.3姿态鲁棒容错控制6
1.3航天器姿态跟踪控制研究现状7
1.3.1存在不确定转动惯量的姿态控制7
1.3.2外部干扰抑制控制8
1.3.3鲁棒姿态跟踪控制工程技术11
1.4执行机构存在不确定性的姿态控制研究现状12
1.4.1执行机构安装偏差问题研究现状12
1.4.2执行机构故障问题研究现状15
1.5姿态跟踪有限时间/快速机动控制研究现状20
1.5.1姿态大角度快速机动工程技术20
1.5.2有限时间姿态跟踪控制方法21
1.6控制分配技术研究现状23
1.6.1静态控制分配24
1.6.2动态控制分配25
1.6.3可重构控制分配25
1.6.4基于控制分配的航天器姿态容错控制26
第2章航天器姿态控制系统数学模型与预备知识27
2.1引言27
2.2预备知识及相关引理28
2.3航天器姿态控制系统数学模型29
2.3.1航天器姿态描述方法29
2.3.2航天器姿态运动学方程32
2.3.3航天器姿态动力学方程33
2.4航天器姿态跟踪数学模型33
2.4.1执行机构故障34
2.4.2推力器故障与安装偏差的数学模型39
2.5支持向量机相关知识42
2.5.1支持向量机分类技术42
2.5.2支持向量机回归理论43
第3章航天器执行机构姿态容错控制目录第3章执行机构故障的过驱动航天器姿态稳定控制45
3.1引言45
3.2基于有限时间故障估计的姿态容错控制46
3.2.1有限时间观测器设计47
3.2.2姿态容错控制器设计49
3.2.3基于时序**控制分配方法设计50
3.2.4仿真研究53
3.3执行机构控制输入受限的姿态容错控制58
3.3.1基于迭代学习的观测器设计58
3.3.2控制器与控制分配算法设计61
3.3.3仿真研究64
第4章执行机构故障与存在安装偏差的过驱动航天器姿态稳定控制68
4.1引言68
4.2基于LSSVM动态逆的自适应容错控制70
4.2.1控制律设计70
4.2.2动态控制分配算法设计78
4.2.3仿真研究80
4.3过驱动航天器姿态自适应变结构容错控制85
4.3.1自适应变结构容错姿态控制85
4.3.2改进型自适应变结构容错控制及其分配设计87
4.3.3仿真研究88
第5章执行机构故障与存在安装偏差的过驱动航天器姿态跟踪控制98
5.1引言98
5.2航天器姿态跟踪有限时间容错控制99
5.2.1航天器姿态跟踪动力学模型100
5.2.2姿态容错控制律设计100
5.2.3基于KKT的控制分配方法设计105
5.2.4仿真研究107
5.3基于滑模观测器的姿态跟踪容错控制122
5.3.1滑模观测器设计122
5.3.2控制器设计与分配策略124
5.3.3仿真研究126
第6章执行机构故障的航天器姿态跟踪有限时间控制131
6.1引言131
6.2执行机构部分失效故障的姿态滑模控制132
6.2.1姿态控制器设计133
6.2.2控制器数值仿真138
6.3执行机构输入饱和的姿态容错控制145
6.3.1容错控制器设计145
6.3.2数值仿真分析151
第7章执行机构不确定的航天器姿态跟踪补偿控制155
7.1引言155
7.2仅考虑执行机构安装偏差的姿态跟踪滑模控制156
7.2.1反作用飞轮安装偏差156
7.2.2自适应滑模控制器159
7.2.3数值仿真分析162
7.3存在安装偏差与故障的姿态跟踪补偿控制163
7.3.1执行机构存在弱不确定性的航天器姿态跟踪动力学164
7.3.2自适应滑模姿态补偿控制设计165
7.3.3数值仿真分析174
第8章基于不确定项估计的航天器姿态跟踪有限时间控制177
8.1引言177
8.2反作用飞轮控制的航天器姿态跟踪数学模型178
8.3不确定项估计器设计180
8.4比例积分型姿态跟踪控制183
8.4.1有限时间控制器设计183
8.4.2数值仿真分析185
8.5非奇异终端滑模姿态跟踪控制186
8.5.1有限时间控制器设计186
8.5.2数值仿真分析188
参考文献193
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第1章绪论
1.1引言
自1957年以来，全球共进行了6000多次航天器与深空探测器发射，先后将数万吨物体送入太空，在享受、利用太空所带来的诸多便利的同时，也将地球的近地空间变成一个由废弃的运载火箭部件、航天器碎片与宇航员遗失的工具等组成的巨型垃圾场。2009年2月11日，在距地球约800千米高度的轨道上，美国商用通信航天器“铱-33”与俄罗斯废弃的军用航天器“宇宙-2251”相撞(如图1-1所示)，这是航天史上首次发生的在轨航天器相撞事件。
图1-1“铱-33”与“宇宙-2251”相撞
为避免任务失败和经济损失，航天工程技术人员需提高航天器的快速规避能力。规避过程中航天器变轨推进系统将按照一定的控制方式进行工作，其变轨精度取决于推进系统综合性能、点火时间控制以及推力矢量方向，这与航天器姿态控制系统设计密切相关。另一方面，航天器姿态控制系统的控制性能还受到其他诸多因素影响，如航天器内部存在的电磁力矩、外部干扰力矩、燃料晃动与姿态控制推力器质心偏移等。这些问题均增加了航天器完成任务的难度。特别地，在轨航天器自身部件的老化以及故障对于航天器姿态控制系统性能的影响将不可避免，轻则降低航天器姿态控制系统性能，重则将导致整个航天器姿态控制系统的不稳定，以致航天任务*终失败。为此，作为航天器重要组成部分的姿态控制系统的控制问题是需要解决的关键问题之一，其控制性能直接决定了航天器在轨运行的各种技术指标能否实现。为延长航天器的在轨寿命，除使用喷气推力装置外，航天器通常还使用角动量交换装置作为姿态控制系统的执行机构。然而，姿态控制系统参数不确定性(产生于有效载荷运动如天线摆动、微波雷达转动以及燃料的消耗)的存在势必对姿态控制性能产生进一步的影响，尤其是不确定性转动惯量对姿态控制精度的影响更为严重。因此，探究航天器外部干扰及系统参数不确定两种情况下的自主容错控制技术是在轨航天器自主运行技术的基础，也是实现我国“十二五”规划中航天工程应用目标的重要保障。
航天器执行机构姿态容错控制第1章绪论执行机构是航天器姿态控制系统实现精确姿态控制目标的关键部件之一，其安装偏差与故障必然影响航天器姿态控制系统姿态控制目标的实现。执行机构安装偏差即为执行机构实际安装位置与期望安装位置之间的差异。在实际的航天工程中，受安装技术影响，航天器执行机构会在不同程度上存在安装偏差。这种安装偏差的存在会导致姿态控制系统精确度下降，严重时将使整个航天任务失败。虽然工程上常采用地面校准的方法减少执行机构安装偏差，但在航天器发射过程中，因运载器的剧烈振动而引起的材料变形也极有可能引起执行机构的安装偏差。因此，这种地面校准策略并不能完全消除执行机构安装偏差存在的可能性。执行机构安装偏差的存在也就意味着执行机构产生的实际控制力矩与预期的控制力矩之间存在误差。此误差力矩的存在将对航天器姿态控制精度产生影响，尤其是当执行机构存在较大安装偏差时，在某一主轴上有可能不产生控制力矩，进而使航天器三轴姿态控制不可控。
执行机构故障作为在轨航天器不可避免的另一问题，轻则降低姿态控制系统性能，重则导致整个航天任务失败。2013年，如图1-2所示的开普勒外行星探测器由于四反作用轮中有两反作用轮出现故障而*终无法修复，从而造成近6亿美元的损失。2012年 图1-3所示的“奥德赛”火星探测器也因单个飞轮故障而于2014年进入了保护性待机模式。因此，执行机构故障下的航天器姿态控制已成为当下的航天领域研究热点之一。图1-2开普勒探测器两反作用轮故障
图1-3奥德赛单个反作用轮故障
另一方面，在轨运行的航天器姿态控制系统大多数为一个过驱动系统，其执行机构常常冗余配备，即同一航天器不仅同时存在多个执行机构(反作用控制系统，即推力器；角动量交换装置，即包括动量飞轮、反作用飞轮、控制力矩陀螺等)，而且针对不同的执行机构仍配有冗余。这些冗余的执行机构不仅具有根据不同飞行任务完成对其姿态控制或调整的功能，同时也具有故障下的针对冗余执行机构的再调度或分配的功能，以保证航天器在轨运行的安全性、可靠性及稳定性。例如，航天器快速姿态机动，期望以*快的速度实现机动的需求，而这需要执行机构发挥**性，此时涉及将姿态控制的力矩指令转换到每个执行机构上，对于反作用飞轮、推力器而言，即为探讨控制力矩的分配策略。因此，研究一类带有执行机构冗余的航天器，在没有地面站支持的容错控制分配方法情况下，以保证航天器在轨长时间自主运行，是一个有必要也值得深入研究的课题。
1.2航天器姿态容错控制研究现状
由于在轨航天器的部件不具有可修复性，因此为了提高航天器的自主运行能力，要求航天器在不进行任何维修的情况下能够有效地处理部件故障。而容错控制［1］就是在故障发生的情况下，设计控制器保障系统能够自动补偿故障的影响，维持系统的稳定性，尽可能地恢复系统故障前的性能，从而保证系统运行稳定可靠。目前，容错控制主要分为被动、主动容错控制两种［2］，也有学者将鲁棒容错控制视为容错控制的第三种方式［3］。现就此三种容错控制方式进行分析说明。
1.2.1姿态被动容错控制
被动容错控制主要针对已知类型的故障设计容错控制器，使其对此类故障具有不敏感性。文献［4］针对具有四个反作用飞轮刚体航天器，运用动态逆与时延理论设计一种被动容错控制器实现姿态跟踪控制。文献［5］应用**稳定性理论以及线性矩阵不等式工具，针对一类线性系统设计了一种被动容错控制器，使得系统在出现执行机构部分失效故障情况下也能实现其稳定控制的目标。文献［6］针对一类仿射非线性系统，考虑执行机构故障，设计了一种被动容错控制器，并通过Lyapunov稳定性理论证明该控制器能保证系统一致渐近稳定。Niemann等［7］采用H∞理论中的YJBK参数法针对两级倒立摆系统设计一种被动容错控制器，以保证该系统在故障情况下仍能够保证系统的稳定。考虑一类航天器容错控制问题，Jin等［8］应用时间滞后控制方法，利用前一时刻的姿态信息来估计当前时刻飞轮的故障值，并基于此估计值结合动态逆控制法针对四个飞轮控制的刚体航天器设计了一种被动容错控制器。但是该控制器只适用于理想的航天器模型，它完全没有考虑外部干扰力矩作用以及系统自身不确定性等因素，同时该控制器的设计也存在积分饱和问题。Jiang等［9］为解决航天器姿态跟踪控制问题中可能出现的执行机构部分与完全失效故障，采用执行机构冗余策略提出了一种自适应姿态控制器；该控制律采用滑模控制来处理系统中的干扰与不确定参数问题，能够实现高精度姿态稳定控制以及对挠性部件振动的抑制控制。但是该方法需要获得故障的*小值，而在实际的飞行过程中，故障的*小值是很难精确获得的。文献［10］针对挠性航天器敏感器与执行机构故障问题提出了分散控制律。此控制器的设计针对时变故障具有相对的保守性。从性能的角度上，很难对被动容错控制实现优化。
综上所述，尽管被动容错控制无需增加额外的硬件、故障检测与诊断环节，也不需要故障反应时间，但这种方法适用的故障范围有限，其大部分仅适用于线性系统。特别地，当不可预知的故障情况发生时，系统的性能甚至稳定性都可能无法得到保证，从而使控制器的设计过程通常都很复杂，设计出来的控制器难免过于保守，容错控制系统的性能不可能是**的。
1.2.2姿态主动容错控制
被动容错控制的不足之处恰恰是主动容错控制设计所能解决的问题。主动容错控制虽可突破针对专属故障进行容错的局限性，但在主动容错的设计过程中包括独立的故障检测、隔离与诊断(如图1-4所示)，并利用此实现主动容错控制过程中的实时检测、诊断及控制器重构。
图1-4主动容错控制系统框图
目前，学术界提出了主动容错控制器设计方法。Tafazoli等［11］采用反馈线性化策略设计主动容错控制器，实现了挠性航天器故障下的姿态自主控制。Baldi等［12］考虑在轨航天器存在外部干扰、执行机构失效故障等不确定性，采用干扰解耦法理念，该姿态重构控制器通过获得故障诊断的故障信息自主调整参数，使得航天器姿态高精度稳定控制得以保证。针对文献［12］中所考虑的在轨航天器的不确定性，Lee等［13］针对航天器大角度姿态机动控制设计容错控制器，容错控制器中所需的故障等不确定信息的估计通过迭代观测器进行总体的观测。文献［14］设计一仅采用磁力矩进行航天器姿态控制方法，便解决了对JC2Sat-FF航天器执行机构曾出现的实际故障。Li等［15］针对在轨航天器机动中可能存在的模型不确定性以及其他执行机构如推力器故障等问题，设计一主动容错姿态控制器。Noumi等［16］同样考虑在轨航天器执行机构性能下降的可能性，设计基于控制力矩陀螺作为执行机构的主动容错控制器。Yang等［17］考虑编队航天器中某星可能出现的模型参数不确定性问题，设计基于切换系统的编队航天器姿态稳定主动容错控制策略。
对比被动容错控制来说，主动容错控制通过引入故障检测装置能够更为广泛地处理各类故障问题，但是主动容错控制仍有可能存在因时滞而导致的系统严重的不稳定，有可能存在故障检测与诊断的误报与漏报，或是完全不具备故障检测的实时性。因此，鲁捧容错控制策略受到研究者的关注。
1.2.3姿态鲁棒容错控制
鲁棒容错控制是指控制系统在存在参数不确定的情况下，仍能够保证其控制性能。常见的鲁棒容错控制设计方法包括自适应设计方法与H∞设计方法。文献［18］针对推力器失效故障、推力器输出力矩有界、转动惯量不确定以及外干扰力矩作用的刚体航天器控制问题，设计了一种基于自适应的姿态跟踪容错控制器，该控制器能够保证姿态跟踪误差足够小以及对系统不确定性和干扰力矩的鲁棒性。Godard等［19］应用终端滑模控制为航天器编队飞行控制提出了一种自适应变结构容错控制策略，但是该方法仅在仿真中考虑了执行机构故障，缺乏故障时系统稳定性证明。为此，Lee等［20］应用有限时间控制策略，针对航天器大角度姿态机动问题设计了滑模容错控制器，尽管该控制方法考虑了外部干扰问题，但它只能处理执行机构部分失效故障，只具有单一的容错能力。此外，陈雪琴等［21］基于LMI法提出了一种输出反馈H∞鲁棒容错控制设计方法，实现小航天器在执行机构和敏感器故障情况下的高精度姿态控制。Liang等［22］采用模糊控制和滑模控制实现对四飞轮
1.1引言
自1957年以来，全球共进行了6000多次航天器与深空探测器发射，先后将数万吨物体送入太空，在享受、利用太空所带来的诸多便利的同时，也将地球的近地空间变成一个由废弃的运载火箭部件、航天器碎片与宇航员遗失的工具等组成的巨型垃圾场。2009年2月11日，在距地球约800千米高度的轨道上，美国商用通信航天器“铱-33”与俄罗斯废弃的军用航天器“宇宙-2251”相撞(如图1-1所示)，这是航天史上首次发生的在轨航天器相撞事件。
图1-1“铱-33”与“宇宙-2251”相撞
为避免任务失败和经济损失，航天工程技术人员需提高航天器的快速规避能力。规避过程中航天器变轨推进系统将按照一定的控制方式进行工作，其变轨精度取决于推进系统综合性能、点火时间控制以及推力矢量方向，这与航天器姿态控制系统设计密切相关。另一方面，航天器姿态控制系统的控制性能还受到其他诸多因素影响，如航天器内部存在的电磁力矩、外部干扰力矩、燃料晃动与姿态控制推力器质心偏移等。这些问题均增加了航天器完成任务的难度。特别地，在轨航天器自身部件的老化以及故障对于航天器姿态控制系统性能的影响将不可避免，轻则降低航天器姿态控制系统性能，重则将导致整个航天器姿态控制系统的不稳定，以致航天任务*终失败。为此，作为航天器重要组成部分的姿态控制系统的控制问题是需要解决的关键问题之一，其控制性能直接决定了航天器在轨运行的各种技术指标能否实现。为延长航天器的在轨寿命，除使用喷气推力装置外，航天器通常还使用角动量交换装置作为姿态控制系统的执行机构。然而，姿态控制系统参数不确定性(产生于有效载荷运动如天线摆动、微波雷达转动以及燃料的消耗)的存在势必对姿态控制性能产生进一步的影响，尤其是不确定性转动惯量对姿态控制精度的影响更为严重。因此，探究航天器外部干扰及系统参数不确定两种情况下的自主容错控制技术是在轨航天器自主运行技术的基础，也是实现我国“十二五”规划中航天工程应用目标的重要保障。
航天器执行机构姿态容错控制第1章绪论执行机构是航天器姿态控制系统实现精确姿态控制目标的关键部件之一，其安装偏差与故障必然影响航天器姿态控制系统姿态控制目标的实现。执行机构安装偏差即为执行机构实际安装位置与期望安装位置之间的差异。在实际的航天工程中，受安装技术影响，航天器执行机构会在不同程度上存在安装偏差。这种安装偏差的存在会导致姿态控制系统精确度下降，严重时将使整个航天任务失败。虽然工程上常采用地面校准的方法减少执行机构安装偏差，但在航天器发射过程中，因运载器的剧烈振动而引起的材料变形也极有可能引起执行机构的安装偏差。因此，这种地面校准策略并不能完全消除执行机构安装偏差存在的可能性。执行机构安装偏差的存在也就意味着执行机构产生的实际控制力矩与预期的控制力矩之间存在误差。此误差力矩的存在将对航天器姿态控制精度产生影响，尤其是当执行机构存在较大安装偏差时，在某一主轴上有可能不产生控制力矩，进而使航天器三轴姿态控制不可控。
执行机构故障作为在轨航天器不可避免的另一问题，轻则降低姿态控制系统性能，重则导致整个航天任务失败。2013年，如图1-2所示的开普勒外行星探测器由于四反作用轮中有两反作用轮出现故障而*终无法修复，从而造成近6亿美元的损失。2012年 图1-3所示的“奥德赛”火星探测器也因单个飞轮故障而于2014年进入了保护性待机模式。因此，执行机构故障下的航天器姿态控制已成为当下的航天领域研究热点之一。图1-2开普勒探测器两反作用轮故障
图1-3奥德赛单个反作用轮故障
另一方面，在轨运行的航天器姿态控制系统大多数为一个过驱动系统，其执行机构常常冗余配备，即同一航天器不仅同时存在多个执行机构(反作用控制系统，即推力器；角动量交换装置，即包括动量飞轮、反作用飞轮、控制力矩陀螺等)，而且针对不同的执行机构仍配有冗余。这些冗余的执行机构不仅具有根据不同飞行任务完成对其姿态控制或调整的功能，同时也具有故障下的针对冗余执行机构的再调度或分配的功能，以保证航天器在轨运行的安全性、可靠性及稳定性。例如，航天器快速姿态机动，期望以*快的速度实现机动的需求，而这需要执行机构发挥**性，此时涉及将姿态控制的力矩指令转换到每个执行机构上，对于反作用飞轮、推力器而言，即为探讨控制力矩的分配策略。因此，研究一类带有执行机构冗余的航天器，在没有地面站支持的容错控制分配方法情况下，以保证航天器在轨长时间自主运行，是一个有必要也值得深入研究的课题。
1.2航天器姿态容错控制研究现状
由于在轨航天器的部件不具有可修复性，因此为了提高航天器的自主运行能力，要求航天器在不进行任何维修的情况下能够有效地处理部件故障。而容错控制［1］就是在故障发生的情况下，设计控制器保障系统能够自动补偿故障的影响，维持系统的稳定性，尽可能地恢复系统故障前的性能，从而保证系统运行稳定可靠。目前，容错控制主要分为被动、主动容错控制两种［2］，也有学者将鲁棒容错控制视为容错控制的第三种方式［3］。现就此三种容错控制方式进行分析说明。
1.2.1姿态被动容错控制
被动容错控制主要针对已知类型的故障设计容错控制器，使其对此类故障具有不敏感性。文献［4］针对具有四个反作用飞轮刚体航天器，运用动态逆与时延理论设计一种被动容错控制器实现姿态跟踪控制。文献［5］应用**稳定性理论以及线性矩阵不等式工具，针对一类线性系统设计了一种被动容错控制器，使得系统在出现执行机构部分失效故障情况下也能实现其稳定控制的目标。文献［6］针对一类仿射非线性系统，考虑执行机构故障，设计了一种被动容错控制器，并通过Lyapunov稳定性理论证明该控制器能保证系统一致渐近稳定。Niemann等［7］采用H∞理论中的YJBK参数法针对两级倒立摆系统设计一种被动容错控制器，以保证该系统在故障情况下仍能够保证系统的稳定。考虑一类航天器容错控制问题，Jin等［8］应用时间滞后控制方法，利用前一时刻的姿态信息来估计当前时刻飞轮的故障值，并基于此估计值结合动态逆控制法针对四个飞轮控制的刚体航天器设计了一种被动容错控制器。但是该控制器只适用于理想的航天器模型，它完全没有考虑外部干扰力矩作用以及系统自身不确定性等因素，同时该控制器的设计也存在积分饱和问题。Jiang等［9］为解决航天器姿态跟踪控制问题中可能出现的执行机构部分与完全失效故障，采用执行机构冗余策略提出了一种自适应姿态控制器；该控制律采用滑模控制来处理系统中的干扰与不确定参数问题，能够实现高精度姿态稳定控制以及对挠性部件振动的抑制控制。但是该方法需要获得故障的*小值，而在实际的飞行过程中，故障的*小值是很难精确获得的。文献［10］针对挠性航天器敏感器与执行机构故障问题提出了分散控制律。此控制器的设计针对时变故障具有相对的保守性。从性能的角度上，很难对被动容错控制实现优化。
综上所述，尽管被动容错控制无需增加额外的硬件、故障检测与诊断环节，也不需要故障反应时间，但这种方法适用的故障范围有限，其大部分仅适用于线性系统。特别地，当不可预知的故障情况发生时，系统的性能甚至稳定性都可能无法得到保证，从而使控制器的设计过程通常都很复杂，设计出来的控制器难免过于保守，容错控制系统的性能不可能是**的。
1.2.2姿态主动容错控制
被动容错控制的不足之处恰恰是主动容错控制设计所能解决的问题。主动容错控制虽可突破针对专属故障进行容错的局限性，但在主动容错的设计过程中包括独立的故障检测、隔离与诊断(如图1-4所示)，并利用此实现主动容错控制过程中的实时检测、诊断及控制器重构。
图1-4主动容错控制系统框图
目前，学术界提出了主动容错控制器设计方法。Tafazoli等［11］采用反馈线性化策略设计主动容错控制器，实现了挠性航天器故障下的姿态自主控制。Baldi等［12］考虑在轨航天器存在外部干扰、执行机构失效故障等不确定性，采用干扰解耦法理念，该姿态重构控制器通过获得故障诊断的故障信息自主调整参数，使得航天器姿态高精度稳定控制得以保证。针对文献［12］中所考虑的在轨航天器的不确定性，Lee等［13］针对航天器大角度姿态机动控制设计容错控制器，容错控制器中所需的故障等不确定信息的估计通过迭代观测器进行总体的观测。文献［14］设计一仅采用磁力矩进行航天器姿态控制方法，便解决了对JC2Sat-FF航天器执行机构曾出现的实际故障。Li等［15］针对在轨航天器机动中可能存在的模型不确定性以及其他执行机构如推力器故障等问题，设计一主动容错姿态控制器。Noumi等［16］同样考虑在轨航天器执行机构性能下降的可能性，设计基于控制力矩陀螺作为执行机构的主动容错控制器。Yang等［17］考虑编队航天器中某星可能出现的模型参数不确定性问题，设计基于切换系统的编队航天器姿态稳定主动容错控制策略。
对比被动容错控制来说，主动容错控制通过引入故障检测装置能够更为广泛地处理各类故障问题，但是主动容错控制仍有可能存在因时滞而导致的系统严重的不稳定，有可能存在故障检测与诊断的误报与漏报，或是完全不具备故障检测的实时性。因此，鲁捧容错控制策略受到研究者的关注。
1.2.3姿态鲁棒容错控制
鲁棒容错控制是指控制系统在存在参数不确定的情况下，仍能够保证其控制性能。常见的鲁棒容错控制设计方法包括自适应设计方法与H∞设计方法。文献［18］针对推力器失效故障、推力器输出力矩有界、转动惯量不确定以及外干扰力矩作用的刚体航天器控制问题，设计了一种基于自适应的姿态跟踪容错控制器，该控制器能够保证姿态跟踪误差足够小以及对系统不确定性和干扰力矩的鲁棒性。Godard等［19］应用终端滑模控制为航天器编队飞行控制提出了一种自适应变结构容错控制策略，但是该方法仅在仿真中考虑了执行机构故障，缺乏故障时系统稳定性证明。为此，Lee等［20］应用有限时间控制策略，针对航天器大角度姿态机动问题设计了滑模容错控制器，尽管该控制方法考虑了外部干扰问题，但它只能处理执行机构部分失效故障，只具有单一的容错能力。此外，陈雪琴等［21］基于LMI法提出了一种输出反馈H∞鲁棒容错控制设计方法，实现小航天器在执行机构和敏感器故障情况下的高精度姿态控制。Liang等［22］采用模糊控制和滑模控制实现对四飞轮
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