秦海斌，張艷紅，梁 禎，席建祥，李安梁

航天器姿態(tài)容錯控制技術(shù)研究現(xiàn)狀與發(fā)展*

秦海斌1,2，張艷紅3，梁 禎2，席建祥1，李安梁2

（1 火箭軍工程大學(xué) 西安 710025 2 西安衛(wèi)星測控中心 西安 710043 3 北京清河大樓7號樓 北京 100085）

更遠、更復(fù)雜的人類空間探測任務(wù)要求航天器具有更高的可靠性，因此航天器的容錯控制技術(shù)受到了廣泛關(guān)注。對航天器姿態(tài)系統(tǒng)的容錯控制技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀進行了分析，總結(jié)了國內(nèi)外近年來航天器姿態(tài)容錯控制的成果，重點分析了利用自適應(yīng)控制、滑?？刂?、模糊控制、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制等理論開展容錯控制的進展，并分別闡述了采用不同技術(shù)途徑發(fā)展容錯控制的優(yōu)缺點。最后，展望了航天器姿態(tài)容錯控制技術(shù)未來的發(fā)展。

航天器；自適應(yīng)控制；滑?？刂?；模糊控制；容錯控制

引 言

隨著空間探測任務(wù)的多樣化以及航天器操控的精細(xì)化，對航天器的性能與可靠性的要求越來越高。然而，在軌航天器工作在真空、溫度劇變與強輻射這樣的惡劣空間環(huán)境中，導(dǎo)致星載敏感器、執(zhí)行機構(gòu)及控制器等出現(xiàn)故障的可能性增加。在軌航天器一旦發(fā)生故障，不僅會導(dǎo)致航天器系統(tǒng)魯棒性下降，甚至?xí)辜榷ǖ娜蝿?wù)失敗。2016年2月，日本天體觀測衛(wèi)星“瞳”發(fā)生姿態(tài)控制裝置故障，星體加速旋轉(zhuǎn)導(dǎo)致解體，其外觀效果圖如圖1所示。2019年9月，印度“月船2號”著陸器在落月過程中，由于姿態(tài)失穩(wěn)導(dǎo)致在距離月球表面2.1 km的高度上偏離預(yù)定軌跡，之后徹底失去聯(lián)系，探測任務(wù)失敗，其實物照片如圖2所示。

圖1 天體觀測衛(wèi)星“瞳”

圖2 印度“月船二號”

近年來在各國的航天任務(wù)中，航天器出現(xiàn)不同等級的異常仍時有發(fā)生，如太陽能帆板無法正常展開、動量輪故障、星載柔性部件打開異常等。根據(jù)文獻[1]和文獻[2]對國內(nèi)外航天器在軌故障的統(tǒng)計，控制系統(tǒng)發(fā)生故障的占比分別高達28%和37.2%，其中發(fā)生嚴(yán)重和致命故障分別達到38%、46%。在工程應(yīng)用中，航天器故障處理一般采用地面控制中心為主、在軌自主管理為輔的方式，即航天器控制系統(tǒng)針對故障情形設(shè)置“安全模式”。若地面故障診斷系統(tǒng)檢測到航天器已經(jīng)發(fā)生異常，則地面控制航天器轉(zhuǎn)“安全模式”，航天器轉(zhuǎn)自旋穩(wěn)定并實現(xiàn)對日定向，太陽能帆板位置歸零，保證航天器的能源安全，為故障處理創(chuàng)造必要的條件。地面控制中心應(yīng)用專家系統(tǒng)對故障進行分析定位，制定處置方案并進行必要的地面仿真實驗，然后再具體實施。因此，實踐中故障處理方法本質(zhì)上是構(gòu)建一個天地大閉環(huán)控制系統(tǒng)，從而實現(xiàn)對異常的干預(yù)處理。

傳統(tǒng)的故障處理機制盡管能夠?qū)崿F(xiàn)對航天器有效干預(yù)與故障修復(fù)，但存在著時效性差、依賴地面觀測條件等限制，對于一些緊急重大故障，有可能錯失最佳的干預(yù)時機，造成性能下降或失效。隨著對航天器在軌故障問題經(jīng)驗的積累，為增強航天器應(yīng)對故障的能力，提高航天器的自主性，學(xué)者利用各種現(xiàn)代控制方法開展了大量的航天器姿態(tài)容錯控制系統(tǒng)設(shè)計。現(xiàn)有的容錯控制技術(shù)根據(jù)故障處理方式可以分為兩種方式：被動容錯控制和主動容錯控制。最先發(fā)展的是被動容錯控制技術(shù)，通過預(yù)判可能發(fā)生的故障進行控制器設(shè)計，實現(xiàn)手段有硬件冗余、可靠性設(shè)計等方式。在軌運行期間無論故障是否發(fā)生，都采用同樣的控制策略。被動容錯控制本質(zhì)特點是不敏感具體的故障，靠控制器自身的魯棒性來削減故障的影響。但冗余設(shè)計帶來系統(tǒng)復(fù)雜度的提高，出現(xiàn)故障的可能性也在加大，僅僅依靠預(yù)想的故障情況設(shè)計控制器的方法已不能滿足日益增長的系統(tǒng)性能需求，由此發(fā)展了主動容錯控制技術(shù)。主動容錯控制需要感知并采集故障信息反饋至控制器，通過控制器重構(gòu)的方法達到容錯控制的目的。文獻[3]和文獻[4]研究了衛(wèi)星執(zhí)行機構(gòu)部分失效情況下的姿態(tài)容錯控制。文獻[5]研究了一種干擾影響下基于終端滑?？刂评碚摰暮教炱髦鲃尤蒎e控制方法，實現(xiàn)了故障與干擾的解耦分離估計，提高了控制系統(tǒng)性能。

容錯控制技術(shù)的發(fā)展對航天器在軌穩(wěn)定運行具有重大意義。然而對于在軌航天器來說，空間任務(wù)的復(fù)雜性、系統(tǒng)內(nèi)部不確定性、液體晃動等內(nèi)外因素給容錯控制器設(shè)計帶來一系列挑戰(zhàn)。

①轉(zhuǎn)動慣量矩陣不確定。航天器在軌期間，姿軌控系統(tǒng)長期不間斷運行，尤其是大范圍軌道機動，造成推進劑的不斷消耗，致使質(zhì)量發(fā)生變化，引起轉(zhuǎn)動慣量矩陣參數(shù)變化，造成控制器存在參數(shù)不確定性，從而影響控制精度。

②外部干擾及敏感器測量噪聲。航天器在軌運行期間，持續(xù)受到太陽輻射、重力梯度等多種空間力矩的影響，同時敏感器測量信息不可避免引入測量噪聲，為保證高精度的姿態(tài)控制，外部干擾與測量噪聲是容錯控制器設(shè)計不可忽略的因素。

③執(zhí)行器飽和與故障。在工程實踐中，執(zhí)行器的輸出力矩不可能是無限的，并且，執(zhí)行器長期工作會出現(xiàn)老化、輸出力矩偏差等現(xiàn)象，甚至出現(xiàn)嚴(yán)重故障，因此，容錯控制設(shè)計必須考慮執(zhí)行器飽和與故障等因素。

④空間任務(wù)具有時間敏感性。通?？臻g任務(wù)要求控制系統(tǒng)在一定時間內(nèi)實現(xiàn)理想的目標(biāo)指向，因此容錯控制器的設(shè)計必須滿足有限時間收斂的需求，具有良好的穩(wěn)態(tài)、動態(tài)性能。

⑤剛撓耦合導(dǎo)致模型參數(shù)不準(zhǔn)確。部分航天器攜帶有柔性天線、機械臂等撓性部件，致使利用航天器剛體模型在分析問題時存在缺陷，不能反映航天器的真實狀態(tài)，因此研究建立剛撓結(jié)合的航天器模型是容錯控制設(shè)計的一個挑戰(zhàn)。

針對以上容錯控制設(shè)計面臨的挑戰(zhàn)，學(xué)者利用不同理論進行了研究?？紤]外界干擾的影響，研究了采用自適應(yīng)控制、自抗擾控制、滑?？刂啤⒒诠烙嬈鞯目刂苹蚰：刂频壤碚摲椒?；考慮敏感器測量誤差，研究了滑模觀測器、自適應(yīng)觀測器等處理方法；考慮執(zhí)行器輸入受限或飽和問題時，研究了利用飽和函數(shù)、雙曲正切函數(shù)等來處理；考慮執(zhí)行器故障，基于自適應(yīng)控制、滑?？刂坪涂刂品峙涞壤碚撛O(shè)計容錯控制方案?？刂品峙淅碚撚嘘P(guān)研究情況可參考文獻[6]；自抗擾控制是一種典型的主動抗擾控制技術(shù)，以擴張狀態(tài)觀測器為手段，對總擾動進行估計，經(jīng)常與其他控制理論結(jié)合使用。文獻[7]針對帶有撓性部件和液體晃動的深空探測航天器姿態(tài)控制問題，設(shè)計了自抗擾控制律，實現(xiàn)了大范圍擾動和不確定性的有效抑制。本文針對航天器姿態(tài)控制中學(xué)者研究較多的自適應(yīng)控制、滑?？刂?、模糊控制等容錯控制方法進行綜合分析，并對后續(xù)發(fā)展面臨的問題及發(fā)展趨勢進行了論述。

1 基于自適應(yīng)理論姿態(tài)容錯控制技術(shù)

任何實際控制系統(tǒng)都存在一定的不確定性，從系統(tǒng)內(nèi)部來講，設(shè)計者不一定能夠預(yù)先準(zhǔn)確知道所描述被控對象模型的結(jié)構(gòu)與參數(shù)；從外部環(huán)境對系統(tǒng)的作用來講，存在著各種擾動，并且通常情況下是難以預(yù)測的。如何處理客觀存在各種類型的不確定性，給控制器的設(shè)計造成了困擾，自適應(yīng)控制理論通過設(shè)計自適應(yīng)調(diào)節(jié)律在線估計不確定參數(shù)為解決不確定性提供了一種方法。自適應(yīng)技術(shù)由于能夠提供未知參數(shù)的估計，并且具有控制增益可快速響應(yīng)測量參數(shù)變化的特點，廣泛應(yīng)用于航天器容錯控制中[8]。

1.1 模型參考自適應(yīng)控制

模型參考是建立一個理想?yún)⒖寄Ｐ?，將發(fā)生的故障當(dāng)作未知的因素去考慮，將實際發(fā)生的故障轉(zhuǎn)化為跟蹤過程中出現(xiàn)的偏差，令實際衛(wèi)星姿控系統(tǒng)跟蹤理想?yún)⒖寄Ｐ停ㄟ^在線設(shè)計故障補償項或者在線調(diào)節(jié)控制器的結(jié)構(gòu)參數(shù)的方式完成姿態(tài)控制。根據(jù)原理分析可知，其不需要識別實際的故障類型，因此可以適應(yīng)多種類型的故障。文獻[9]建立了一種高超聲速飛行器的參考模型，姿態(tài)控制器跟蹤參考模型和實際系統(tǒng)輸出的誤差及其變化率，通過調(diào)節(jié)控制器的在線參數(shù)實現(xiàn)自適應(yīng)控制，解決了大跨度飛行條件下高超聲速飛行器的俯仰通道姿態(tài)控制問題。針對執(zhí)行機構(gòu)發(fā)生故障的航天器，Han等[10]設(shè)計了模型參考自適應(yīng)容錯控制器，實現(xiàn)了對故障信息的估計與容錯控制，通過仿真比較顯著地改善了系統(tǒng)故障情況下的性能。Hu等[11]考慮航天器在軌質(zhì)心變化，建立了時變慣性矩陣的顯式動力學(xué)模型，基于該模型，設(shè)計了一種考慮外部干擾和執(zhí)行器故障的自適應(yīng)容錯控制算法，實現(xiàn)對姿態(tài)的高精度跟蹤。文獻[12]利用參考模型輸出、實際對象輸出對BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)進行權(quán)重更新，從而自主調(diào)節(jié)控制參數(shù)，實現(xiàn)自適應(yīng)姿態(tài)控制。Deng等[13]結(jié)合大幅液體晃動動力學(xué)和柔性附件振動特性，提出了撓性航天器非線性系統(tǒng)模型，并基于此設(shè)計了控制器。

可以發(fā)現(xiàn)，模型參考自適應(yīng)控制的控制性能跟理論參考模型有很大的相關(guān)性。而現(xiàn)代航天器剛撓結(jié)合，建立精確的數(shù)學(xué)模型較為困難，應(yīng)用中多采用簡化數(shù)學(xué)模型，導(dǎo)致控制存在一定的誤差。

1.2 參數(shù)估計自適應(yīng)控制

隨著自適應(yīng)控制在工程實踐中的應(yīng)用，產(chǎn)生了一種采用參數(shù)更新律和控制律相結(jié)合的方法來設(shè)計自適應(yīng)控制器，前者也被稱為參數(shù)估計器。針對外部干擾和執(zhí)行器故障，文獻[14]設(shè)計了一種間斷自適應(yīng)故障補償控制器，解決了衛(wèi)星姿態(tài)容錯控制問題；文獻[15]通過設(shè)計參數(shù)估計器對故障信息、外界擾動進行估計，以完成控制器重構(gòu)實現(xiàn)容錯控制；文獻[16]設(shè)計了一種自適應(yīng)增益有限時間觀測器用于故障診斷，構(gòu)建了一種基于非線性積分滑模控制的容錯控制器。文獻[17]針對存在慣性參數(shù)不確定和空間擾動的航天器姿態(tài)控制問題，提出了一種基于擾觀測器補償動態(tài)不確定性的自適應(yīng)控制策略。文獻[18]設(shè)計了一種自適應(yīng)學(xué)習(xí)觀測器來估計集中擾動，創(chuàng)新性地提出了允許增益矩陣按照估計誤差值波動的觀測器，從而使得估計故障在有限時間內(nèi)收斂到與自適應(yīng)增益矩陣無關(guān)的預(yù)定義領(lǐng)域。文獻[19]針對具有慣性不確定性、Lipschitz非線性、外部擾動和多類型執(zhí)行器故障的剛性航天器，提出了一種自適應(yīng)滑模觀測器估計故障信息和不確定性，在此基礎(chǔ)上，利用分?jǐn)?shù)階滑?？刂坪头床娇刂葡嘟Y(jié)合設(shè)計了容錯控制器。

隨著其他控制理論的發(fā)展，針對自適應(yīng)容錯控制存在的不足，發(fā)展了多種融合控制方法。針對執(zhí)行器故障發(fā)生的不確定性，文獻[20]提出了一種基于給定性能界的控制器設(shè)計方案，通過定義一個范圍有界的單調(diào)遞增平滑函數(shù)，無論執(zhí)行器故障是否發(fā)生，跟蹤誤差都能保證在規(guī)定的誤差范圍內(nèi)。該方案通過調(diào)整設(shè)計參數(shù)，可以提高系統(tǒng)暫態(tài)性能，同時在執(zhí)行器存在不確定故障時能保證穩(wěn)定性和漸近跟蹤，且穩(wěn)態(tài)誤差為零。文獻[21]考慮控制器設(shè)計無角速度信息時，基于自適應(yīng)反步控制技術(shù)，提出了一種充液航天器自適應(yīng)反步控制算法，增強了控制器的魯棒性。

此外，自適應(yīng)控制在航天器編隊姿態(tài)控制中也有應(yīng)用。文獻[22]考慮慣性參數(shù)未知、外部干擾力矩和未建模等不確定性因素，提出了預(yù)設(shè)性能的航天器編隊領(lǐng)航跟隨姿態(tài)控制新方法，設(shè)計了基于學(xué)習(xí)的自適應(yīng)分布式控制器，增強了兩層性能控制器在沒有先驗慣性信息情況下的自適應(yīng)性。文獻[23]針對定向通信拓?fù)湎碌暮教炱骶庩犕娇刂茊栴}，采用擴張狀態(tài)觀測器方法，實現(xiàn)了編隊同步的自適應(yīng)姿態(tài)控制。

可以發(fā)現(xiàn)，自適應(yīng)容錯控制技術(shù)良好的特性使得其發(fā)展逐步完善，并與其他控制理論不斷結(jié)合融合，衍生出多種容錯控制方法，解決了一定的工程技術(shù)問題，但還沒有一種方法能完美解決容錯控制面臨的轉(zhuǎn)動慣性參數(shù)、空間干擾、模型誤差等不確定性因素和執(zhí)行機構(gòu)受限問題。

2 基于滑?？刂评碚撟藨B(tài)容錯控制技術(shù)

滑?？刂剖且环N非線性系統(tǒng)控制，滑動模態(tài)設(shè)計與對象參數(shù)及擾動無關(guān)，可以靈活設(shè)計，這使得滑模控制具有響應(yīng)快速、對象參數(shù)變化及擾動不靈敏等優(yōu)勢，對先驗故障具有很強的魯棒性，這與航天器在空間中運行面臨的復(fù)雜因素相吻合，因此在航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)中得到應(yīng)用廣泛[24,25]。航天器在軌機動具有一定的時效要求，故在控制設(shè)計中考慮時間因素就成為必然。

2.1 有限時間滑?？刂?/h3>

有限時間控制方法多種多樣，在容錯控制領(lǐng)域應(yīng)用廣泛的一種是終端滑?？刂萍夹g(shù)。終端滑?？刂剖且环N有限時間控制策略，其可以估算收斂時間上界，并且具有能分析系統(tǒng)魯棒性、設(shè)計過程簡單等優(yōu)勢，經(jīng)常在航天器容錯控制設(shè)計器中應(yīng)用。針對執(zhí)行器故障問題，文獻[26]設(shè)計了一種不需要在線對執(zhí)行器故障進行檢測與分離的姿態(tài)容錯控制器，該控制器基于指數(shù)形式的非奇異快速滑模面，解決了剛體航天器冗余執(zhí)行器的故障與受限的姿態(tài)跟蹤問題；趙琳等[27]采用自適應(yīng)算法在線估計故障信息，據(jù)此設(shè)計了快速終端滑模姿態(tài)跟蹤容錯控制器，實現(xiàn)對故障和干擾的抑制；文獻[28]基于滑模觀測器進行故障觀測，并運用在線調(diào)整控制律增益的方法，實現(xiàn)了對抖振現(xiàn)象的抑制?？紤]執(zhí)行器安裝存在偏差和轉(zhuǎn)動慣量參數(shù)不確定，文獻[29]提出一種有限時間姿態(tài)補償控制策略，并設(shè)計了自適應(yīng)滑?？刂破鳎ＷC了對系統(tǒng)內(nèi)外不確定性的魯棒控制。文獻[30]構(gòu)造了一個包含姿態(tài)角及角速度誤差的非奇異終端滑模面，設(shè)計了一種自適應(yīng)控制律估計滑模面導(dǎo)數(shù)中未知函數(shù)的上界，消除了現(xiàn)有大多成果中關(guān)于不確定的前提假設(shè)，使得控制器的使用約束小，更具有工程實用性。

考慮撓性航天器固有特性，文獻[31]首先建立了航天器的動力學(xué)方程和撓性振動方程，通過設(shè)計一個非線性非奇異終端滑模面，實現(xiàn)對撓性航天器的穩(wěn)定姿態(tài)控制?？紤]執(zhí)行器輸出飽和的柔性關(guān)節(jié)機械臂控制問題，文獻[32]將機械臂模型按時間尺度劃分為剛?cè)醿蓚€子系統(tǒng)，分別利用基于速度差的反饋控制和一類非線性積分滑?？刂频睦碚撛O(shè)計控制律，實現(xiàn)了系統(tǒng)控制準(zhǔn)確性和快速性。

研究發(fā)現(xiàn)：通過有限時間滑?？刂瓶梢约s束控制系統(tǒng)的收斂時間，但收斂時間與系統(tǒng)的初始狀態(tài)密切相關(guān)，很難精確估計系統(tǒng)的收斂時間上限。系統(tǒng)雖然最終能夠到達穩(wěn)定狀態(tài)，但動態(tài)過程所用時間不易控制。對于航天器姿態(tài)控制過程，一般要求姿控系統(tǒng)在指定時間內(nèi)到達穩(wěn)定狀態(tài)，因此學(xué)者在有限時間滑?？刂频幕A(chǔ)上，進一步研究發(fā)展了固定時間滑模控制。

2.2 固定時間滑?？刂?/h3>

運用固定時間控制的系統(tǒng)，系統(tǒng)收斂時間的上限由控制參數(shù)確定，與初始狀態(tài)無關(guān)。文獻[33]利用粘性球擺構(gòu)設(shè)了等效力學(xué)模型，模擬航天器儲箱液體的在軌晃動情況，推導(dǎo)出液體晃動耦合動力學(xué)模型，據(jù)此設(shè)計了固定時間自適應(yīng)滑?？刂破?，用以解決充液航天器液體燃料晃動等對姿態(tài)精準(zhǔn)控制的影響問題。文獻[34]利用固定時間理論，設(shè)計了六自由度位姿終端滑?？刂破?，解決了近距離交會段位姿耦合控制問題，實現(xiàn)了空間飛行器交會對接時位姿的協(xié)同控制，并能夠有效抑制干擾。針對航天器姿態(tài)容錯控制問題，Jiang等[35]針對四元數(shù)描述的飛行器，提出了固定時間飽和容錯姿態(tài)穩(wěn)定控制?？紤]外部干擾和敏感器測量噪聲，文獻[36]通過一種固定時間干擾觀測器估計不確定信息，并基于估計信息設(shè)計了滑模控制器，保證姿態(tài)系統(tǒng)是指數(shù)穩(wěn)定的，同時能夠抑制外部擾動和抖振。梅亞飛等[37]考慮執(zhí)行器受限和輸入飽和的多種因素，在李群SE(3)的框架下建立航天器姿軌耦合一體化模型，設(shè)計了一種模糊自適應(yīng)終端滑模固定時間控制器，實現(xiàn)對相對運動航天器姿軌一體的快速高精度控制。Shi等[38]研究了航天器存在外部干擾、慣性不確定性、執(zhí)行器輸入飽和與故障等約束下的固定時間姿態(tài)控制，設(shè)計了自適應(yīng)與滑?？刂频慕M合控制方案，通過自適應(yīng)理論估計不確定性上界，利用一種新穎的非奇異固定時間滑模面構(gòu)建控制律，并通過數(shù)值仿真進行了驗證。文獻[39]將外界干擾與參數(shù)的不確定作為系統(tǒng)的新狀態(tài)進行實時估計，設(shè)計了一種自抗擾終端滑?？刂品椒?，解決了高速滑翔飛行器的姿態(tài)控制問題。

可以發(fā)現(xiàn)：對滑模變結(jié)構(gòu)控制而言，抖振現(xiàn)象始終是進行控制器設(shè)計不得不面對的問題。該現(xiàn)象不僅增加系統(tǒng)額外的能源消耗，降低系統(tǒng)的控制精度，甚至還可能激發(fā)系統(tǒng)中的高頻動態(tài)因子，導(dǎo)致系統(tǒng)失穩(wěn)震蕩甚至損壞系統(tǒng)部件。此外，通過對國內(nèi)外有關(guān)文獻研究發(fā)現(xiàn)：目前在固定時間容錯控制方面的成果還不多，設(shè)計的大多控制律僅能使系統(tǒng)收斂在平衡點附近的鄰域，鄰域范圍不易確定、存在奇異值等問題，但固定時間容錯控制具有收斂速度快、抗干擾和容錯性能強的特點，具有廣闊的應(yīng)用前景。

3 基于智能控制理論姿態(tài)容錯控制技術(shù)

智能控制是控制理論發(fā)展的高級階段[40]，在生產(chǎn)實踐中，人們發(fā)現(xiàn)：一些復(fù)雜控制問題可通過熟練操作者的經(jīng)驗和控制理論相結(jié)合的方法去解決，智能控制借鑒了這種控制的思路，利用人的思維方式建立邏輯模型，使用類腦的控制方法。智能控制具有自學(xué)習(xí)、自適應(yīng)等優(yōu)勢，能夠解決復(fù)雜系統(tǒng)的控制問題，使其成為當(dāng)前的研究熱點。在航天器姿態(tài)容錯控制方面，智能控制的主要研究方向是模糊控制和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制，下面分別進行闡述。

3.1 模糊控制

自然界中大多數(shù)系統(tǒng)是無法用經(jīng)典理論建立明確的數(shù)學(xué)模型的，經(jīng)典控制論與現(xiàn)代控制論的使用受到限制，但生產(chǎn)實踐中發(fā)現(xiàn)：利用人工控制或經(jīng)驗控制卻能夠獲得較好的控制效果。受此啟發(fā)，模糊控制從人工操作經(jīng)驗中歸納抽象出一組或數(shù)組定性表達式的控制規(guī)則，設(shè)計仿人工模糊控制器進行控制。目前，模糊控制正逐步在航空航天領(lǐng)域得到應(yīng)用。Xu等[41]研究了非線性柔性航天器受執(zhí)行器飽和與故障的控制問題，基于T-S模糊模型設(shè)計了一種容錯控制器，以保證柔性航天器在外部擾動和彈性振動存在下所需的姿態(tài)操控。利用模糊控制的強非線性逼近能力，有學(xué)者將其與自適應(yīng)控制、滑?？刂频壤碚摻Y(jié)合進行控制器設(shè)計，Huo等[42]設(shè)計了一種有限時間自適應(yīng)模糊控制器，實現(xiàn)了時間約束下的航天器推進系統(tǒng)故障的容錯控制以及高精度姿態(tài)跟蹤。文獻[43]在自適應(yīng)控制律設(shè)計中考慮擾動力矩，利用模糊算法實現(xiàn)對不確定性、非線性等情況的處理，實現(xiàn)了對航天器姿態(tài)的快速精準(zhǔn)控制。Ran等[44]采用自適應(yīng)學(xué)習(xí)算法和模糊邏輯系統(tǒng)來估計姿態(tài)動力學(xué)變化，設(shè)計了終端滑模控制方案，實現(xiàn)了有限時間的姿態(tài)容錯控制。文獻[45]針對撓性航天器姿態(tài)機動問題首先設(shè)計了滑?？刂破?，利用模糊控制理論對控制器進行改進，建立了模糊滑?？刂坡?，實現(xiàn)對滑?？刂拼嬖诘暮教炱髯藨B(tài)角速度和振動模態(tài)較大的抑制。

通過文獻調(diào)研可知：在航天器姿態(tài)容錯控制應(yīng)用方面，模糊控制理論更多是用于對系統(tǒng)的非線性描述，再結(jié)合自適應(yīng)、滑模、反步等其他控制理論設(shè)計容錯控制器，達到對姿態(tài)的魯棒控制。可以發(fā)現(xiàn)：模糊控制與其他控制理論的結(jié)合還處于探索發(fā)展階段，相關(guān)研究成果較少，并且沒有航天工程化的應(yīng)用案例。

3.2 神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制

神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制是通過模擬人腦的生理結(jié)構(gòu)進行控制，具備模式識別、自學(xué)習(xí)能力和并行機制的特征，對非線性的不確定性系統(tǒng)的適應(yīng)性好，魯棒容錯控制能力強。因此，學(xué)者將其應(yīng)用于航天器的姿態(tài)容錯控制領(lǐng)域，為容錯控制器設(shè)計提供了一種新的思想。

文獻[46]提出了一種基于深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的姿控系統(tǒng)故障診斷與容錯控制方法，設(shè)計了多個訓(xùn)練完備的深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)實現(xiàn)傳統(tǒng)容錯控制器的狀態(tài)診斷、姿態(tài)控制和力矩分配等功能。文獻[47]基于RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)建立了自適應(yīng)姿態(tài)容錯控制器，解決了執(zhí)行機構(gòu)死區(qū)現(xiàn)象和不確定擾動給控制系統(tǒng)造成的干擾。Ma等[48]設(shè)計了基于Chebyshev神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的自適應(yīng)姿態(tài)控制器，解決了存在干擾、不確定性且無角速度測量信息的衛(wèi)星姿態(tài)跟蹤問題。文獻[49]則針對空間服務(wù)非合作目標(biāo)時質(zhì)量和姿態(tài)參數(shù)突然變化，易造成控制系統(tǒng)不穩(wěn)定的問題，建立了能夠輸出離散化控制力矩的自學(xué)習(xí)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型，將連續(xù)控制力矩離散化，并采用強化學(xué)習(xí)算法對其進行訓(xùn)練，仿真表明：神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型能夠完成對組合體參數(shù)的在線識別，控制組合體姿態(tài)實現(xiàn)重新穩(wěn)定。

根據(jù)研究可知：神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在容錯控制系統(tǒng)應(yīng)用中主要是從以下幾方面考慮，對姿態(tài)控制系統(tǒng)中的未知故障模型進行近似處理。首先對整個未知系統(tǒng)模型進行整體學(xué)習(xí)，當(dāng)發(fā)生故障時，神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)再自適應(yīng)地重新學(xué)習(xí)并修改權(quán)值，實現(xiàn)相應(yīng)的容錯控制。然后建立與不同故障模型一一對應(yīng)的多個神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)，利用相應(yīng)的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)補償器實現(xiàn)容錯控制。但基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)設(shè)計的控制器結(jié)構(gòu)龐大，計算量大，限制了工程的應(yīng)用。

4 航天器姿態(tài)容錯控制發(fā)展展望

現(xiàn)代航天器執(zhí)行任務(wù)復(fù)雜，姿控頻繁，并且深空探測時延較大，為提高航天器的可靠性，要求航天器具備更高的自主控制能力。當(dāng)前，航天器的姿態(tài)容錯控制雖已取得長足的發(fā)展，但仍需針對一些不足之處做進一步的研究和拓展。

①無角速度測量信息的容錯控制

現(xiàn)有的航天器姿態(tài)容錯方案，基本上假定航天器的姿態(tài)角和角速度信息是可用的。然而，并不是航天器的所有信號都能被高精度地測量。例如，在實踐中，由于成本限制或?qū)崿F(xiàn)約束，微型衛(wèi)星或納米衛(wèi)星在發(fā)射時沒有安裝任何角速度傳感器。此外，由于速率傳感器的故障，在一定程度上可能會導(dǎo)致角速度測量的錯誤和不精確。目前，雖然部分容錯控制器具備無需角速度測量信息進行控制的能力，但容錯控制能力有限[50]，高效、可靠的無角速度信息的容錯控制系統(tǒng)仍需進一步研究。

②航天器容錯控制能耗優(yōu)化

能耗優(yōu)化問題包含兩方面的情形：一是航天器自身攜帶的推進劑。在軌航天器的壽命在很大程度上是由其攜帶多少推進劑確定的，以較小的代價實現(xiàn)利益的最大化是容錯控制的應(yīng)有之義；二是星載計算能力的優(yōu)化。由于功耗、空間等的限制，星載計算機一般不具有較強的運算能力，容錯控制算法設(shè)計必須考慮對計算資源的占用情況。因此，能耗優(yōu)化能力的提升是亟需解決的一個問題。

③智能控制的工程化

智能控制當(dāng)前工程實踐應(yīng)用還較少，設(shè)計的智能控制器還存在結(jié)構(gòu)復(fù)雜、計算量大的缺點。由于星載計算機的能力限制，導(dǎo)致智能控制距離工程應(yīng)用還存在一定的差距，但智能控制的巨大潛力依然值得深入研究。針對航天器自身參數(shù)、運行條件的變化以及空間環(huán)境的影響，利用深度學(xué)習(xí)、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制等智能控制技術(shù)，優(yōu)化智能控制器的結(jié)構(gòu)及算法，提高航天器的自主容錯能力，也是未來的重要研究方向之一。

④星群編隊的容錯控制

隨著互聯(lián)網(wǎng)星群的發(fā)展，編隊構(gòu)型保持和星間通信要求各航天器間建立相對穩(wěn)定的姿態(tài)關(guān)系。目前，針對編隊故障的容錯控制研究還較少，未來可以從編隊構(gòu)型、編隊整體任務(wù)規(guī)劃、編隊姿態(tài)協(xié)同等方面考慮，就編隊飛行中的避障、通信、協(xié)同和故障處理等方面進行容錯控制設(shè)計。

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Current status and development of spacecraft attitude fault-tolerant control technology

QIN Haibin1,2, ZHANG Yanhong3, LIANG Zhen2, XI Jianxiang1, LI Anliang2

（1. Rocket Force University of Engineering, Xi'an 710025, China; 2. Xi'an Satellite Control Center, Xi'an 710043, China;3. Beijing Qinghe Buliding, Beijing 100085, China）

As human being go further in space and the space exploration become more complex, higher reliability of spacecraft is required. Thus, the fault-tolerant control technology of spacecraft has received extensive attention. The article studies the current status of fault-tolerant control technology of spacecraft attitude system, and summarizes the recent achievements in fault-tolerant control of spacecraft attitude at home and abroad. Furthermore, the article pays much attention to the progress of fault-tolerant control technology based on the theories of adaptive control, sliding mode control, fuzzy control, neural network control, etc., and the advantages and disadvantages of each technical approach are analyzed. Finally, the article looks forward to the future development of fault-tolerant control technology of spacecraft attitude.

Spacecraft; Adaptive control; Sliding mode control; Fuzzy control; Fault-tolerant control

Website: ycyk.brit.com.cn Email: ycyk704@163.com

V448.2

A

CN11-1780(2022)06-0047-09

10.12347/j.ycyk.20220308001

秦海斌, 張艷紅, 梁禎, 等.航天器姿態(tài)容錯控制技術(shù)研究現(xiàn)狀與發(fā)展[J]. 遙測遙控, 2022, 43(6): 47–55.

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: QIN Haibin, ZHANG Yanhong, LIANG Zhen, et al. Current status and development of spacecraft attitude fault- tolerant control technology[J]. Journal of Telemetry, Tracking and Command, 2022, 43(6): 47–55.

國家自然科學(xué)基金（62003363）；中國博士后科學(xué)基金（271004）；陜西省杰出青年科學(xué)基金（2021JC-35）；陜西省青年科學(xué)基金（2021JQ-375）

2022-03-08

2022-04-16

秦海斌 1984年生，碩士研究生，工程師，主要研究方向為飛行器姿態(tài)容錯控制。

張艷紅 1982年生，碩士，工程師，主要研究方向為多智能體協(xié)同制導(dǎo)與控制。

梁 禎 1981年生，碩士，工程師，主要研究方向為測控資源調(diào)度和設(shè)備一體化管控技術(shù)。

席建祥 1981年生，博士，教授，博士生導(dǎo)師，主要研究方向為復(fù)雜系統(tǒng)控制、切換系統(tǒng)控制、群系統(tǒng)控制與反集群技術(shù)。

李安梁 1986年生，博士，工程師，主要研究方向為飛行器姿態(tài)確定與控制。

(本文編輯：傅 杰)