طراحي كنترل كننده تحمل پذير خطا براي ماهواره با درنظر گرفتن محدوديت دامنه ورودي و عدم قطعيت در آسيب

Spacecraft Fault Tolerant Attitude Control Design under Control Input Saturation and Uncertainty in Fault Information

چكيده هدف اين مقاله، طراحي كنترل كننده ردياب تحمل پذير خطا براي زير سيستم كنترل وضعيت يك ماهواره با معادلات ديناميك غيرخطي است. وظيفه اين كنترل كننده، حفظ پايداري و عملكرد مناسب سيستم حلقه بسته در هنگام بروز آسيب ناشناخته در عملگر، در حضور اغتشاش خارجي كراندار و محدوديت دامنه ورودي است. مبناي اين كنترل كننده بر پايه كنترل ساختار متغير بوده و با استفاده از روش مستقيم لياپانوف، كرانداري غايي سيگنال هاي خطاي حالت اثبات شده است. كنترل-كننده پيشنهادي، بر خلاف ساير روش هاي موجود، به اطلاعات دقيق آسيب وابسته نبوده و در روند طراحي آن، فقط از كران كمينه و بيشينه آسيب استفاده شده است. همچنين به دليل خواص جبري مناسب و نبود تكينگي در نمايش وضعيت به كمك كواترنيون-ها، استفاده از اين پارامترها در دستور كار قرار گرفته است. نتايج شبيه سازي، نشان از عملكرد مناسب كنترل كننده پيشنهادي در حضور اغتشاش خارجي و آسيب ناشناخته موجود در عملگر است.

ABSTRACT In this paper, a continuous stable tracking control algorithm is proposed for spacecraft in the presence of unknown actuator failure, control input saturation and external disturbances. The design method is based on variable structure control and has the following properties: 1) fast and accurate response in the presence of bounded disturbances; 2) robust to the partial loss of actuator effectiveness; 3) explicit consideration of control input saturation. In contrast to traditional fault-tolerant control methods, the proposed controller does not require knowledge of the actuator faults and is implemented without explicit fault detection and isolation processes. In the proposed controller, a single parameter is adjusted dynamically in such a way that it is possible to prove the ultimate boundedness of both attitude and angular velocity errors. The stability proof is based on a Lyapunov direct method and the properties of the singularity free quaternion representation of spacecraft error dynamics. Results of numerical simulations state that the proposed controller is successful in achieving high attitude performance in the presence of external disturbances, actuator multiplicative faults, and control input saturation.