黃怡欣，李爽,*，江秀強(qiáng)

1.南京航空航天大學(xué) 航天學(xué)院，南京 210016 2.南京航空航天大學(xué) 航天新技術(shù)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016

基于自適應(yīng)迭代學(xué)習(xí)的小行星繞飛容錯(cuò)控制

黃怡欣1,2，李爽1,2,*，江秀強(qiáng)1,2

1.南京航空航天大學(xué) 航天學(xué)院，南京 210016 2.南京航空航天大學(xué) 航天新技術(shù)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016

對(duì)于小行星繞飛任務(wù)的探測(cè)器姿態(tài)控制問題，已有方法大都考慮了干擾力矩和參數(shù)不確定等因素，而忽視了執(zhí)行器故障情況。針對(duì)執(zhí)行器故障條件下的小行星探測(cè)器姿態(tài)控制問題，提出了一種基于自適應(yīng)迭代學(xué)習(xí)的容錯(cuò)控制方法。所設(shè)計(jì)的控制器包括兩部分：其一針對(duì)執(zhí)行器故障，設(shè)計(jì)了自適應(yīng)迭代學(xué)習(xí)控制器，采用類滑模的思想和自適應(yīng)迭代學(xué)習(xí)算法對(duì)控制器參數(shù)進(jìn)行調(diào)整，進(jìn)而補(bǔ)償執(zhí)行器故障帶來的影響，保證系統(tǒng)在控制輸出不足情況下的高精度姿態(tài)穩(wěn)定性；其二針對(duì)探測(cè)器參量變化、外部環(huán)境干擾等不確定情況，設(shè)計(jì)了基于自適應(yīng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的迭代學(xué)習(xí)控制器，采用徑向基函數(shù)(Radial Basis Function，RBF)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對(duì)系統(tǒng)非線性部分進(jìn)行逼近，同時(shí)對(duì)控制器參數(shù)進(jìn)行自適應(yīng)迭代學(xué)習(xí)調(diào)整，進(jìn)而保證系統(tǒng)在不確定情況下的動(dòng)態(tài)性能。數(shù)值仿真結(jié)果表明該控制器能夠有效抑制外部環(huán)境干擾和內(nèi)部參數(shù)變化帶來的不利影響，在執(zhí)行器部分失效甚至完全失效故障情況下，仍能保證系統(tǒng)的魯棒性并實(shí)現(xiàn)誤差在10-2數(shù)量級(jí)內(nèi)的較高姿態(tài)控制精度。

小行星探測(cè)器；容錯(cuò)控制；自適應(yīng)迭代學(xué)習(xí)；神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)；執(zhí)行器故障

小行星探測(cè)有助于人類了解太陽(yáng)系的起源和演化，并為危險(xiǎn)近地小行星防御技術(shù)的研究與驗(yàn)證提供了重要途徑1]。為了獲取小行星準(zhǔn)確的幾何外形、尺寸和質(zhì)量分布等特征參數(shù)，一般需要探測(cè)器在距小行星數(shù)萬米的圓軌道或者橢圓軌道上進(jìn)行數(shù)十天的繞飛探測(cè)1-2]。這就要求探測(cè)器的姿態(tài)控制系統(tǒng)能夠保證有效載荷穩(wěn)定地指向小行星表面，同時(shí)還要滿足天線對(duì)地定向和太陽(yáng)電池陣對(duì)日定向的要求。但由于小行星本身尺寸較小、形狀和質(zhì)量分布不規(guī)則而造成不規(guī)則的弱引力場(chǎng)，加之其他鄰近大、小行星的引力及太陽(yáng)光壓等攝動(dòng)力的影響，使得小行星附近的力學(xué)環(huán)境十分復(fù)雜，也給探測(cè)器的精確姿態(tài)控制帶來了嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)3-7]。此外，小行星探測(cè)器在長(zhǎng)期的星際航行過程中極有可能出現(xiàn)執(zhí)行器故障，這必將使得問題進(jìn)一步惡化。

截至目前，國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)小行星探測(cè)器姿態(tài)控制問題的研究大都沒有考慮執(zhí)行器故障的情況。針對(duì)小行星引力不規(guī)則和太陽(yáng)光壓的影響，文獻(xiàn)8]采用反饋線性化設(shè)計(jì)了姿態(tài)控制律，保證小行星繞飛探測(cè)器在攝動(dòng)影響下的姿態(tài)穩(wěn)定性。文獻(xiàn)9]針對(duì)433小行星Eros繞飛任務(wù)，將攝動(dòng)力矩視為外部干擾，利用李雅普諾夫方法設(shè)計(jì)了反饋控制律，進(jìn)而保證探測(cè)器的姿態(tài)穩(wěn)定性。除了外界的攝動(dòng)因素，小行星探測(cè)器自身執(zhí)行器故障也是實(shí)際任務(wù)中難以避免的另一大問題，該問題輕則影響探測(cè)器的控制性能，重則導(dǎo)致整個(gè)探測(cè)任務(wù)的失敗。

近年來，迭代學(xué)習(xí)控制算法以其高精度的控制特點(diǎn)，受到了廣泛的研究和關(guān)注。已有學(xué)者將迭代學(xué)習(xí)算法應(yīng)用到航天器姿態(tài)控制和編隊(duì)飛行中，并取得了良好的控制效果10-12]。采用迭代學(xué)習(xí)算法進(jìn)行姿態(tài)控制能夠有效地抑制控制過程中出現(xiàn)的重復(fù)性干擾，并具有較高的控制精度。而將自適應(yīng)算法引入迭代學(xué)習(xí)控制，用控制參數(shù)的迭代而不是控制律本身的迭代進(jìn)行設(shè)計(jì)，能夠在保證控制精度的同時(shí)簡(jiǎn)化控制器設(shè)計(jì)13-15]。針對(duì)帶有執(zhí)行器故障而導(dǎo)致控制輸出不足問題的探測(cè)任務(wù)，本文采用自適應(yīng)迭代學(xué)習(xí)算法抑制繞飛過程中的重復(fù)性干擾，并補(bǔ)償執(zhí)行器故障所造成的不利影響，同時(shí)加入自適應(yīng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對(duì)系統(tǒng)不確定項(xiàng)進(jìn)行逼近，以增強(qiáng)探測(cè)器姿態(tài)控制的魯棒性和可靠性，為后續(xù)探測(cè)器容錯(cuò)控制研究打下良好基礎(chǔ)。

1 小行星探測(cè)器姿態(tài)控制問題描述

1.1 坐標(biāo)系定義

為了后續(xù)描述方便，首先定義需要用到的坐標(biāo)系：

(1)

1.2 球諧函數(shù)引力場(chǎng)模型

由于采用球諧函數(shù)表達(dá)的引力勢(shì)能和引力場(chǎng)有明確的解析表達(dá)式和較高的精度，因此采用小行星的球諧函數(shù)引力勢(shì)能模型16]：

(2)

式中：μ=Gma為小行星的引力系數(shù)，ma為小行星質(zhì)量；Rc為探測(cè)器質(zhì)心到小行星質(zhì)心的距離；λ和δ分別為探測(cè)器所處的經(jīng)度和緯度；r0為小行星的參考半徑；N和i分別為系統(tǒng)的展開階數(shù)和次數(shù)；Pijsin(δ)為sin(δ)的締合勒讓德多項(xiàng)式；Cij和Sij為球諧系數(shù)(由小行星質(zhì)量分布決定)。以Eros433小行星為例，由于引力系數(shù)高階項(xiàng)的影響非常小，通常只需選取作用較大的引力系數(shù)項(xiàng)(C20和C22)，則小行星引力勢(shì)能函數(shù)可以寫成如下形式：

(3)

式(3)中的球坐標(biāo)與位置矢量Rc=x,y,z]T之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系為Rc=‖Rc‖，sinδ=z/Rc，tanλ=y/x，因此代入式(3)可得：

(4)

1.3 不規(guī)則引力力矩

在小行星附近進(jìn)行繞飛時(shí)，不規(guī)則引力力矩會(huì)引起探測(cè)器姿態(tài)發(fā)生變化3]，探測(cè)器上任一質(zhì)點(diǎn)dm受到小行星的引力為9]：

(5)

(6)

于是，施加在探測(cè)器上的引力力矩為：

(7)

(8)

(9)

(10)

(11)

(12)

1.4 姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)方程

用ω∈3表示當(dāng)前探測(cè)器本體坐標(biāo)系相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)角速度，ωd∈3為目標(biāo)姿態(tài)相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)角速度，則角速度誤差可以表示為ωe=ω-C(Qe)ωd。

姿態(tài)跟蹤運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)方程可以寫成：

(13)

(14)

(15)

式中：u=u1,u2,u3]T∈3為作用于探測(cè)器3個(gè)本體軸上的控制力矩矢量；M∈3為小行星引力力矩矢量；Td∈3為太陽(yáng)光壓、太陽(yáng)引力等干擾合力矩；d∈3為目標(biāo)角加速度；上標(biāo)×為斜對(duì)稱矩陣。

1.5 故障模型

小行星探測(cè)器通常采用噴氣推力器和反作用飛輪進(jìn)行姿態(tài)控制。在小行星繞飛段，則主要由飛輪進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整。其出現(xiàn)故障主要表現(xiàn)為以下兩種情況：

1)部分失效故障：執(zhí)行器實(shí)際輸出值小于控制器指令值；

2)完全失效故障：執(zhí)行器不輸出或被關(guān)閉。

設(shè)執(zhí)行器安裝矩陣為B∈3×N，并用D(t)表示執(zhí)行器的健康程度。當(dāng)出現(xiàn)部分失效故障時(shí)有0<δi<1，當(dāng)執(zhí)行器完全失效時(shí)有δi=0，i=1,2,…,N。

通過上述分析，可將執(zhí)行器控制性能下降模型寫成以下形式：

(16)

式中：τ=τ1,τ2,…,τN]T∈N為執(zhí)行器指令力矩矢量。

將式(16)帶入式(15)則得到：

(17)

式中：

(18)

為系統(tǒng)不確定項(xiàng)。

2 控制器設(shè)計(jì)

本小節(jié)分別針對(duì)：1)探測(cè)器外部干擾和內(nèi)部參數(shù)變化等不確定性因素，2)執(zhí)行器故障問題，引入自適應(yīng)迭代學(xué)習(xí)算法對(duì)控制器進(jìn)行設(shè)計(jì)，如圖1所示。

圖1 探測(cè)器姿態(tài)控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)Fig.1 Attitude control system diagram

假設(shè)當(dāng)前為第k次循環(huán)，則自適應(yīng)迭代學(xué)習(xí)算法的步驟可以簡(jiǎn)述為：

第一步：將第k-1次循環(huán)得到的角速度誤差、四元數(shù)誤差信息進(jìn)行相關(guān)計(jì)算，得到總的誤差。

第二步：將第k-1次循環(huán)的誤差量帶入第k次循環(huán)的控制器設(shè)計(jì)中，計(jì)算出本次循環(huán)的控制輸出。

第三步：將控制量輸入到第k次循環(huán)的姿態(tài)誤差動(dòng)力學(xué)中。

接下來進(jìn)行具體控制器的設(shè)計(jì)，首先，定義基本誤差函數(shù)為：

(19)

式中：c1為待定實(shí)參。

(20)

(21)

考慮到探測(cè)器繞飛過程中的不確定性和執(zhí)行器故障兩方面的問題，控制器的設(shè)計(jì)分為兩個(gè)部分：

(22)

2.1 自適應(yīng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)補(bǔ)償控制

RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)具有三層網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)：輸入層、隱含層和輸出層。輸入層到隱含層實(shí)現(xiàn)非線性映射，隱含層到輸出層實(shí)現(xiàn)線性映射。一般的輸入層到輸出層總的關(guān)系式可以表達(dá)成：

(23)

式中：y為神經(jīng)網(wǎng)路的輸出；w為輸出層連接權(quán)重；x為神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)輸入；c為基函數(shù)的中心向量；φ為高斯(Gaussian)基函數(shù)表示如下：

(24)

式中：σi為一個(gè)可以自由選取的參數(shù)，它決定了該高斯基函數(shù)圍繞中心點(diǎn)的寬度。

(25)

(26)

(27)

相應(yīng)的補(bǔ)償控制器設(shè)計(jì)如下：

(28)

(29)

式中：β1為設(shè)計(jì)參數(shù)；‖·‖表示2范數(shù)。

2.2 魯棒學(xué)習(xí)控制器

由于探測(cè)器在執(zhí)行繞飛探測(cè)時(shí)，受各種干擾力矩的影響，需要準(zhǔn)確而穩(wěn)定地姿態(tài)控制。為了盡可能地避免因執(zhí)行器故障而造成姿態(tài)失控，使姿態(tài)控制系統(tǒng)在故障發(fā)生時(shí)能夠自動(dòng)補(bǔ)償故障的影響，維持姿態(tài)控制的基本品質(zhì)，并盡可能地恢復(fù)到最佳性能，從而保證姿態(tài)控制系統(tǒng)的可靠性。本文將類滑模的思想引入到控制器設(shè)計(jì)中，得到如下的魯棒學(xué)習(xí)控制器：

(30)

式中：θk(t)為迭代參數(shù)，并有參數(shù)自適應(yīng)調(diào)整律為：

(31)

式中：β2為設(shè)計(jì)參數(shù)。

圖2為參數(shù)迭代的示意，具體的數(shù)值運(yùn)算參考式(29)和(31)，可以看出控制器的迭代僅限于參數(shù)迭代，假如當(dāng)前為第k次控制周期，則控制律中參數(shù)θk(t)、ψk(t)與k-1次控制周期的輸出有關(guān)。參數(shù)的迭代而非控制器本身的迭代一定程度上簡(jiǎn)化了控制器的設(shè)計(jì)。

圖2 控制律迭代示意Fig.2 Controller iteration diagram

3 穩(wěn)定性分析

假設(shè)：

1)控制輸出系數(shù)項(xiàng)滿足‖J-1‖≥b*>0，b*為常值；

2)角速度誤差ωe和姿態(tài)誤差qe都是可測(cè)的。

針對(duì)第k次循環(huán)，定義Lyapunov方程如下：

(32)

證明：

將Lyapunov方程式(32)對(duì)時(shí)間求導(dǎo)，得到：

(33)

將式(22)、(28)和(30)控制量uk(t)帶入式(33)，經(jīng)過相應(yīng)化簡(jiǎn)，有：

(34)

(35)

定義迭代參數(shù)ψk(t)和θk(t)的初始值分別為ψ0(t)=ε*，θ0(t)=1/‖J-1‖。考慮到式(29)、(31)的參數(shù)自適應(yīng)律，當(dāng)定義式中參數(shù)β1，β2為正常值時(shí)，可以得到迭代參數(shù)為單調(diào)遞增，并始終為正值，則有：

(36)

(37)

從而可得式(35)為：

(38)

即證明在第k次迭代時(shí)，系統(tǒng)是穩(wěn)定的。

4 收斂性分析

第3節(jié)證明了在第k次迭代中系統(tǒng)是穩(wěn)定的，這里來分析逐次之間的收斂性。針對(duì)k-1次迭代，式(32)Lyapunov方程可以改寫如下：

(39)

將式(33)與式(39)相減，得到誤差方程：

(40)

(41)

所以，Δvk(t)為非增函數(shù)，進(jìn)而可以證明，當(dāng)limk→，每次迭代的誤差值(t)都會(huì)較上一次迭代的誤差值(t)更小或者不變。

5 仿真結(jié)果與分析

為了驗(yàn)證本文中所設(shè)計(jì)自適應(yīng)迭代學(xué)習(xí)容錯(cuò)控制方法的有效性，將其應(yīng)用于某型探測(cè)器進(jìn)行仿真分析。以小行星繞飛控制為潛在的工程應(yīng)用背景，在MATLAB/simulink環(huán)境下對(duì)本文所提出的方法進(jìn)行仿真分析。具體的仿真分析場(chǎng)景包括了探測(cè)器繞飛無故障情形和有故障情形。表1包括探測(cè)器主要參數(shù)和控制器仿真參數(shù)，表2為小行星相關(guān)參數(shù)。

表1 探測(cè)器主要仿真參數(shù)

本文仿真分析中執(zhí)行器采用3正裝1斜裝的反作用飛輪，配置矩陣B的表達(dá)式為：

探測(cè)器在繞飛段除了受到小行星不規(guī)則引力干擾作用外，還受到由于太陽(yáng)引力、太陽(yáng)光壓引起的擾動(dòng)力矩等重復(fù)性干擾，由分析可知19-20]，這類干擾可以用下面的正弦函數(shù)進(jìn)行模擬，即式(15)中的Td有：

表2 小行星(Eros 433)參數(shù)

控制器參數(shù)選取如下：c1=0.2，η=3，ψ0(0)=0.1，θ0(0)=0.01，β1=2，β2=3，κw=1，κc=1,λw=0.5，λc=0.03，α1=0.1，α2=0.05。

5.1 無控制作用下探測(cè)器姿態(tài)

當(dāng)無控制作用在探測(cè)器上時(shí)，即式(15)中控制輸入Tu=0，可得到無控制作用下繞飛段探測(cè)器姿態(tài)誤差四元數(shù)仿真曲線如圖3所示。

圖3 無控制作用時(shí)四元數(shù)誤差Fig.3 Quaternion errors for uncontrolled rotational motion

圖3顯示出在小行星繞飛段，無控制作用下的探測(cè)器姿態(tài)，由于小行星本體和太陽(yáng)所帶來的攝動(dòng)力干擾而呈現(xiàn)周期性的誤差。這將會(huì)對(duì)觀測(cè)任務(wù)帶來較大影響。

5.2 無故障情形

圖4 無故障情形下四元數(shù)與角速度誤差(1次參數(shù)迭代后)Fig.4 Quaternion and angular velocity errors for no failure motion(first iteration)

圖5 無故障情形下四元數(shù)與角速度誤差(4次參數(shù)迭代后)Fig.5 Quaternion and angular velocity errors for no failure motion (forth iteration)

無故障情形下系統(tǒng)僅受到了攝動(dòng)力干擾和自身參量不確定性的影響，此時(shí)主要由神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)補(bǔ)償控制部分起作用。由圖4可以看出，由于干擾和參量變化影響，第1次參數(shù)迭代后四元數(shù)誤差和角速度誤差大概在3s后收斂。而由圖5可以看出，經(jīng)過4次參數(shù)迭代后四元數(shù)誤差能夠在第2s內(nèi)收斂，同時(shí)角速度誤差初期的震蕩現(xiàn)象明顯削弱。這說明本文所設(shè)計(jì)的控制器能夠在攝動(dòng)力干擾、自身參量不確定性情況下，保證探測(cè)器姿態(tài)高精度的收斂性，甚至是有限時(shí)間內(nèi)的收斂。

5.3 部分失效故障情形

為了進(jìn)一步驗(yàn)證本文設(shè)計(jì)的自適應(yīng)迭代學(xué)習(xí)容錯(cuò)控制器的有效性和可行性，本節(jié)在執(zhí)行器失效故障模式下進(jìn)行了仿真。系統(tǒng)從第0.2s出現(xiàn)部分執(zhí)行器失效故障，故障補(bǔ)償控制器開始作用，同時(shí)補(bǔ)償控制器對(duì)攝動(dòng)力干擾、內(nèi)部參量變化等影響進(jìn)行抑制。如圖6所示，系統(tǒng)在第1次參數(shù)迭代后由于執(zhí)行器失效故障，角速度誤差和四元數(shù)誤差在故障發(fā)生初期都有較為明顯的震蕩，并且相對(duì)于無故障情形收斂較慢。經(jīng)過4次參數(shù)迭代后，如圖7所示，角速度誤差震蕩逐漸減小而四元數(shù)誤差震蕩和超調(diào)現(xiàn)象得到明顯減緩，并保證四元數(shù)最小誤差數(shù)量級(jí)為10-3。證明了本文所提出的容錯(cuò)控制針對(duì)執(zhí)行器輕微失效故障，以及攝動(dòng)力干擾、參數(shù)變化等影響都具有較好的控制能力，并能保證姿態(tài)的高精度魯棒性。

圖6 部分失效故障下四元數(shù)與角速度誤差(1次參數(shù)迭代后的結(jié)果)Fig.6 Quaternion and angular velocity errors for partial failure motion (first iteration)

圖7 部分失效故障下四元數(shù)與角速度誤差(4次參數(shù)迭代后)Fig.7 Quaternion and angular velocity errors for partial failure motion (forth iteration)

5.4 完全失效故障情形

第5.3節(jié)中部分失效故障由于第二組控制器的補(bǔ)償而對(duì)控制性能影響較小，但當(dāng)同時(shí)出現(xiàn)完全失效和部分失效故障時(shí)對(duì)系統(tǒng)安全性將產(chǎn)生較大影響。由下面圖8～11所示，系統(tǒng)在第1次參數(shù)迭代后由于執(zhí)行器失效故障程度較大，角速度誤差和四元數(shù)誤差都出現(xiàn)了緩慢收斂的情況。經(jīng)過7次參數(shù)迭代，所設(shè)計(jì)的控制器基本消除了執(zhí)行器完全失效帶來的較危險(xiǎn)影響，保證了系統(tǒng)的穩(wěn)定性，并一定程度上維持了無故障情況下的控制性能。從圖8～圖11顯示出，角速度誤差隨迭代次數(shù)的增加逐漸減小震蕩幅度，而四元數(shù)最小誤差在第7次參數(shù)迭代后保持在10-2數(shù)量級(jí)內(nèi)，并能夠隨著迭代次數(shù)增加逐漸向更高精度收斂。進(jìn)而證明了當(dāng)出現(xiàn)執(zhí)行器完全失效故障，本文設(shè)計(jì)的控制器也能保證探測(cè)器系統(tǒng)的魯棒性，并能在有限次參數(shù)迭代后保證姿態(tài)控制的高精度和高穩(wěn)定性，使得探測(cè)任務(wù)能夠安全完成。

圖8 完全失效故障下四元數(shù)與角速度誤差(1次參數(shù)迭代后)Fig.8 Quaternion and angular velocity errors for full failure motion(First iteration)

圖9 完全失效故障下四元數(shù)與角速度誤差(3次參數(shù)迭代后)Fig.9 Quaternion and angular velocity errors for full failure motion(Third iteration)

圖10 完全失效故障下四元數(shù)與角速度誤差 (5次參數(shù)迭代后)Fig.10 Quaternion and angular velocity errors for full failure motion(Fifth iteration)

圖11 完全失效故障下四元數(shù)與角速度誤差(7次參數(shù)迭代后)Fig.11 Quaternion and angular velocity errors for full failure motion(Seventh iteration)

6 結(jié)束語(yǔ)

本文針對(duì)小行星繞飛探測(cè)任務(wù)姿態(tài)容錯(cuò)控制問題，綜合考慮外部干擾力矩和內(nèi)部參數(shù)不確定性以及執(zhí)行器故障情況，設(shè)計(jì)了一種自適應(yīng)迭代學(xué)習(xí)容錯(cuò)控制器。該控制方法將自適應(yīng)算法在線參數(shù)調(diào)整的特點(diǎn)以及迭代學(xué)習(xí)算法對(duì)重復(fù)性干擾有效抑制的特點(diǎn)進(jìn)行了融合，同時(shí)引入自適應(yīng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對(duì)系統(tǒng)不確定部分進(jìn)行估計(jì)。最后基于Lyapunov方法從理論上證明了系統(tǒng)的收斂性、對(duì)飛輪故障的容錯(cuò)能力，并通過計(jì)算機(jī)仿真分析對(duì)算法的可行性和有效性進(jìn)行了驗(yàn)證。本文在容錯(cuò)控制算法設(shè)計(jì)過程中沒有考慮實(shí)際情況中執(zhí)行器輸出受限問題，這一問題留待我們后續(xù)的跟進(jìn)研究。

References)

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(編輯：車曉玲)

Adaptive iterative learning based fault tolerant control for asteroid orbiting

HUANG Yixin1,2，LI Shuang1,2,*，JIANG Xiuqiang1,2

1.CollegeofAstronautics，NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics，Nanjing210016，China2.LaboratoryofSpaceNewTechnology，NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics，Nanjing210016，China

Considering the probe actuator failures，parametric uncertainties and external disturbances，an adaptive iterative learning based fault tolerant control method was designed for asteroid orbiting. The controller was divided into two parts：robust iterative learning component and neural network iterative learning component. For the robust iterative learning component，a sliding-mode-like strategy with adaptive iterative learning law was applied to maintain the stability and improve the attitude tracking accuracy in case of actuator failures. For the neural network iterative learning component，a radial basis function(RBF) neural network based adaptive approximation was introduced to estimate the system uncertainty，with parameters adapted online to maintain dynamic performance. In addition, numerical simulations show that the method achieved the error in the order of 10-2magnitude under the actuator failure conditions, highlights the robust and high precision attitude tracking performance.

asteroid probe; fault tolerant control; adaptive iterative learning; neural network; actuator failures

10.16708/j.cnki.1000-758X.2017.0002

2016-09-13；

2016-12-23；錄用日期：2017-01-24；

時(shí)間：2017-02-16 16:36:17

http:∥www.cnki.net/kcms/detail/11.1859.V.20170216.1636.001.html

國(guó)家自然科學(xué)基金(61273051，11672126)；上海航天科技創(chuàng)新基金(SAST2015036)；中國(guó)科學(xué)院太空應(yīng)用重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室開放基金(LSU-2016-04-01，LSU-2016-07-01)；江蘇省普通高校研究生科研創(chuàng)新計(jì)劃(SJLX15_0136)

黃怡欣(1991-)，女，碩士研究生，hyx_992@126.com，研究方向?yàn)楹教炱髯藨B(tài)控制、容錯(cuò)控制

*通訊作者：李爽(1978-)，男，博士，教授，博士生導(dǎo)師，lishuang@nuaa.edu.cn，研究方向?yàn)楹教炱鲃?dòng)力學(xué)與控制，深空探測(cè)技術(shù)，航天技術(shù)新概念

黃怡欣，李爽,江秀強(qiáng). 基于自適應(yīng)迭代學(xué)習(xí)的小行星繞飛容錯(cuò)控制J].中國(guó)空間科學(xué)技術(shù),2017,37(1)：1-10.HUANGYX,LIS,JIANGXQ.AdaptiveiterativelearningbasedfaulttolerantcontrolforasteroidorbitingJ].ChineseSpaceScienceandTechnology, 2017,37(1)：1-10(inChinese).

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http:∥zgkj.cast.cn