本發(fā)明涉及一種針對執(zhí)行機構(gòu)故障的航天器容錯控制方法與驗證裝置,驗證裝置包括實時仿真機、姿態(tài)確定模塊、姿態(tài)控制模塊、執(zhí)行機構(gòu)模塊、試驗主控模塊、故障注入模塊、干擾模擬模塊以及三軸氣浮臺;所述的驗證裝置是一類通用化驗證裝置,能夠通過故障注入模塊完成不同類型執(zhí)行機構(gòu)故障注入,此外能夠通過試驗主控模塊選擇姿態(tài)控制模塊中姿態(tài)控制算法類別,能夠完成多類不同類型容錯控制方法的控制能力進行對比分析驗證;所述的容錯控制方法,是一類具有干擾抑制特性且對執(zhí)行機構(gòu)完全失效具有容錯能力的H∞控制方法;本發(fā)明能夠驗證多類抗干擾容錯控制方法的有效性與工程實用性,適用于航空航天領(lǐng)域的地面仿真驗證,可應(yīng)用于航天器的高精度姿態(tài)控制。
聲明:
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