本发明属于航天器姿态控制领域，更具体地，涉及基于航天器双通道事件触发的自适应容错姿态控制方法。
背景技术：
1、近年来，航天器控制技术得到了世界各国航空航天单位及科研机构的广泛关注与研究。航天器是由姿控、测控、电源、载荷等多个子系统构成的大规模复杂系统，可执行空间探测、军事侦察、气象观测等任务，在军事领域和民用领域都发挥了重要作用。通过设计合适的控制算法保证航天器姿态的稳定是完成各项任务的基础。然而，复杂恶劣的运行环境所导致的执行机构故障问题和有限带宽所导致的通信受限问题给姿态控制算法的设计造成了困难和挑战。
2、为便于维护与扩展、降低成本，航天器逐渐向模块化方向发展。因此，不同航天器部件之间可能通过无线网络进行信号传输以满足即插即用需求，这对航天器的通信和计算能力提出了较高要求。然而，航天器在轨运行期间有限的资源将影响通信和计算，例如：有限的无线网络通信带宽造成通信拥塞、有限的电能造成计算能力不足，最终导致控制性能的下降甚至影响航天器寿命。因此，可以避免连续传输信号、降低信号传输频率的事件触发控制方法被广泛研究。然而，现有的针对航天器的事件触发控制方法仅关注控制器到执行机构通道的事件触发，仍然在一定程度上存在通信和计算资源的浪费的问题。
技术实现思路
1、针对现有技术的缺陷和改进需求，本发明提供了基于航天器双通道事件触发的自适应容错姿态控制方法，其目的在于实现控制器到执行机构通道和参数估计器到控制器通道的事件触发，降低通信和计算负担。
2、为实现上述目的，按照本发明的一个方面，提供了一种基于航天器双通道事件触发的自适应容错姿态控制方法，包括：
3、实时采集航天器运动状态参数数据；
4、基于所述运动状态参数数据，实时计算用于控制第j个执行机构的自适应容错姿态控制信号，其中，计算姿态控制信号时所需要的自适应参数取值是通过采用参数估计器基于所述运动状态参数数据实时估计并由参数估计器按照事件触发的方式发送所得到的；
5、按照事件触发的方式向第j个执行机构发送姿态控制信号；
6、其中，自适应参数取值发送通道的事件触发条件为：待传输的各自适应参数取值相比上一次传输时的取值均相差预设阈值或其以上；第j个执行机构对应的姿态控制信号发送通道的事件触发的条件为：待向第j个执行机构传输的自适应容错姿态控制信号取值相比上一次传输时的取值均相差预设阈值或其以上，各通道对应的事件触发条件异步。
7、进一步，所述控制器到第j个执行机构的自适应容错姿态控制信号m表示执行机构的总个数；表示控制器到第j个执行机构通道的事件触发条件被k次触发的时刻；该事件触发条件为：为预设的触发阈值常数，inf{}表示取下确界；
8、中间控制信号d∈r3×m为已知定常的控制分布矩阵，v0表示基于航天器姿态跟踪模型所计算得到的待分配的控制信号。
9、进一步，当采用四元数表示的刚体航天器姿态运动模型、刚体航天器的姿态动力学模型推导得到所述航天器姿态跟踪模型时，则所述
10、式中，ε为取值为正的常数，用于避免分母为0，z2＝ωe+2g1z1，z1＝qev，g1和g2均表示预设的取值为正的控制增益，ω＝[ω1，ω2，ω3]t∈r3表示航天器的姿态角速度，ω×表示ω的反对称矩阵，ωe∈r3表示姿态角速度跟踪误差，表示ωe的反对称矩阵，c＝(qe02-qevtqev)i3+2qevqevt-2qe0qev×表示旋转矩阵，qev表示姿态跟踪误差四元数的矢量分量，表示qev的反对称矩阵，ωd＝[ωd，1，ωd，2，ωd，3]t∈r3表示航天器所要跟踪的期望角速度，qe0表示姿态跟踪误差四元数的标量分量，i3∈r3×3为三阶单位矩阵；和分别为l和p的估计值，由参数估计器估计得到，l和p表示与故障相关的未知常数，用于控制器处理未知的故障；为g的估计值，g＝[j11，j22，j33，j23，j13，j12]t，j表示航天器的未知正定转动惯量矩阵；
11、对于任意矩阵a＝[a1，a2，a3]t∈r3，l(a)表示如下运算：
12、
13、进一步，参数l、p和g的估计如下：
14、
15、
16、
17、其中，tl,k、tp,k和tg,k分别表示参数估计器到控制器通道的事件触发条件被第k次触发的时刻；
18、所述参数估计器到控制器通道的事件触发条件为：
19、tl,k+1＝inf{t＞tl,k|||el(t)||≥tl}；
20、tp,k+1＝inf{t＞tp,k|||ep(t)||≥tp}；
21、tg,k+1＝inf{t＞tg,k|||eg(t)||≥tg}；
22、el(t)＝τl(t)-τl(tl,k)；
23、ep(t)＝τp(t)-τp(tp,k)；
24、eg(t)＝τg(t)-τg(tg,k)；
25、tg＞0，tl＞0，tp＞0均为预设的触发阈值常数，τl(t)、τp(t)和τg(t)分别为和的调整函数。
26、进一步，当执行机构的断续故障模型为：0≤ρj,h≤1表征第j个执行机构的第h个失效故障程度的未知系数,表示第j个执行机构的第h个失效故障的未知的有界偏移控制力矩；uj表示第j个执行机构的控制力矩；和分别表示第j个执行机构的第h个故障的发生和结束时间；
27、则所述ρ＝diag{ρ1,h,…,ρm,h}∈rm×m；所述表示由各所构成的偏移故障向量，d∈r3为有界的未知外部扰动；sup{}表示取上确界，λmin(dρdt)表示取矩阵dρdt的最小特征值，inf{}表示取下确界。
28、进一步，所述τl(t)、τp(t)和τg(t)的表达式为：
29、
30、
31、
32、式中，γ和π为预设的正定增益矩阵；γl＞0，κl＞0，γp＞0，κp＞0均为预设的估计器增益。
33、本发明还提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质包括存储的计算机程序，其中，在所述计算机程序被处理器运行时控制所述存储介质所在设备执行如上所述的一种基于航天器双通道事件触发的自适应容错姿态控制方法。
34、本发明还提供一种基于航天器双通道事件触发的自适应容错姿态控制系统，用于执行如上所述的一种基于航天器双通道事件触发的自适应容错姿态控制方法，包括：
35、传感器，用于实时采集航天器运动状态参数数据；
36、参数估计器，用于基于所接收的所述运动状态参数数据，实时估计计算姿态控制信号时所需要的自适应参数的取值；
37、控制器，用于基于所接收的所述运动状态参数数据，计算控制器到第j个执行机构的自适应容错姿态控制信号，并按照事件触发的方式向各执行机构传输姿态控制信号；其中，计算姿态控制信号时所需要的自适应参数取值是通过参数估计得到，且所述自适应参数取值是由参数估计器按照事件触发的方式传输至控制器。
38、总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案，能够取得以下有益效果：
39、(1)本发明提出了一种面向航天器的双通道事件触发自适应容错姿态控制方法，采用相邻两次传输信号的差值与预设阈值的对比设计事件触发条件，实现按照事件触发机制进行非周期信号传输的效果；通过为不同通道设计相互独立的事件触发条件，为控制器到各执行机构的姿态控制信号发送通道以及参数估计器到控制器的自适应参数取值发送通道分别设计了事件触发机制，实现了各通道的异步触发，在保证航天器容错性能的同时，降低信号传输频率，减轻了控制系统的通信负担和计算负担。
40、(2)根据执行机构断续故障的界构造相关定常参数，将断续故障的处理转化为与故障相关的定常参数的处理；采用自适应技术对所构造的与故障相关的定常参数进行估计，根据参数估计器到控制器通道的事件触发机制进行估计信号传输，从而移除了计算参数估计值时的实时积分操作，可以有效处理执行机构断续故障，并降低了对系统计算能力的需求，进一步节省系统资源。
1.一种基于航天器双通道事件触发的自适应容错姿态控制方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的自适应容错姿态控制方法，其特征在于，所述用于控制第j个执行机构的自适应容错姿态控制信号m表示执行机构的总个数；表示第j个执行机构对应的姿态控制信号发送通道的事件触发条件被k次触发的时刻；该事件触发条件为：为预设的触发阈值常数，inf{}表示取下确界；
3.根据权利要求2所述的自适应容错姿态控制方法，其特征在于，当采用四元数表示的刚体航天器姿态运动模型、刚体航天器的姿态动力学模型推导得到所述航天器姿态跟踪模型时，则所述
4.根据权利要求3所述的自适应容错姿态控制方法，其特征在于，参数l、p和g的估计如下：
5.根据权利要求3所述的自适应容错姿态控制方法，其特征在于，当执行机构的断续故障模型为：0≤ρj,h≤1表征第j个执行机构的第h个失效故障程度的未知系数,表示第j个执行机构的第h个失效故障的未知的有界偏移控制力矩；uj表示第j个执行机构的控制力矩；和分别表示第j个执行机构的第h个故障的发生和结束时间；
6.根据权利要求5所述的自适应容错姿态控制方法，其特征在于，所述τl(t)、τp(t)和τg(t)的表达式如下：
7.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质包括存储的计算机程序，其中，在所述计算机程序被处理器运行时控制所述存储介质所在设备执行如权利要求1至6任一项所述的一种基于航天器双通道事件触发的自适应容错姿态控制方法。
8.一种基于航天器双通道事件触发的自适应容错姿态控制系统，其特征在于，用于执行如权利要求1至6任一项所述的一种基于航天器双通道事件触发的自适应容错姿态控制方法，包括：
