本發明涉及一種針對執行機構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、姿態確定模塊、姿態控制模塊、執行機構模塊、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行機構故障注入,此外能夠通過試驗主控模塊選擇姿態控制模塊中姿態控制算法類別,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行機構完全失效具有容錯能力的H∞控制方法;本發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,適用于航空航天領域的地面仿真驗證,可應用于航天器的高精度姿態控制。
聲明:
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