[发明专利]复杂约束条件下的航天器编队姿态有限时间协同控制方法

权利要求书

1.一种复杂约束条件下的航天器编队姿态有限时间协同控制方法，其特征在于，所述方法包括：

确定编队拓扑结构，获取航天器编队的当前姿态值；

将航天器姿态控制方程转化成系统追踪误差方程；

调用系统状态观测器对各航天器编队成员的角速度和姿态值进行估计，得到角速度估计值以及姿态估计值；

对邻近编队成员的角速度估计值以及所述姿态估计值进行耦合得到控制滑模变量；

将所述控制滑模变量发送至控制器，以使所述控制器按照预设滑模控制算法将所述控制滑模变量转化为控制信号；

所述滑模变量为：

s_i＝δα_i1+α_i2

其中，为耦合姿态追踪误差，δ为给定常数，l_ij和b_i是指通信拓扑链接不同权重，e_j1，e_j2是指航天器姿态和角速度追踪误差；其中，e_i1＝q_i-q₀，e_i2＝v_i-v₀，q_i∈R³为第i个航天器修正罗德里格斯参数，v_i∈R³为第i个航天器的角速度，q₀表示航天器编队期望姿态，v₀表示航天器编队期望角速度；

所述滑模控制算法为：

其中，表示非线性项f_i的估计值；表示航天器角速度v_i的估计值，表示航天器系统扰动估计值；0＜α＜1表示奇异项系数；k_i1，k_i2表示滑模反馈项增益，σ为控制项增益；g_i表示控制增益系数，ψ＝[ψ₁，ψ₂，ψ₃]^T为双曲线正切函数定义如下：

其中，k_u＝0.2785，κ_i为正数，ε为给定的小量，用来表示扰动估计精度。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述将航天器姿态控制方程转化成系统追踪误差方程的步骤包括：

将第一航天器姿态控制方程转化成第二航天器姿态控制方程，将所述第二航天器姿态控制方程转化成所述系统追踪误差方程；

其中，第一航天器姿态控制方程如下：

其中，J为系统的转动惯量；J_i∈R^3×3为第i个航天器的转动惯量矩阵；u_i∈R³为第i个航天器的控制输入；d_i∈R³为第i个航天器的外部扰动力矩；ω_i∈R³为第i个航天器在刚体本体坐标系下的角速度；q_i∈R³表示第i个航天器修正罗德里格斯参数；E_i为航天器的姿态速度与角速度的转换矩阵；

第二航天器姿态控制方程如下：

其中，T_i＝E_i^-1，g_i＝E_iJ_i^-1，v_i∈R³为第i个航天器的角速度。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述系统追踪误差方程为：

其中，e_i1＝q_i-q₀，e_i2＝v_i-v₀，q₀表示航天器编队期望姿态，v₀表示航天器编队期望角速度。