固定时间航天器编队飞行状态约束控制方法技术

固定时间航天器编队飞行状态约束控制方法，解决了如何实现固定时间位置预设性能协同控制的问题，属于航天器编队飞行控制领域。本发明专利技术包括：S1、根据性能约束函数建立被控航天器的动力学模型；所述动力学模型包含航天器位置跟踪误差与航天器之间最小安全距离的关系，利用具有固定时间收敛特性的性能约束函数来限制跟踪误差的超调量和稳态误差。S2、建立航天器i的滑模面和扰动观测器，基于动力学模型、滑模面和扰动观测器建立协同控制律，利用协同控制律实现编队航天器在固定时间协同控制。控制律实现编队航天器在固定时间协同控制。控制律实现编队航天器在固定时间协同控制。

【技术实现步骤摘要】
固定时间航天器编队飞行状态约束控制方法


[0001]本专利技术涉及一种固定时间航天器编队飞行状态约束控制方法，属于航天器编队飞行控制领域。

技术介绍

[0002]近几十年来，航天器编队飞行(SFF)已成为对地观测、高分辨率、深空探测等先进空间应用的重要组成技术。目前，已经提出了不同的航天器编队飞行任务，如TechSat
‑
21、PRISMA等。为了完成上述任务，航天器编队飞行的不同成员必须跟踪各自在参考坐标系中的位置，以便进行特定的编队构型。然而，航天器动力学的高非线性、时变干扰和不确定性使控制器设计更加困难。因此，为航天器编队飞行设计高性能控制器仍然是一个挑战。
[0003]现有对航天器编队位置协同任务设计的控制器,可以保证被控系统的状态渐近稳定。主要考虑的约束有模型不确定性、外部干扰、通讯时滞、被控系统的强非线性、速度量测缺失、通讯丢包等。这类控制器在满足约束时，最大的问题就是控制算法对于状态初始值的鲁棒性不强，当一组控制参数被选定时，如果状态初始值变化较大，那么被控系统的实际稳定时间变化也很大，甚至不稳定。...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.固定时间航天器编队飞行状态约束控制方法，其特征在于，所述方法包括：S1、根据性能约束函数建立被控航天器的动力学模型，所述动力学模型为：所述动力学模型为：x
1i
表示航天器i的误差变量，航天器序号i＝1,2,
…
,n，n表示编队航天器的总数量，x
2i
表示x
1i
的导数，M
i
′
＝[m
ix
,m
iy
,m
iz
]
T
，m
ik
表示编队航天器中航天器i在各方向的质量，g
i
表示航天器i轨道参数的多项式，d
i
表示航天器i受到的外部干扰，u
i
表示施加在航天器i上的推力；x
1i
＝[ε
ix
,ε
iy
,ε
iz
]
T
，下标k＝x,y,z，表示三个方向的坐标轴，e
i
表示航天器i与期望位置的误差；e
i
＝[e
ix
,e
iy
,e
iz
]
T
，e
ik
表示航天器i与期望位置在各方向上的误差，且||e
ik
||≤χ
ik
η
ik
；Ξ
′
i
＝[Ξ
ix
,Ξ
iy
,Ξ
iz
]
T
，Ν
′
i
＝[Ν
ix
,Ν
iy
,Ν
iz
]
T
，Ψ
i
＝[ψ
ix
,ψ
iy
,ψ
iz
]
T
，η
ik
＝η
ik
(t)，性能约束函数η
ik
(t)为：η0为η
ik
(t)的初始值，η
∞
为η
ik
(t)的终值，η0＞η
∞
＞0；S2、建立航天器i的滑模面和扰动观测器，基于动力学模型、滑模面和扰动观测器建立协同控制律，利用协同控制律实现编队航天器在固定时间协同控制。2.根据权利要求1所述的固定时间航天器编队飞行状态约束控制方法，其特征在于，协同控制律u
c
为：其中，u
c
＝[u
c1
；u
c2
；
…
；u
cn
]；u＝[u1；u2；
…
；u
n
]，u
i
表示施加在航天器i上的推力；θ4＝[θ
41
；θ
42
；
…
；θ
4n
]，θ
4i
表示航天器i的补偿观测量；表示航天器i的补偿观测量；表示饱和补偿量；B＝diag(B
i
)，Β
i
＝diag(1
‑
tanh(x
2ix
)2,1
‑
tanh(x
2iy
)2,1
‑
tanh(x
2iz
)2)；x
2i
＝[x
2ix
,x
2iy
,x
2iz
]
T
；L表示Laplace矩阵，是通讯拓扑的邻接矩阵；Ν＝diag(N
i
)，Ν
i
＝diag(Ν
ix
,Ν
iy
,Ν
iz
)，M＝diag(M
i
)，M
i
＝diag(m
ix
,m
iy
,m
iz
)，m
ik
表示编队航天器中航天器i在三个方向上的质量；η＝diag(η
i
)，η
i
＝diag(η
ix
,η
iy
,η
iz
)；Ξ＝diag(Ξ
i
)，Ξ
i
＝diag(Ξ
ix
,Ξ
iy...

【专利技术属性】
技术研发人员：宋申民，庄明磊，成国瑞，
申请(专利权)人：内蒙古大学，
类型：发明
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