基于触发策略的多航天器控制方法技术

本发明专利技术公开了一种基于触发策略的多航天器控制方法，所述方法包括如下步骤：步骤

【技术实现步骤摘要】
基于触发策略的多航天器控制方法


[0001]本专利技术属于非线性系统控制领域，涉及一种航天器的姿态控制算法，具体涉及一种基于触发策略的多航天器控制方法
。

技术介绍

[0002]在多航天器编队系统中，航天器数量较多，且需要服从统一指令，因此对于通讯网络的要求比较高
。
但是航天器编队中的单个航天器为了节约成本，通常体积较小
。
因此能够搭载的通信设备功率有限，通信能力不足
。
[0003]在航天器编队控制中，可以考虑使用触发机制的控制器来减少航天器编队中的通讯次数
。
从稳定的精度方面来看，可以利用滑模方法去设计控制器
。
使用实际固定时间稳定的控制算法控制航天器编队跟踪观测器观测出的期望姿态
。
此外，考虑到干扰
、
不确定性等因素，还需要使用自适应等方法提高鲁棒性
。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的是提供一种基于触发策略的多航天器控制方法，该方法采用四元数表示的航天器动力学和运动学模型，本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种基于触发策略的多航天器控制方法，其特征在于所述方法包括如下步骤：步骤
1、
使用四元数的方法建立航天器运动学和动力学模型，具体形式如下：使用四元数的方法建立航天器运动学和动力学模型，具体形式如下：使用四元数的方法建立航天器运动学和动力学模型，具体形式如下：其中，
J
i
为第
i
个航天器的转动惯量，
ω
i
为第
i
个航天器的旋转角速度信号，是由
ω
i
导出的方阵，
q
i
和
q
i0
是用四元数表示法表示的第
i
个航天器的姿态信号，
u
i
是第
i
个航天器的控制信号，
w
i
为第
i
个航天器的外界干扰力矩，
I3是3阶单位矩阵；步骤
2、
考虑干扰和不确定性因素，在步骤1的基础上，建立航天器跟踪模型，具体形式如下：如下：如下：其中，
J
i0
为第
i
个航天器的名义转动惯量，
ω
ei
为第
i
个航天器姿态信息与期望姿态的误差值，
ω
d
为航天器编队的期望姿态值，
q
ei
和
q
0,ei
是用四元数表示法表示的第
i
个航天器的误差姿态信号，
R(q
ei
)
是旋转矩阵；步骤
3、
考虑已有固定时间收敛滑模面，结合步骤1建立的四元数航天器数学模型，设计滑模变量
s
i
，具体形式如下：
s
i
＝
ω
ei
+sgn(q
0,ei
(0))K1S
auiaui
其中，
l1、l2、
η
、p1、K1为固定参数；步骤
4、
设计如下所示动态事件触发机制：其中，
e
i
为事件触发误差，代表第
i
个航天器的第
k
次触发时刻，<...

【专利技术属性】
技术研发人员：张颖，吴爱国，范瑶，王朗，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学深圳哈尔滨工业大学深圳科技创新研究院，
类型：发明
国别省市：