【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种多航天器的姿态协同控制方法，具体涉及一种有向通信网络下的分布式自适应容错姿态协同控制方法。
技术介绍
1、近年来，各国航天技术蓬勃发展，航天任务变得愈发复杂与多元，任务载体也逐渐由单个大型航天器转变为多个小型航天器构成的多航天器系统。目前，多航天器协同控制已被很多国家列为重点研发的航天器技术之一。
2、多航天器的姿态协同指的是各成员的姿态保持相对指向。不同于单个航天器的姿态控制，多航天器系统的每个成员需要通过通信线路进行信息交互，并根据收集的信息进行姿态调整。各成员之间的通信线路共同构成了多航天器系统的信息交互网络。在姿态协同控制协议设计与闭环系统的性能分析中，信息交互网络的拓扑结构起到关键性作用。考虑到通信范围的限制以及各成员之间相互遮挡等因素，多航天器系统各成员无法实现完全的信息交互，信息交互网络一般具有稀疏的拓扑结构；另一方面，若采用敏感器进行相对测量作为信息交互手段，受到敏感器视场的约束，多航天器各成员无法实现一对一的信息交互，此时信息交互网络往往是有向的。因此，在有向通信网络情况下，设计行之有效的姿态协同控制算法具有重要的现实意义。此外，多航天器长期处于强辐射和极温的环境，这将导致执行单元的老化甚至失效。如果处置不当，将严重影响姿态控制性能甚至导致任务失败。因此，研究具有自主容错能力的姿态协同控制方法具有重要的战略意义与现实意义。
技术实现思路
1、本专利技术的目的是提供一种有向通信多航天器分布式容错姿态协同控制方法，该方法针对由一个领航航天
2、本专利技术的目的是通过以下技术方案实现的：
3、一种有向通信多航天器分布式容错姿态协同控制方法，包括如下步骤：
4、步骤1、利用四元数建立航天器姿态运动学和动力学，基于有向图描述多航天器系统的通信网络，具体步骤如下：
5、步骤1.1、基于图的多航天器系统通信网络描述
6、所述多航天器系统由一个领航航天器和n个跟随航天器构成，将n个跟随航天器编号：{1,2,…,n}，并将每个航天器其视为图中的一个节点，则用一个有向图表示n个跟随者航天器之间的通信关系；在有向图中，ν＝{1,2,…,n}为节点集合，是边集合；(j,i)∈ε表示有一条边由节点j指向i，即节点i接收节点j的信息；有向图的邻接矩阵定义为a＝[aij]，其中，如果(j,i)∈ε，则aij＝aji＞0；反之则aij＝aji＝0；有向图的laplacian矩阵定义为l＝d-a，其中d＝diag(d1,d2,…,dn)，
7、将领航航天器视为节点0，用有向图描述n+1个编队航天器系统的通信网络，其中为的节点集合，是图的边集合；当节点i与节点0有连接时，ai0＞0；反之则ai0＝0；在有向图中，定义第i个节点的邻居集合为：有向图的laplacian矩阵与有向图的laplacian矩阵l的关系为：
8、
9、上式中：
10、b＝[a10,a20,…,an0]t,b＝diag(b)
11、步骤1.2、基于四元数的航天器姿态动力学和运动学建立
12、根据理论力学中的欧拉旋转定理：刚体绕固定点的任意位移，可以由绕通过该点的某个固定轴旋转一定角度得到；将此固定轴的单位矢量记作e，将转动的角度记作γ，则刚体的旋转运动用单位四元数表示为：
13、
14、基于单位四元数，建立n个跟随航天器的姿态运动学方程和动力学方程为：
15、
16、
17、上式中，qi表示第i个跟随航天器的本体坐标系相对于惯性坐标系的姿态；ωi表示第i个跟随航天器的本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度；ji是第i个跟随航天器的转动惯量；ui表示第i个跟随航天器的控制输入；fi表示执行器的故障程度，di是外界扰动；是姿态四元数qi的导数；是角速度ωi的导数，即为第i个跟随航天器的角加速度；v(ωi)是一个纯四元数；⊙为四元数乘法符号；
18、领航航天器的姿态运动学方程为：
19、
20、上式中，q0表示领导者航天器的本体坐标系相对于惯性坐标系的姿态；ω0表示领航者航天器的本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度；是姿态四元数q0的导数；v(ω0)是一个纯四元数；
21、多航天器系统满足以下两点假设：
22、假设1：多航天器系统中跟随航天器的转动惯量矩阵满足其2-范数||ji||2和其导数的2-范数都是有界的；此外多航天器受到的外界扰动是有界的，即其2-范数||di||2满足||di||2≤dimax,其中dimax是未知常数；
23、假设2：描述多航天器系统通信网络的有向图具有一棵有向生成树，且代表领航航天器的节点0是根；
24、多航天器姿态协同控制目标描述为：
25、在假设1和2成立的情况下，设计分布式姿态协同控制协议使得每个跟随航天器的姿态和角速度跟踪领航航天器的姿态和角速度，即使得：
26、
27、上式中，qi,v是第i个航天器姿态四元数qi的矢量，q0,v是领航航天器姿态四元数q0的矢量；
28、步骤2、设计分布式高阶滑模观测器，对领航航天器的姿态四元数、角速度以及角加速度进行估计，具体步骤如下：
29、步骤21、针对第i个跟随者航天器，将领航者航天器姿态四元数q0、角速度ω0和角加速度的估计分别记作ηi,ξi,ζi，并且令
30、步骤22、定义第i个跟随者航天器的局部姿态四元估计误差eηi、局部角速度估计误差eξi、局部角加速度估计误差eζi分别为：
31、
32、则分布式高阶滑模观测器为：
33、
34、
35、
36、
37、上式中，δω0是正的常数，矩阵h＝l+b，矩阵p＝diag((ht)-11n)为正定的对角矩阵，矩阵q＝ph+htp；在分布式高阶滑模观测器作用下，分布式高阶滑模观测器的输出值将指数收敛至领航航天器的姿态四元数、角速度以及角加速度即有：
38、
39、步骤3、利用分布式高阶滑模观测器输出的估计值，建立姿态跟踪误差模型，具体步骤如下：
40、步骤31、定义第i个跟随航天器的姿态四元数qi和角速度ωi与估计信号ηi和ξi之间的误差定义为：
41、
42、
43、上式中，是ηi的共轭，是姿态跟踪误差，是角速度跟踪误差，是旋转矩阵；
44、步骤32、对姿态跟踪误差和角速度跟踪误差求导，推导姿态跟踪误差方程为：
45、
46、
47、上式中，和分别为和的导数，αi和βi是观测器的估计误差导致的非线性项，其表达式为：
48、
49、
50、<本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种有向通信多航天器分布式容错姿态协同控制方法，其特征在于所述方法包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的有向通信多航天器分布式容错姿态协同控制方法，其特征在于所述步骤31中，是旋转矩阵，其表达式为：
3.根据权利要求1所述的有向通信多航天器分布式容错姿态协同控制方法，其特征在于所述步骤32中，αi和βi的表达式为：
【技术特征摘要】
1.一种有向通信多航天器分布式容错姿态协同控制方法，其特征在于所述方法包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的有向通信多航天器分布式容错姿态协同控制方法，其特征在...
【专利技术属性】
技术研发人员：戚文念，吴爱国，张杰，
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：
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