本發(fā)明涉及航天器控制，尤其涉及一種考慮擾動(dòng)的航天器編隊(duì)自觸發(fā)姿態(tài)協(xié)同控制方法。

背景技術(shù)：

1、隨著航天微電子技術(shù)的快速發(fā)展，由一些小型航天器組成的航天器編隊(duì)系統(tǒng)的工作模式引起了學(xué)者們的廣泛關(guān)注。與單個(gè)大型航天器相比，航天器編隊(duì)具有更強(qiáng)的魯棒性、更好的靈活性以及更低的成本。因此，航天器編隊(duì)在地球觀測、天基合成孔徑雷達(dá)等方面具有巨大的應(yīng)用潛力。

2、然而，航天器上的通信和計(jì)算資源有限，而編隊(duì)控制器的連續(xù)更新會(huì)消耗編隊(duì)航天器大量的通信和計(jì)算資源。為了節(jié)約編隊(duì)系統(tǒng)資源，常用的方法是讓數(shù)字控制器定期的發(fā)送控制指令，即采樣。然而，這種方法缺乏靈活性和可拓展性，資源節(jié)約效率不高。事件觸發(fā)控制通過設(shè)計(jì)控制系統(tǒng)的響應(yīng)條件來節(jié)約系統(tǒng)資源，在資源節(jié)約上具有非常大的潛力。因此，需要研究基于事件觸發(fā)的航天器編隊(duì)控制算法以節(jié)約編隊(duì)航天器的資源。

3、需要注意的是，事件觸發(fā)控制算法需要引入一個(gè)連續(xù)計(jì)算的觸發(fā)機(jī)制來判斷觸發(fā)條件是否滿足，這極大地消耗了編隊(duì)航天器的計(jì)算資源。因此，為了進(jìn)一步避免連續(xù)檢測裝置的引入，需要設(shè)計(jì)自觸發(fā)編隊(duì)控制算法來節(jié)約編隊(duì)航天器的計(jì)算資源。

4、目前，研究人員所提出的自觸發(fā)編隊(duì)控制算法大多是針對線性系統(tǒng)設(shè)計(jì)的，不能直接運(yùn)用于具有復(fù)雜非線性的航天器編隊(duì)姿態(tài)系統(tǒng)中。此外，在下一觸發(fā)時(shí)刻的計(jì)算中，現(xiàn)有的算法大多需要進(jìn)行對數(shù)計(jì)算，這使得對下一觸發(fā)時(shí)刻的計(jì)算過于保守，嚴(yán)重影響了所設(shè)算法的資源節(jié)約效率。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、針對上述航天器編隊(duì)上的通信和計(jì)算資源有限，航天器編隊(duì)上的控制器連續(xù)更新會(huì)消耗航天器編隊(duì)大量的通信和計(jì)算資源這一技術(shù)問題，本發(fā)明的目的在于提供一種考慮擾動(dòng)的航天器編隊(duì)自觸發(fā)姿態(tài)協(xié)同控制方法，所述方法包括：

2、s1、預(yù)設(shè)航天器編隊(duì)，航天器編隊(duì)包括若干個(gè)航天器，若干個(gè)航天器通信連接，根據(jù)航天器編隊(duì)的實(shí)際運(yùn)行環(huán)境建立若干個(gè)航天器的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型和動(dòng)力學(xué)模型；

3、s2、根據(jù)若干個(gè)航天器的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型和動(dòng)力學(xué)模型設(shè)計(jì)若干個(gè)航天器的狀態(tài)誤差函數(shù)，根據(jù)狀態(tài)誤差函數(shù)設(shè)計(jì)狀態(tài)測量誤差函數(shù)，根據(jù)狀態(tài)誤差函數(shù)和狀態(tài)測量誤差函數(shù)設(shè)計(jì)自觸發(fā)姿態(tài)協(xié)同控制律和自觸發(fā)函數(shù)；

4、s3、根據(jù)自觸發(fā)函數(shù)計(jì)算航天器編隊(duì)中每個(gè)航天器對應(yīng)的當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻，并在當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻將每個(gè)航天器對應(yīng)的狀態(tài)發(fā)送至相鄰航天器，在每個(gè)航天器對應(yīng)的當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻，根據(jù)每個(gè)航天器在對應(yīng)的當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻的狀態(tài)和已經(jīng)接收到的相鄰航天器在各自對應(yīng)的當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻的狀態(tài)更新自觸發(fā)姿態(tài)協(xié)同控制律和自觸發(fā)函數(shù)；

5、s4、根據(jù)自觸發(fā)姿態(tài)協(xié)同控制律計(jì)算出每個(gè)航天器在對應(yīng)的當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻的控制輸入力矩，根據(jù)自觸發(fā)函數(shù)計(jì)算出每個(gè)航天器對應(yīng)的下一個(gè)觸發(fā)時(shí)刻，由此實(shí)現(xiàn)航天器編隊(duì)的自觸發(fā)姿態(tài)協(xié)同控制。

6、優(yōu)選地，s1中根據(jù)航天器編隊(duì)的實(shí)際運(yùn)行環(huán)境建立若干個(gè)航天器的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型和動(dòng)力學(xué)模型，姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型具體為：

7、

8、其中，

9、式中，σi為第i個(gè)航天器的實(shí)時(shí)姿態(tài)，為第i個(gè)航天器的實(shí)時(shí)姿態(tài)σi的一階導(dǎo)數(shù)，ωi為第i個(gè)航天器的實(shí)時(shí)角速度，i3為3×3維單位矩陣，g(σi)為中間過程變量，||σi||表示第i個(gè)航天器的實(shí)時(shí)姿態(tài)σi的2-范數(shù)，σi×表示第i個(gè)航天器的實(shí)時(shí)姿態(tài)σi的反對稱矩陣，

10、優(yōu)選地，s1中根據(jù)航天器編隊(duì)的實(shí)際運(yùn)行環(huán)境建立若干個(gè)航天器的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型和動(dòng)力學(xué)模型，動(dòng)力學(xué)模型具體為：

11、

12、式中，為第i個(gè)航天器的慣性矩陣，為第i個(gè)航天器的實(shí)時(shí)角速度ωi的一階導(dǎo)數(shù)，ωi×表示第i個(gè)航天器的實(shí)時(shí)姿態(tài)ωi的反對稱矩陣，為第i個(gè)航天器的控制輸入力矩，為第i個(gè)航天器的廣義擾動(dòng)力矩。

13、優(yōu)選地，s2中根據(jù)若干個(gè)航天器的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型和動(dòng)力學(xué)模型設(shè)計(jì)若干個(gè)航天器的狀態(tài)誤差函數(shù)，具體包括如下：

14、s21、預(yù)設(shè)航天器的期望姿態(tài)σd和期望角速度ωd；

15、s22、根據(jù)每個(gè)航天器的實(shí)時(shí)姿態(tài)σi、航天器編隊(duì)中相鄰航天器在各自對應(yīng)的當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻的姿態(tài)以及預(yù)設(shè)的航天器的期望姿態(tài)σd設(shè)計(jì)每個(gè)航天器相對于航天器編隊(duì)的姿態(tài)誤差；

16、s23、根據(jù)每個(gè)航天器的實(shí)時(shí)角速度ωi、航天器編隊(duì)中相鄰航天器在各自對應(yīng)的當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻的角速度以及預(yù)設(shè)的航天器的期望角速度ωd設(shè)計(jì)每個(gè)航天器相對于航天器編隊(duì)的角速度誤差；

17、s24、根據(jù)姿態(tài)誤差和角速度誤差設(shè)計(jì)每個(gè)航天器相對于航天器編隊(duì)的狀態(tài)誤差函數(shù)。

18、優(yōu)選地，s22中每個(gè)航天器相對于航天器編隊(duì)的姿態(tài)誤差可用公式表示為：

19、

20、式中，χ1i為第i個(gè)航天器相對于航天器編隊(duì)的姿態(tài)誤差，為第j個(gè)航天器對應(yīng)的當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻，為第j個(gè)航天器在當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻的姿態(tài)，σd為航天器的期望姿態(tài)，aij表示第i個(gè)航天器和第j個(gè)航天器之間的通信相關(guān)性系數(shù)，bi表示第i個(gè)航天器的期望信息獲取系數(shù)，n為航天器編隊(duì)中航天器的總數(shù)。

21、優(yōu)選地，s23中每個(gè)航天器相對于航天器編隊(duì)的角速度誤差可用公式表示為：

22、

23、式中，χ2i為第i個(gè)航天器相對于航天器編隊(duì)的角速度誤差，ωd為航天器的期望角速度，為第j個(gè)航天器在當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻的角速度。

24、優(yōu)選地，s24中每個(gè)航天器相對于航天器編隊(duì)的狀態(tài)誤差函數(shù)可用公式表示為：

25、si＝rχ1i+χ2i

26、式中，si為第i個(gè)航天器相對于航天器編隊(duì)的狀態(tài)誤差，r為正常數(shù)。

27、優(yōu)選地，s2中根據(jù)狀態(tài)誤差函數(shù)設(shè)計(jì)狀態(tài)測量誤差函數(shù)，狀態(tài)測量誤差函數(shù)可用公式表示為：

28、

29、式中，為第i個(gè)航天器的狀態(tài)測量誤差，為第i個(gè)航天器對應(yīng)的當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻，為第i個(gè)航天器在當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻的狀態(tài)誤差。

30、優(yōu)選地，s2中根據(jù)狀態(tài)誤差函數(shù)和狀態(tài)測量誤差函數(shù)設(shè)計(jì)自觸發(fā)姿態(tài)協(xié)同控制律和自觸發(fā)函數(shù)，自觸發(fā)姿態(tài)協(xié)同控制律可用公式表示為：

31、

32、其中，

33、式中，ui為第i個(gè)航天器的控制輸入力矩，υi為中間過程變量，m為反饋系數(shù)，m＞1，為第i個(gè)航天器在當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻相對于航天器編隊(duì)的姿態(tài)誤差χ1i的一階導(dǎo)數(shù)，為第i個(gè)航天器在當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻的角速度，為第i個(gè)航天器在當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻的期望角速度ωd的一階導(dǎo)數(shù)。

34、優(yōu)選地，s2中根據(jù)狀態(tài)誤差函數(shù)和狀態(tài)測量誤差函數(shù)設(shè)計(jì)自觸發(fā)姿態(tài)協(xié)同控制律和自觸發(fā)函數(shù)，自觸發(fā)函數(shù)可用公式表示為：

35、

36、其中，

37、δ≥||fi||

38、

39、式中，為第i個(gè)航天器的下一個(gè)觸發(fā)時(shí)刻，fi為第i個(gè)航天器的非線性項(xiàng)，δ為非線性項(xiàng)||fi||的上界，ηi為中間過程變量，ηi(0)為中間過程變量ηi的初始值，為中間過程變量ηi的一階導(dǎo)數(shù)，α和均為正常數(shù)。

40、上述一種考慮擾動(dòng)的航天器編隊(duì)自觸發(fā)姿態(tài)協(xié)同控制方法，首先根據(jù)航天器編隊(duì)的實(shí)際運(yùn)行環(huán)境建立每個(gè)航天器的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型和動(dòng)力學(xué)模型，然后基于姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型和動(dòng)力學(xué)模型設(shè)計(jì)每個(gè)航天器的狀態(tài)誤差函數(shù)，并根據(jù)每個(gè)航天器的狀態(tài)誤差函數(shù)設(shè)計(jì)狀態(tài)測量誤差函數(shù)，根據(jù)狀態(tài)誤差函數(shù)和狀態(tài)測量誤差函數(shù)設(shè)計(jì)自觸發(fā)姿態(tài)協(xié)同控制律和自觸發(fā)函數(shù)；接著根據(jù)自觸發(fā)函數(shù)計(jì)算航天器編隊(duì)中每個(gè)航天器對應(yīng)的當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻，并在當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻將每個(gè)航天器對應(yīng)的狀態(tài)發(fā)送至相鄰航天器，在每個(gè)航天器對應(yīng)的當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻，根據(jù)每個(gè)航天器在對應(yīng)的當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻的狀態(tài)和已經(jīng)接收到的相鄰航天器在各自對應(yīng)的當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻的狀態(tài)更新自觸發(fā)姿態(tài)協(xié)同控制律和自觸發(fā)函數(shù)；最后根據(jù)自觸發(fā)姿態(tài)協(xié)同控制律計(jì)算出每個(gè)航天器在對應(yīng)的當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻的控制輸入力矩，根據(jù)自觸發(fā)函數(shù)計(jì)算出每個(gè)航天器對應(yīng)的下一個(gè)觸發(fā)時(shí)刻，由此實(shí)現(xiàn)航天器編隊(duì)的自觸發(fā)姿態(tài)協(xié)同控制。該方法利用當(dāng)前觸發(fā)時(shí)刻狀態(tài)來估算下一觸發(fā)時(shí)刻，能夠避免連續(xù)計(jì)算，且觸發(fā)機(jī)制的運(yùn)行不需要用到相鄰航天器的連續(xù)狀態(tài)，與傳統(tǒng)的事件觸發(fā)控制相比，該方法在適當(dāng)增加觸發(fā)頻率的前提下能夠避免連續(xù)計(jì)算且顯著提高控制系統(tǒng)性能。