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)

申请日：2023-09-21

公开（公告）日：2024-07-05

公开（公告）号：CN117075635B

主分类号：G05D1/495

分类号：G05D1/495;G05D1/46;G05D101/10;G05D109/20

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.07.05#授权;2023.12.05#实质审查的生效;2023.11.17#公开

摘要：本发明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1、使用四元数的方法建立航天器运动学和动力学模型；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；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；步骤4、设计动态事件触发机制；步骤5、设计固定时间收敛观测器；步骤6、在步骤1‑5完成的基础上，设计基于事件触发机制的航天器编队固定时间稳定控制律和自适应律，实现航天器编队对期望姿态的跟踪。本发明设计的控制器能够减少航天器编队间通讯次数的控制器。

主权项：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： 其中，Ji为第i个航天器的转动惯量，ωi为第i个航天器的旋转角速度信号，是由ωi导出的方阵，qi和qi0是用四元数表示法表示的第i个航天器的姿态信号，ui是第i个航天器的控制信号，wi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： 其中，Ji0为第i个航天器的名义转动惯量，ωei为第i个航天器姿态信息与期望姿态的误差值，ωd为航天器编队的期望姿态值，qei和q0,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，Rqei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si，具体形式如下：si＝ωei+sgnq0,ei0K1Saui 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，ei为事件触发误差，代表第i个航天器的第k次触发时刻，η为恒正变量；步骤5、设计如下固定时间收敛观测器： 其中，代表第i个航天器对于期望信息的估计，γ1,γ2都是正的奇数，且γ1γ2，aij、bi、di是航天器编队参数，sigx为特殊的函数，假设x＝[x1x2x3]T，则：sigαx＝[sgnx1·|x1|αsgnx1·|x1|αsgnx1·|x1|α]T，sgn为符号函数；步骤6、在步骤1-5完成的基础上，设计基于事件触发机制的航天器编队固定时间稳定控制律和自适应律，实现航天器编队对期望姿态的跟踪，基于事件触发机制的航天器编队固定时间稳定控制律和自适应律为： 其中，Π＝αdiag{|ωei|α-1}， si是第i个航天器的滑模变量，sjtk是tk时刻获得的第j个航天器的滑模信息，k1、k2、μ、λ、α、β、z1、z2是常量，T＝1+||ωei||+||ωei||2。

全文数据：

权利要求：

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