CN108897340B - 一种通信和计算约束下航天器编队飞行相对位置控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种通信和计算约束下航天器编队飞行相对位置控制方法，包括以下步骤：建立航天器编队飞行过程相对位置误差动力学模型；基于有向图论，建立航天器编队飞行系统通信模型；考虑模型不确定性，设计无需邻居相对速度信息的自适应相对位置协同控制器；考虑通信和计算约束，设计事件触发适时通信策略。本方法能够保证航天器编队飞行系统在实现整体位置机动的同时保持编队构型不变，并且具有鲁棒性强、有效减少编队航天器之间通讯量和星载计算机计算量等优点，适用于航天器编队飞行相对位置协同控制。

Description

一种通信和计算约束下航天器编队飞行相对位置控制方法

技术领域

本发明属于航天器控制技术领域，具体来说，涉及一种通信和计算约束下航天器编队飞行相对位置控制方法。

背景技术

随着小卫星技术的发展，航天器编队飞行技术取得了广泛的应用，主要集中在深空探测和对地球测量等领域。编队中的航天器通过网络进行通信交流，以获取相邻航天器的状态信息，进而设计自身的控制信号，最终各个航天器协同完成可变基线干涉、合成孔径成像、分布式传感等航天器编队飞行任务。相比于传统单个大型航天器，编队中的航天器可采用规模化生产，集中式发射，大大降低了生产成本和发射成本。多个航天器构成的编队飞行系统鲁棒性增强，当某一个编队航天器发生故障时，其他有效工作的航天器可重新调整构型，继续完成编队飞行任务。因此，航天器编队飞行技术在航天领域发挥着越来越重要的作用。但是由于编队航天器需要通过网络进行通信，完成协同联合控制，星间交换信息量很大，频繁的信息交流会造成通信网络的拥挤或者堵塞，造成信号接收延时或者导致信号丢失。同时，与单个大型航天器相比，编队航天器的星载计算机存在计算能力受限的问题，持续的控制信号计算可能会造成星载计算机负载过重。此外，在任务完成过程中，星上携带的燃料不断消耗，使得航天器相对位置动力学模型存在不确定性。因此，保证航天器编队飞行系统，在通信资源受限、星载计算机计算能力有限和模型不确定性情况下，实现整体位置机动的同时保持构型不变，是航天器编队飞行相对位置协同控制的重要任务。

针对近距离编队航天器共面椭圆绕飞构型控制中的相位需求，专利CN201510443862.6基于相对运动动力学Hill方程的参数解，在控制量一定的前提下，采用相位改变量的正切值对控制时机及控制方向构成的二元连续函数求极值的方法，得到了实现最小控制量的相位控制关系，但是该方法需要高精度的数值积分运算，计算量大，并没有考虑编队航天器星载计算机计算能力有限的约束；专利CN201510520989.3设计了一种基于归一化神经网络的航天器编队飞行容错姿态协同控制方法，首先，考虑系统存在扰动，执行机构故障及输出饱和的情况下，建立单个航天器的姿态和角速度误差模型；其次，基于输入归一化神经网络设计控制律，使得各航天器状态达到协同一致；然后，各航天器根据自身以及邻居航天器的姿态信息，计算所需控制力矩；最后，由各自航天器的执行机构施加控制力矩于相应的航天器，实现航天器编队飞行系统姿态的一致，但是在利用通信关系获取邻居航天器信息过程中，并未考虑通信资源受限的问题。因此，如何设计协同控制器，使编队航天器减少通信量、计算量，同时对模型不确定具有鲁棒性，并且能够在实现整体位置机动的同时保持构型不变，是确保航天器编队飞行系统空间任务高效进行的重要问题。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对航天器编队飞行系统存在通信资源受限、星载计算机计算能力有限和模型不确定性等问题，提出一种无需邻居速度信息的自适应相对位置协同控制方法，它是一种鲁棒性强且能够减少编队航天器之间通信量、计算量的控制方法，解决了航天器编队飞行系统在协同位置机动过程，通信资源受限、星载计算机计算能力有限以及模型不确定性情况下的相对位置协同控制问题，使航天器编队飞行系统在很大程度上减轻了编队航天器之间通信的资源占用，节省了星上计算资源，并且具有鲁棒能力。

为实现上述技术目的，本发明的技术方案如下：

一种通信和计算约束下航天器编队飞行相对位置控制方法，包括以下步骤：

S1：建立航天器编队飞行过程相对位置误差动力学模型；

S2：基于有向图论，建立航天器编队飞行系统通信模型；

S3：考虑模型不确定性，设计无需邻居相对速度信息的自适应相对位置协同控制器；

S4：考虑通信和计算约束，设计事件触发适时通信策略。

进一步地，S1中，考虑由n个航天器构成的航天器编队飞行系统，以地心为原点，建立地心惯性坐标系O-XYZ，其中，O固定在地心上，OX轴沿着地球赤道平面和黄道平面的交线指向春分点，OZ轴指向北极，OY轴垂直于OX轴和OZ轴构成的平面，且OX轴，OY轴和OZ轴构成右手坐标系；设定一个虚拟航天器作为参考航天器，建立虚拟航天器参考坐标系LVLH，其坐标轴以o-xyz表示，其中，o位于参考航天器的质心，ox轴为参考航天器运行轨道的矢径方向，oz轴垂直于参考轨道平面，oy轴与ox轴、oz轴构成右手坐标系；假设参考航天器运行于真近点角为θ，半长轴为a_c，离心率为e_c的椭圆轨道，相对于地心的位置为R_c＝[R_c,0,0]^T，其中

表示参考航天器与地心在x轴方向上的距离；在虚拟航天器参考坐标系LVLH中，建立航天器编队飞行过程相对位置动力学模型为：

其中，ρ_i＝[ρ_ix,ρ_iy,ρ_iz]^T表示第i个航天器相对于参考航天器的位置，其中，ρ_ix，ρ_iy，ρ_iz分别为第i个航天器相对于参考航天器在x轴，y轴，z轴上的距离；v_i＝[v_ix,v_iy,v_iz]^T表示第i个航天器相对于参考航天器的速度，其中，v_ix，v_iy，v_iz分别为第i个航天器相对于参考航天器在x轴，y轴，z轴上的速度；m_i表示第i个航天器的质量；u_i表示第i个航天器的控制输入信号；

表示第i个航天器的科氏力和离心力矩阵,其中，

为参考航天器真近点角θ的一阶导数；

表示第i个航天器的时变非线性项，如下：

其中，

为参考航天器真近点角θ的二阶导数；μ表示地心引力常数；

反映参考航天器的平均运动；

表示第i个航天器相对于地心的距离；n_i(R_i,R_c)表示第i个航天器的重力力矩，定义如下：

在此基础上，在虚拟航天器参考坐标系LVLH中，建立航天器编队飞行过程相对位置误差动力学模型；以如图3(a)所示的四个航天器构成的航天器编队飞行系统为例进行说明，记第i个航天器的期待位置为ρ_i ^d；编队中心位置为

第i个航天器的期待位置相对于编队中心位置为ρ_i ^F，则上述三者满足关系

如图3(b)所示；定义相对位置误差为

第i个航天器的期待速度为

则相对速度误差为

航天器编队飞行过程相对位置误差动力学模型为：

进一步地，S2中，所述基于有向图论，建立航天器编队飞行系统通信模型：假设航天器编队飞行系统中所有航天器之间通过网络进行有向信息交流，只有存在信息交流路径的邻近航天器能够进行通信；通信模型描述为带权重的有向图

且具有有向生成树，其中，

表示由n个航天器组成的节点集合；

表示编队成员之间的信息交流路径；

表示第i个航天器和第j个航天器之间的信息交流强度系数矩阵，信息交流强度系数a_ij的定义为：

其中，a_ij＞0(i≠j)表示第i个航天器和第j个航天器之间能够进行信息交流；a_ij＝0(i≠j)表示第i个航天器和第j个航天器之间不能进行信息交流；a_ii＝0(i＝j)表示航天器自身不通过通信网络进行信息交流；

的拉普拉斯矩阵为

其中

l_ij＝-a_ij(i≠j)。

进一步地，S3中，基于S1建立的编队飞行过程相对位置误差动力学模型和S2建立的航天器编队飞行系统通信模型，设计无需邻居相对速度信息的自适应相对位置协同控制器。首先，定义下列两个辅助变量：

其中，

表示第j个航天器在虚拟航天器参考坐标系LVLH中与期待位置之间的位置误差，α＞0为正的类比例调节常数。

其次，考虑模型不确定性，设计无需邻居相对速度信息的自适应相对位置协同控制器为：

自适应控制率为：

其中，K_i＞0和k_i＞0均表示控制器的增益；

表示第i个航天器质量的估计值；η_i＞0，表示自适应率的增益；

表示回归矩阵。

进一步地，S4中，考虑通信和计算约束，设计事件触发通信策略，适时通信，进行信息传递和更新控制器。首先，定义三个基于状态的测量误差，如下：

其中，t表示时间，

(k＝1,2,...)表示第i个航天器最近一次触发事件的时刻，

表示第i个航天器下一事件触发时刻；

表示当前触发时刻辅助变量s_i的值；

表示第j个航天器在

时刻的相对位置误差值；

表示质量的估计值与回归矩阵乘积

当前触发时刻的值；

表示第i个航天器当前触发时刻的相对位置误差值；第i个航天器下一触发时刻

通过下列通信策略获得：

其中，

表示在

条件下，满足f_i≥0的最小时间值，f_i表示事件触发函数，定义如下：

其中，

δ₁＝(λ_max(K_i)+2λ_max(k_i)+2-λ_min(K_i))/2，δ₂＝λ_max(K_i)+λ_max(k_i)+1；

其中σ_i＞0，ξ_i＞0，Δ＞0均为正的调节常数。

进一步地，所述事件触发函数f_i采取的事件触发策略为：当第i个航天器的事件触发函数f_i＞0时，则第i个航天器触发一次事件，无需邻居的相对速度信息，只需要用当前时刻的自身的相对速度以及与邻居之间的相对位置误差更新自适应相对位置协同控制器，并且把当前更新的相对位置误差信息传递给相邻的航天器；同时，三个基于状态的测量误差e_i，ε_i，γ_i均被置为零；当第i个航天器接收到邻居传递的更新的相对位置误差信息时，立刻更新自己的控制器。在两次事件触发时刻之间，编队航天器之间不需要互相通信，协同控制器u_i保持不变。所以，更新无需邻居相对速度信息的第i个航天器的控制输入信号为：

本发明的有益效果：

(1)本发明的一种通信和计算约束下航天器编队飞行相对位置控制方法，考虑实际中编队航天器通信和计算约束，基于事件触发策略，适时通信，进行信息传递和更新控制器，有效地减少了航天器编队飞行系统的通信量和计算量；

(2)本发明针对的是航天器编队飞行系统整体机动并在机动过程保持构型不变的协同控制阶段，这期间航天器编队飞行系统随着燃料不断消耗，系统模型会出现不确定性因素，基于自适应技术，对各航天器质量进行估计，提高系统的鲁棒性，从而保证空间任务高效地进行，具有很强的工程意义。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本方法的流程图；

图2为本发明实施例中航天器编队飞行系统坐标系示意图；

图3为本发明实施例中航天器编队飞行系统构型保持示意图；

图4为本发明实施例中航天器编队飞行系统通信拓扑结构示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1所示，本发明的一种通信和计算约束下航天器编队飞行相对位置控制方法步骤为：首先，建立航天器编队飞行过程相对位置误差动力学模型；然后，基于有向图论，建立航天器编队飞行系统通信模型；接着，考虑模型不确定性，设计无需邻居相对速度信息的自适应相对位置协同控制器；最后，考虑通信和计算约束，设计事件触发通信策略，适时通信，进行信息传递和更新控制器。整个系统的原理框图如图1所示，具体实施步骤如下：

第一步，考虑由n个航天器构成的航天器编队飞行系统，以图2为例进行说明：以地心为原点，建立地心惯性坐标系(O-XYZ，其中O固定在地心上，OX轴沿着地球赤道平面和黄道平面的交线指向春分点，OZ轴指向北极，OY轴垂直于OX轴和OZ轴构成的平面，且OX轴，OY轴和OZ轴构成右手坐标系)；设定一个虚拟航天器作为参考航天器，建立虚拟航天器参考坐标系LVLH(o-xyz，其中o位于参考航天器的质心，ox轴为参考航天器运行轨道的矢径方向，oz轴垂直于参考轨道平面，oy轴与ox轴、oz轴构成右手坐标系)；参考航天器运行于真近点角为θ，半长轴为a_c，离心率为e_c的椭圆轨道，这里我们分别取a_c＝7000km，e_c＝0.02,真近点角的初始值θ(0)＝0rad；参考航天器相对于地心的位置为R_c＝[R_c,0,0]^T，其中

表示参考航天器与地心在x轴方向上的距离；在虚拟航天器参考坐标系LVLH中，建立航天器编队过程相对位置动力学模型：

其中，ρ_i＝[ρ_ix,ρ_iy,ρ_iz]^T表示第i个航天器相对于参考航天器的位置，其中，ρ_ix，ρ_iy，ρ_iz分别为第i个航天器相对于参考航天器在x轴，y轴，z轴上的距离；v_i＝[v_ix,v_iy,v_iz]^T表示第i个航天器相对于参考航天器的速度，其中，v_ix，v_iy，v_iz分别为第i个航天器相对于参考航天器在x轴，y轴，z轴上的速度；m_i表示第i个航天器的质量，这里我们取m₁＝m₂＝m₃＝m₄＝20kg；u_i表示第i个航天器的控制输入信号；

表示第i个航天器的科氏力和离心力矩阵,其中，

为参考航天器真近点角θ的一阶导数；

表示第i个航天器的时变非线性项，如下：

其中，

为参考航天器真近点角θ的二阶导数；μ表示地心引力常数，取值为μ＝3.986×10¹⁴；

反映参考航天器的平均运动，由μ和a_c的值计算为n_c＝0.0011；

表示第i个航天器相对于地心的距离；n_i(R_i,R_c)表示第i个航天器的重力力矩，定义如下：

在此基础上，在虚拟航天器参考坐标系LVLH中，建立航天器编队飞行过程相对位置误差动力学模型；以四个航天器构成的航天器编队飞行系统为例进行说明，如图3(a)所示，记第i个航天器期待的相对位置为ρ_i ^d；编队中心位置为

第i个航天器的期待位置相对于编队中心的位置为ρ_i ^F，则上述三者满足关系

如图3(b)所示；定义相对位置误差为

第i个航天器的期待速度为

则相对速度误差为

航天器编队飞行过程相对位置误差动力学模型为：

根据实际航天器编队飞行系统，考虑四颗质量均为20kg的微小卫星构成的航天器编队飞行系统；初始时刻，四颗航天器运行在以参考航天器为中心，半径为500m的空间圆上，组成正四边形编队构型，且存在一定的队形初始偏差，要求航天器编队飞行系统整体机动到以(500,0,0)为圆心，半径为800m的空间圆上并保持正四边形队形运行；四颗航天器的初始位置分别为ρ₁(0)＝[250,20,423]^Tm，ρ₂(0)＝[-15,-505,10]^Tm，

ρ₄(0)＝[5,500,15]^Tm；编队航天器相对于编队中心的位置

其中，λ(t)＝1+3(1-exp(-t²/2χ))/5，

第二步，基于有向图论，建立的航天器编队飞行系统通信模型：航天器编队飞行系统中所有航天器之间通过网络进行有向信息交流，只有存在信息交流路径的邻近航天器能够进行通信；通信模型描述为带权重的有向图

且具有有向生成树，其中，

表示由n个编队航天器的组成的节点集合；

表示编队航天器之间的信息交流路径；

表示第i个航天器和第j个航天器之间的信息交流强度系数矩阵，考虑四颗航天器构成的航天器编队飞行系统，通信情况如图4所示，信息交流强度系数a_ij的可选为a₁₂＝0.01，a₂₃＝0.01，a₃₄＝0.01，a₄₁＝0.01，其余元素为0。这表明，第一个航天器能接收到第四个航天器传递的状态信息，并将自身的状态信息传递给第二个航天器；第二个航天器能接收到第一个航天器的状态信息，并将自身的状态信息传递给第三个航天器；第三个航天器能接收到第二个航天器传递的状态信息，并将自身的状态信息给第四个航天器；第四个航天器能接收到第三个航天器传递的状态信息，并将自身的状态信息传递给第一个航天器。除此之外，各航天器之间不能进行信息交流。

的拉普拉斯矩阵为

如下：

第三步，基于第一步建立的航天器编队飞行过程相对位置误差动力学模型和第二步中建立的航天器编队飞行系统通信模型，设计无需邻居相对速度信息的自适应相对位置协同控制器。首先，定义下列两个辅助变量：

其中，

表示第j个航天器在虚拟航天器参考坐标系LVLH中与期待位置之间的位置误差，α＞0为正的类比例调节常数，通过调参，选为α＝0.9。

其次，考虑模型不确定性，，设计无需邻居相对速度信息的自适应相对位置协同控制器为：

自适应控制率为：

其中，K_i＞0和k_i＞0均表示控制器的增益，通过调参，分为选为下列数值：K₁＝65,K₂＝34,K₃＝85,K₄＝100,k₁＝3.5,k₂＝2,k₃＝3,k₄＝5；

表示第i个航天器质量的估计值；η_i＞0(i＝1,2,3,4)，表示自适应率的增益，通过调参，选为η₁＝η₂＝η₃＝η₄＝0.5；

表示回归矩阵。

第四步，基于第三步设计的无需邻居相对速度信息的自适应相对位置协同控制器，考虑通信和计算约束，设计事件触发通信策略，适时通信，进行信息传递和更新控制器。首先，定义三个基于状态的测量误差，如下：

其中，t表示时间，

(k＝1,2,...)表示第i个航天器最近一次触发事件的时刻，

表示第i个航天器下一事件触发时刻；

表示当前触发时刻辅助变量s_i的值；

表示第j个航天器在

时刻的相对位置误差值；

表示质量的估计值与回归矩阵乘积

当前触发时刻的值；

表示第i个航天器当前触发时刻的相对位置误差值；第i个航天器下一触发时刻

通过下列通信策略获得：

其中，

表示在

条件下，满足f_i≥0的最小时间值，f_i表示触发函数，定义如下：

其中，

δ₁＝(λ_max(K_i)+2λ_max(k_i)+2-λ_min(K_i))/2，δ₂＝λ_max(K_i)+λ_max(k_i)+1；

其中σ_i＞0，ξ_i＞0，Δ＞0均为正的调节常数。K_i和k_i(i＝1,2,3,4)在第二步中已经选择；通过调参，选σ_i＝4.8，ξ_i＝35，Δ＝0.1。

基于上述设计的事件触发函数，本发明采取的事件触发策略概括为：当第i个航天器的事件触发函数f_i＞0时，则第i个航天器触发一次事件，无需邻居的相对速度信息，只需要用当前时刻的自身的相对速度以及与邻居之间的相对位置误差更新自适应相对位置协同控制器，并且把当前更新的相对位置误差信息传递给相邻的航天器；同时，三个基于状态的测量误差e_i，ε_i，γ_i均被置为零；当第i个航天器接收到邻居传递的更新的相对位置误差信息时，立刻更新自己的控制器。在两次事件触发时刻之间，编队航天器之间不需要互相通信，协同控制器u_i保持不变。所以，更新无需邻居相对速度信息的第i个航天器的控制输入信号为：

通过Matlab仿真，可以得到通信和计算约束下航天器编队飞行相对位置控制方法，可以实现存在通信资源受限、星载计算机计算计算能力有限和模型不确定性作用下，航天器编队飞行系统整体位置机动同时构型不变，本方法具有较强的鲁棒性且能够有效减少编队航天器之间通讯量和星载计算机的计算量。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种通信和计算约束下航天器编队飞行相对位置控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1：建立航天器编队飞行过程相对位置误差动力学模型；

S2：基于有向图论，建立航天器编队飞行系统通信模型；

S3：考虑模型不确定性，设计无需邻居相对速度信息的自适应相对位置协同控制器；

S4：考虑通信和计算约束，设计事件触发适时通信策略；

S1中，考虑由n个航天器构成的航天器编队飞行系统，以地心为原点，建立地心惯性坐标系O-XYZ，其中，O固定在地心上，OX轴沿着地球赤道平面和黄道平面的交线指向春分点，OZ轴指向北极，OY轴垂直于OX轴和OZ轴构成的平面，且OX轴，OY轴和OZ轴构成右手坐标系；设定一个虚拟航天器作为参考航天器，建立虚拟航天器参考坐标系LVLH，其坐标轴以o-xyz表示，其中，o位于参考航天器的质心，ox轴为参考航天器运行轨道的矢径方向，oz轴垂直于参考轨道平面，oy轴与ox轴、oz轴构成右手坐标系；假设参考航天器运行于真近点角为θ，半长轴为a_c，离心率为e_c的椭圆轨道，相对于地心的位置为R_c＝[R_c,0,0]^T，其中

表示参考航天器与地心在x轴方向上的距离；在虚拟航天器参考坐标系LVLH中，建立航天器编队飞行过程相对位置动力学模型为：

其中，ρ_i＝[ρ_ix,ρ_iy,ρ_iz]^T表示第i个航天器相对于参考航天器的位置，其中，ρ_ix，ρ_iy，ρ_iz分别为第i个航天器相对于参考航天器在x轴，y轴，z轴上的距离；v_i＝[v_ix,v_iy,v_iz]^T表示第i个航天器相对于参考航天器的速度，其中，v_ix，v_iy，v_iz分别为第i个航天器相对于参考航天器在x轴，y轴，z轴上的速度；m_i表示第i个航天器的质量；u_i表示第i个航天器的控制输入信号；

表示第i个航天器的科氏力和离心力矩阵，其中，

为参考航天器真近点角θ的一阶导数；

表示第i个航天器的时变非线性项，如下：

其中，

为参考航天器真近点角θ的二阶导数；μ表示地心引力常数；

反映参考航天器的平均运动；

表示第i个航天器相对于地心的距离；n_i(R_i,R_c)表示第i个航天器的重力力矩，定义如下：

在此基础上，在虚拟航天器参考坐标系LVLH中，建立航天器编队飞行过程相对位置误差动力学模型；记第i个航天器的期待位置为ρ_i ^d；编队中心位置为

第i个航天器的期待位置相对于编队中心位置为ρ_iF，则上述三者满足关系

定义相对位置误差为

第i个航天器的期待速度为

则相对速度误差为

航天器编队飞行过程相对位置误差动力学模型为：

S2中，所述基于有向图论，建立航天器编队飞行系统通信模型：假设航天器编队飞行系统中所有航天器之间通过网络进行有向信息交流，只有存在信息交流路径的邻近航天器能够进行通信；通信模型描述为带权重的有向图

且具有有向生成树，其中，

表示由n个航天器组成的节点集合；

表示编队成员之间的信息交流路径；

表示第i个航天器和第j个航天器之间的信息交流强度系数矩阵，信息交流强度系数a_ij的定义为：

其中，a_ij＞0(i≠j)表示第i个航天器和第j个航天器之间能够进行信息交流；a_ij＝0(i≠j)表示第i个航天器和第j个航天器之间不能进行信息交流；a_ij＝0(i＝j)表示航天器自身不通过通信网络进行信息交流；

的拉普拉斯矩阵为

其中

l_ij＝-a_ij(i≠j)；

S3中，基于S1建立的编队飞行过程相对位置误差动力学模型和S2建立的航天器编队飞行系统通信模型，设计无需邻居相对速度信息的自适应相对位置协同控制器；首先，定义下列两个辅助变量：

其中，

表示第j个航天器在虚拟航天器参考坐标系LVLH中与期待位置之间的位置误差，α＞0为正的类比例调节常数；

其次，考虑模型不确定性，设计无需邻居相对速度信息的自适应相对位置协同控制器为：

自适应控制率为：

其中，K_i＞0和k_i＞0均表示控制器的增益；

表示第i个航天器质量的估计值；η_i＞0，表示自适应率的增益；

表示回归矩阵。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，S4中，考虑通信和计算约束，设计事件触发通信策略，适时通信，进行信息传递和更新控制器；

首先，定义三个基于状态的测量误差，如下：

其中，t表示时间，

,k＝1,2,…表示第i个航天器最近一次触发事件的时刻，

表示第i个航天器下一事件触发时刻；

表示当前触发时刻辅助变量s_i的值；

表示第j个航天器在

时刻的相对位置误差值；

表示质量的估计值与回归矩阵乘积

当前触发时刻的值；

表示第i个航天器当前触发时刻的相对位置误差值；第i个航天器下一触发时刻

通过下列通信策略获得：

其中，

表示在

条件下，满足f_i≥0的最小时间值，f_i表示事件触发函数，定义如下：

其中，

δ₁＝(λ_max(K_i)+2λ_max(k_i)+2-λ_min(K_i))/2，δ₂＝λ_max(K_i)+λ_max(k_i)+1；

其中σ_i＞0，ξ_i＞0，Δ＞0均为正的调节常数。

3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述事件触发函数f_i采取的事件触发策略为：当第i个航天器的事件触发函数f_i＞0时，则第i个航天器触发一次事件，无需邻居的相对速度信息，只需要用当前时刻的自身的相对速度以及与邻居之间的相对位置误差更新自适应相对位置协同控制器，并且把当前更新的相对位置误差信息传递给相邻的航天器；同时，三个基于状态的测量误差e_i，ε_i，γ_i均被置为零；当第i个航天器接收到邻居传递的更新的相对位置误差信息时，立刻更新自己的控制器，在两次事件触发时刻之间，编队航天器之间不需要互相通信，协同控制器u_i保持不变，则更新无需邻居相对速度信息的第i个航天器的控制输入信号为：

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