CN115657698A - 基于事件触发的航天器编队姿态协同控制方法 - Google Patents

基于事件触发的航天器编队姿态协同控制方法 Download PDF

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CN115657698A
CN115657698A CN202211178812.6A CN202211178812A CN115657698A CN 115657698 A CN115657698 A CN 115657698A CN 202211178812 A CN202211178812 A CN 202211178812A CN 115657698 A CN115657698 A CN 115657698A
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谢雄
绳涛
白玉铸
赵勇
陈利虎
宋新
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Abstract

本发明公开了一种基于事件触发的航天器编队姿态协同控制方法，包括：建立考虑外部扰动和模型不确定性的航天器编队系统姿态动力学模型；根据编队航天器的姿态和角速度信息、以及编队航天器之间的通信关系，设定协同误差辅助变量；根据协同误差辅助变量，设定测量误差变量；根据协同误差辅助变量和测量误差变量，确定事件触发姿态协同控制律和事件触发条件；根据事件触发姿态协同控制律控制编队航天器的姿态和角速度，并判断事件触发条件是否满足，若是，则更新编队航天器对应的事件触发姿态协同控制律，并将编队航天器的状态信息发送给相邻编队航天器。本发明能够在保证编队系统具有良好控制性能的同时显著节约编队系统的能源、通信和计算资源。

Description

基于事件触发的航天器编队姿态协同控制方法
技术领域
本发明涉及航天器控制技术领域，尤其涉及一种基于事件触发的航天器编队姿态协同控制方法。
背景技术
由于航天器编队飞行能够突破单颗航天器体积和质量的限制，具备更高的可靠性、灵活性以及更强的系统性能，使得航天器编队系统在地球监测、深空探测、天基合成孔径雷达等领域具有广泛的应用前景，是未来航天技术发展的主要方向。编队航天器的姿态协同控制问题是航天器编队协同控制最关键和最基础的问题之一，在实际的航天器编队飞行任务中，姿态协同控制的目的是设计一个协同控制器使得各编队航天器的姿态协同收敛到期望姿态。
目前，针对航天器编队协同控制所设计的姿态协同控制算法大多需要连续更新，但是姿态协同控制器的连续更新会消耗编队航天器大量的能源、通信和计算资源，并且当各编队航天器的姿态趋于一致后，连续更新姿态协同控制器只会徒增功耗。由于编队航天器上的能源、通信和计算资源都是有限且宝贵的，因此，在设计姿态协同控制器时，必须要考虑到航天器编队系统资源受限问题。
为了节约航天器编队系统资源，目前主要采用时间触发方式或者事件触发方式来设计姿态协同控制算法。其中，现有的基于时间触发方式的航天器编队姿态协同控制方案通过时间触发的方式让数字控制器定期的发送控制指令，基于控制指令进行控制器更新。现有的基于事件触发方式的航天器编队姿态协同控制方案通过设计控制系统的响应条件来节约资源，控制器只有在响应条件得到满足时才进行更新。
然而，现有的基于时间触发方式的航天器编队姿态协同控制方案为了保证控制系统的稳定，采样频率不能过低，这使得协同控制器的计算次数较多，会占用过多的计算资源，且缺乏灵活性和可扩展性，节约资源的效率较低。现有的基于事件触发方式的航天器编队姿态协同控制方案没有考虑外部扰动和模型不确定性，而编队航天器在轨运行时，不可避免地会受到扰动和不确定性的影响，不考虑这些因素会降低控制系统的精度，甚至可能会使整个闭环系统失稳，并且所考虑的触发条件需要用到相邻编队航天器的实时状态信息，这使得编队航天器需要与相邻编队航天器进行连续通信，占用了过多的通信带宽。
发明内容
为解决上述现有技术中存在的部分或全部技术问题，本发明提供一种基于事件触发的航天器编队姿态协同控制方法。
本发明的技术方案如下：
提供了一种基于事件触发的航天器编队姿态协同控制方法，所述方法包括：
建立考虑外部扰动和模型不确定性的航天器编队系统姿态动力学模型；
根据编队航天器的姿态和角速度信息、以及编队航天器之间的通信关系，设定用于表示航天器编队系统的协同误差辅助变量；
根据协同误差辅助变量，设定测量误差变量；
根据协同误差辅助变量和测量误差变量，确定事件触发姿态协同控制律和事件触发条件；
根据事件触发姿态协同控制律控制编队航天器的姿态和角速度，并判断事件触发条件是否满足，若是，则更新编队航天器对应的事件触发姿态协同控制律，并将编队航天器的状态信息发送给相邻编队航天器。
在一些可能的实现方式中，建立如下的考虑外部扰动和模型不确定性的航天器编队系统姿态动力学模型：
Figure BDA0003865680550000021
其中，I3表示3×3维单位矩阵，
Figure BDA0003865680550000022
表示由修正罗德里格斯参数描述的第i个编队航天器的姿态，
Figure BDA0003865680550000023
表示σi的导数，
Figure BDA0003865680550000024
表示第i个编队航天器在本体坐标系下的角速度，
Figure BDA0003865680550000025
表示ωi的导数，
Figure BDA0003865680550000026
表示第i个编队航天器的惯性矩阵，
Figure BDA0003865680550000027
表示第i个编队航天器的控制输入，
Figure BDA0003865680550000028
表示第i个编队航天器对应的包括外部扰动和模型不确定性在内的广义扰动，||·||表示2-范数，对于三维向量
Figure BDA0003865680550000029
Figure BDA00038656805500000212
表示x对应的斜对称矩阵，定义为
Figure BDA00038656805500000210
Figure BDA00038656805500000211
表示实数集。
在一些可能的实现方式中，设定如下的协同误差辅助变量：
Figure BDA0003865680550000031
Figure BDA0003865680550000032
Figure BDA0003865680550000033
si＝r1e1i+e2i
Figure BDA0003865680550000034
Figure BDA0003865680550000035
Figure BDA0003865680550000036
Figure BDA0003865680550000037
其中，e1i、e2i、e3i、si、χ1i、χ2i、χ3i和
Figure BDA0003865680550000038
均为协同误差辅助变量，n表示编队航天器数量，σj表示由修正罗德里格斯参数描述的第j个编队航天器的姿态，
Figure BDA0003865680550000039
表示σj的导数，ωj表示第j个编队航天器在本体坐标系下的角速度，
Figure BDA00038656805500000310
表示ωj的导数，r1为正常数，σd和ωd分别表示编队航天器的期望姿态和期望角速度，
Figure BDA00038656805500000311
表示σd的导数，aij表示邻接矩阵A的第i行、第j列的元素，邻接矩阵A用于表示各编队航天器间的通信连通情况，若第i个编队航天器能够接收第j个编队航天器的信息，则aij＞0，否则aij＝0，bi表示向量B的第i个元素，向量B用于描述各个编队航天器能否获得期望信息，若第i个编队航天器能获得期望信息，则bi＝1，否则bi＝0，
Figure BDA00038656805500000314
表示第j个编队航天器的当前触发时刻，
Figure BDA00038656805500000312
表示在触发时刻
Figure BDA00038656805500000313
下的由修正罗德里格斯参数描述的第j个编队航天器的姿态，
Figure BDA0003865680550000041
表示
Figure BDA0003865680550000042
的导数，
Figure BDA0003865680550000043
表示在触发时刻
Figure BDA0003865680550000044
下的第j个编队航天器在本体坐标系下的角速度。
在一些可能的实现方式中，设定如下的测量误差变量：
Figure BDA0003865680550000045
Figure BDA0003865680550000046
Figure BDA0003865680550000047
Figure BDA0003865680550000048
Figure BDA0003865680550000049
Figure BDA00038656805500000410
其中，
Figure BDA00038656805500000411
和
Figure BDA00038656805500000412
均为测量误差变量，
Figure BDA00038656805500000413
表示第i个编队航天器的当前触发时刻，
Figure BDA00038656805500000414
表示在触发时刻
Figure BDA00038656805500000415
下的由修正罗德里格斯参数描述的第i个编队航天器的姿态，
Figure BDA00038656805500000416
表示在触发时刻
Figure BDA00038656805500000417
下的第i个编队航天器在本体坐标系下的角速度，
Figure BDA00038656805500000418
表示在触发时刻
Figure BDA00038656805500000419
下的第i个编队航天器对应的协同误差辅助变量
Figure BDA00038656805500000420
表示在触发时刻
Figure BDA00038656805500000421
下的第i个编队航天器对应的协同误差辅助变量χ3i，
Figure BDA00038656805500000422
在一些可能的实现方式中，事件触发姿态协同控制律为：
Figure BDA00038656805500000423
其中，
Figure BDA00038656805500000424
Figure BDA00038656805500000425
Figure BDA00038656805500000426
Figure BDA0003865680550000051
ki＝k0+r1||Ji||+n+1
βi＝(n+1)(δ2||Ji||+ρmax)
Figure BDA0003865680550000052
ui表示第i个编队航天器的控制输入，ε1、ε2、r2、r3、k0和
Figure BDA0003865680550000053
均为正常数，ρmax、δ2、δ3和δ4分别为广义扰动、广义角加速度、姿态测量误差、以及角速度测量误差的上界，
Figure BDA0003865680550000054
和
Figure BDA0003865680550000055
为自适应更新变量，
Figure BDA0003865680550000056
和
Figure BDA0003865680550000057
的初始值预先设定，sgn(·)表示标准符号函数。
在一些可能的实现方式中，
事件触发条件为：
Fi≥0
其中，
Figure BDA0003865680550000058
本发明技术方案的主要优点如下：
本发明的基于事件触发的航天器编队姿态协同控制方法利用自适应控制和滑模控制技术处理编队航天器受到的扰动和不确定性，能够提高控制系统的收敛精度和鲁棒性；同时，姿态协同控制只需要用到相邻编队航天器在其触发时刻的状态信息，能够避免编队航天器间的连续通信，有效地节约航天器编队系统的通信资源，降低编队系统的通信负担；并且，编队航天器仅在触发条件满足时才更新自身控制器，能够显著降低控制器的更新频率。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为本发明一实施例的基于事件触发的航天器编队姿态协同控制方法的流程图；
图2为本发明示例1中航天器编队系统的通信拓扑结构示意图；
图3为本发明示例1中编队航天器的姿态误差仿真结果示意图；
图4为本发明示例1中编队航天器的角速度误差仿真结果示意图；
图5a、图5b、图5c、和图5d分别为本发明示例1中第1个编队航天器至第4个编队航天器的控制输入示意图；
图6a、图6b、图6c、和图6d分别为本发明示例1中第1个编队航天器至第4个编队航天器的触发间隔示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明具体实施例及相应的附图对本发明技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
以下结合附图，详细说明本发明实施例提供的技术方案。
参考图1，本发明一实施例提供了一种基于事件触发的航天器编队姿态协同控制方法，该方法包括以下步骤S1-S5：
步骤S1，建立考虑外部扰动和模型不确定性的航天器编队系统姿态动力学模型；
本发明一实施例中，针对航天器编队中的第i个编队航天器，建立如下的考虑外部扰动和模型不确定性的航天器编队系统姿态动力学模型：
Figure BDA0003865680550000061
其中，I3表示3×3维单位矩阵，
Figure BDA0003865680550000062
表示由修正罗德里格斯参数描述的第i个编队航天器的姿态，σix,σiy,σiz分别表示σi在坐标系x轴、y轴和z轴下的分量，
Figure BDA0003865680550000063
表示σi的导数，
Figure BDA0003865680550000064
表示第i个编队航天器在本体坐标系下的角速度，ωix,ωiy,ωiz分别表示ωi在坐标系x轴、y轴和z轴下的分量，
Figure BDA0003865680550000065
表示ωi的导数，
Figure BDA0003865680550000066
表示第i个编队航天器的惯性矩阵，
Figure BDA0003865680550000067
表示第i个编队航天器的控制输入，
Figure BDA0003865680550000068
表示第i个编队航天器对应的包括外部扰动和模型不确定性在内的广义扰动，||·||表示2-范数，对于三维向量
Figure BDA0003865680550000071
Figure BDA00038656805500000712
表示x对应的斜对称矩阵，定义为
Figure BDA0003865680550000072
Figure BDA00038656805500000711
表示实数集。
参照上述建立的第i个编队航天器对应的航天器编队系统姿态动力学模型，针对航天器编队中的每个编队航天器，均可建立对应的航天器编队系统姿态动力学模型。
步骤S2，根据编队航天器的姿态和角速度信息、以及编队航天器之间的通信关系，设定用于表示航天器编队系统的协同误差辅助变量；
本发明一实施例中，针对航天器编队中的第i个编队航天器，根据编队航天器的姿态和角速度信息、以及编队航天器之间的通信关系，可以设定如下的用于表示航天器编队系统的协同误差辅助变量：
Figure BDA0003865680550000073
Figure BDA0003865680550000074
Figure BDA0003865680550000075
si＝r1e1i+e2i
Figure BDA0003865680550000076
Figure BDA0003865680550000077
Figure BDA0003865680550000078
Figure BDA0003865680550000079
其中，e1i、e2i、e3i、si、χ1i、χ2i、χ3i和
Figure BDA00038656805500000710
表示第i个编队航天器对应的协同误差辅助变量，n表示编队航天器数量，σj表示由修正罗德里格斯参数描述的第j个编队航天器的姿态，
Figure BDA0003865680550000081
表示σj的导数，ωj表示第j个编队航天器在本体坐标系下的角速度，
Figure BDA0003865680550000082
表示ωj的导数，r1为正常数，σd和ωd分别表示编队航天器的期望姿态和期望角速度，
Figure BDA0003865680550000083
表示σd的导数，aij表示邻接矩阵A的第i行、第j列的元素，bi表示向量B的第i个元素，
Figure BDA0003865680550000084
表示第j个编队航天器的当前触发时刻，
Figure BDA0003865680550000085
表示在触发时刻
Figure BDA0003865680550000086
下的由修正罗德里格斯参数描述的第j个编队航天器的姿态，
Figure BDA0003865680550000087
表示
Figure BDA0003865680550000088
的导数，
Figure BDA0003865680550000089
表示在触发时刻
Figure BDA00038656805500000810
下的第j个编队航天器在本体坐标系下的角速度。
本发明一实施例中，邻接矩阵A根据航天器编队中各编队航天器间的通信连通关系进行确定，用于表示各个编队航天器的通信连通情况，其中，若第i个编队航天器能够接收第j个编队航天器的信息，则aij＞0，否则aij＝0。向量B根据航天器编队中各个编队航天器是否能够获得包括期望姿态和/或期望角速度的期望信息进行确定，用于描述各个编队航天器能否获得期望信息，其中，若第i个编队航天器能获得期望信息，则bi＝1，否则bi＝0。
参照上述设定的第i个编队航天器对应的协同误差辅助变量，针对航天器编队中的每个编队航天器，均可设定对应的协同误差辅助变量。
步骤S3，根据协同误差辅助变量，设定测量误差变量；
本发明一实施例中，针对航天器编队中的第i个编队航天器，基于上述具体设定的协同误差辅助变量，设定如下的测量误差变量：
Figure BDA00038656805500000811
Figure BDA00038656805500000812
Figure BDA00038656805500000813
Figure BDA00038656805500000814
Figure BDA00038656805500000815
Figure BDA00038656805500000816
其中，
Figure BDA00038656805500000817
和
Figure BDA00038656805500000818
表示第i个编队航天器对应的测量误差变量，
Figure BDA0003865680550000091
表示第i个编队航天器的当前触发时刻，
Figure BDA0003865680550000092
表示在触发时刻
Figure BDA0003865680550000093
下的由修正罗德里格斯参数描述的第i个编队航天器的姿态，
Figure BDA0003865680550000094
表示在触发时刻
Figure BDA0003865680550000095
下的第i个编队航天器在本体坐标系下的角速度，
Figure BDA0003865680550000096
表示在触发时刻
Figure BDA0003865680550000097
下的第i个编队航天器对应的协同误差辅助变量
Figure BDA0003865680550000098
表示在触发时刻
Figure BDA0003865680550000099
下的第i个编队航天器对应的协同误差辅助变量χ3i，
Figure BDA00038656805500000910
参照上述设定的第i个编队航天器对应的测量误差变量，针对航天器编队中的每个编队航天器，均可设定对应的测量误差变量。
步骤S4，根据协同误差辅助变量和测量误差变量，确定事件触发姿态协同控制律和事件触发条件；
本发明一实施例中，针对航天器编队中的第i个编队航天器，基于上述具体设定的协同误差辅助变量和测量误差变量，事件触发姿态协同控制律设计为：
Figure BDA00038656805500000911
其中，
Figure BDA00038656805500000912
Figure BDA00038656805500000913
Figure BDA00038656805500000914
Figure BDA00038656805500000915
ki＝k0+r1||Ji||+n+1
βi＝(n+1)(δ2||Ji||+ρmax)
Figure BDA00038656805500000916
ui表示第i个编队航天器的控制输入，ε1、ε2、r2、r3、k0和
Figure BDA00038656805500000917
均为正常数，ρmax、δ2、δ3和δ4分别为广义扰动(ρ)、广义角加速度(
Figure BDA00038656805500000918
及
Figure BDA00038656805500000919
)、姿态测量误差(
Figure BDA00038656805500000920
)、以及角速度测量误差(
Figure BDA0003865680550000101
及
Figure BDA0003865680550000102
)的上界，
Figure BDA0003865680550000103
和
Figure BDA0003865680550000104
为自适应更新变量，
Figure BDA0003865680550000105
和
Figure BDA0003865680550000106
的初始值预先设定，sgn(·)表示标准符号函数，对于任意向量
Figure BDA0003865680550000107
Figure BDA0003865680550000108
参照上述确定的第i个编队航天器对应的事件触发姿态协同控制律，针对航天器编队中的每个编队航天器，均可确定其对应的事件触发姿态协同控制律。
进一步地，本发明一实施例中，针对航天器编队中的第i个编队航天器，事件触发条件设置为：
Fi≥0
其中，
Figure BDA0003865680550000109
进一步地，基于上述设置的事件触发条件，第i个编队航天器的下一触发时刻可以利用以下事件触发函数进行确定：
Figure BDA00038656805500001010
其中，
Figure BDA00038656805500001011
表示Fi≥0且
Figure BDA00038656805500001012
时t的下界。
参照上述确定的第i个编队航天器对应的事件触发条件和事件触发函数，针对航天器编队中的每个编队航天器，均可确定其对应的事件触发条件和事件触发函数。
步骤S5，根据事件触发姿态协同控制律控制编队航天器的姿态和角速度，并判断事件触发条件是否满足，若是，则更新编队航天器对应的事件触发姿态协同控制律，并将编队航天器的状态信息发送给相邻编队航天器。
具体地，根据确定的事件触发姿态协同控制律设计相应的姿态协同控制器，利用姿态协同控制器实时控制编队航天器的姿态和角速度，并实时判断事件触发条件是否满足，即是否达到下一触发时刻，若是，则更新编队航天器对应的事件触发姿态协同控制律，即更新相应的姿态协同控制器，并将编队航天器的实时状态信息发送给相邻编队航天器。
其中，针对航天器编队中的每一个编队航天器，均采用上述方式进行控制。
本发明一实施例提供的基于事件触发的航天器编队姿态协同控制方法利用自适应控制和滑模控制技术处理编队航天器受到的扰动和不确定性，能够提高控制系统的收敛精度和鲁棒性；同时，姿态协同控制只需要用到相邻编队航天器在其触发时刻的状态信息，能够避免编队航天器间的连续通信，有效地节约航天器编队系统的通信资源，降低编队系统的通信负担；并且，编队航天器仅在触发条件满足时才更新自身控制器，能够显著降低控制器的更新频率。
以下结合具体示例，对本发明一实施例提供的基于事件触发的航天器编队姿态协同控制方法的有益效果进行说明。
参考图2，以一个由4个航天器组成的航天器编队系统为例，根据图2所示的编队航天器间的通信关系，该航天器编队系统对应的邻接矩阵A和向量B可以为：
Figure BDA0003865680550000111
进一步，在该示例中，相应的参数设置如下：
惯性矩阵设为：
J1＝[10.2,0.1,0.1；0.1,10.3,0.2；0.1,0.2,9.8]kg·m2
J2＝[8.9,0.2,0.1；0.2,9.4,0.2；0.1,0.2,10]kg·m2
J3＝[9.9,0.2,0.2；0.2,9.8,0.1；0.2,0.1,10.5]kg·m2
J4＝[8.8,0.1,0.2；0.1,9.6,0.1；0.2,0.1,10.1]kg·m2
等效干扰力矩设为：
ρ1＝[2sin(0.1t),2sin(0.2t),cos(0.2t)]T×10-3Nm
ρ2＝[3sin(0.2t),2cos(0.3t),2sin(0.1t)]T×10-3Nm
ρ3＝[cos(0.2t),2cos(0.1t),sin(0.1t)]T×10-3Nm
ρ4＝[2cos(0.1t),sin(0.2t),sin(0.2t)]T×10-3Nm
期望姿态设为：
σd＝0.001×[3sin(0.2t),2sin(0.1t),-cos(0.1t)]T
t为时间变量；
航天器编队系统的初始状态为σ1(0)＝[0.3,-0.1,0.2]T，σ2(0)＝[0.1,0.2,0.3]T，σ3(0)＝[0.3,-0.2,-0.1]T，σ4(0)＝[0.1,0.4,-0.3]T，ω1(0)＝[0.05,0.1,0.05]Trad/s，ω2(0)＝[-0.03,0.04,0.04]Trad/s，ω3(0)＝[-0.05,0.03,0.02]Trad/s，ω4(0)＝[0.03,-0.04,-0.04]Trad/s；
控制力矩幅值设为：|uij|≤0.2Nm，其中j＝x,y,z；
事件触发姿态协同控制器的参数设为：k0＝1，r1＝0.7，r2＝0.5，r3＝0.05，ε1＝0.5，ε2＝0.1，δ2＝0.1，δ3＝1，δ4＝1，ρmax＝0.1和
Figure BDA0003865680550000121
自适应更新变量的初始值设为：
Figure BDA0003865680550000122
和
Figure BDA0003865680550000123
此外，为避免抖振，采用饱和函数sat(·)替换上述的符号函数sgn(·)，其中饱和函数定义如下：
Figure BDA0003865680550000124
在仿真中，ψ＝1。
进一步地，基于上述设定的航天器编队系统、参数及仿真条件进行仿真试验，获取相应的仿真结果。
该示例中，最终得到的姿态误差和角速度误差的仿真曲线分别如图3和图4所示，根据附图所示的仿真结果可知，在本发明设计的事件触发姿态协同控制器的作用下，系统状态误差能够在40秒内协同收敛到原点附近。
进一步地，4个编队航天器的控制输入曲线如图5a-图5d所示，4个编队航天器的触发时刻和触发间隔如图6a-图6d所示。根据附图可以看出，事件触发姿态协同控制器在初始阶段快速更新以实现姿态协同，当控制系统稳定后，控制器缓慢更新以节约编队系统资源。
其中，控制系统稳定后的触发间隔详细情况如以下表1所示，与相应的固定频率为10Hz的时间触发控制器相比，本发明设计的事件触发姿态协同控制器可以节约90％以上的通信资源。
表1触发间隔(40-200s)
航天器1 航天器2 航天器3 航天器4
触发次数 123 95 130 97
最小触发间隔 0.01s 0.42s 0.11s 0.20s
平均触发间隔 1.30s 1.69s 1.23s 1.62s
最大触发间隔 7.41s 16.10s 9.87s 9.59s
降低率 92.3％ 94.1％ 91.9％ 93.9％
可见，本发明一实施例提供的基于事件触发的航天器编队姿态协同控制方法能够在保证编队系统具有良好控制性能的同时显著节约编队系统的能源、通信和计算资源。
需要说明的是，在本文中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。此外，本文中“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”均以附图中表示的放置状态为参照。
最后应说明的是：以上实施例仅用于说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (6)

1.一种基于事件触发的航天器编队姿态协同控制方法，其特征在于，包括：
建立考虑外部扰动和模型不确定性的航天器编队系统姿态动力学模型；
根据编队航天器的姿态和角速度信息、以及编队航天器之间的通信关系，设定用于表示航天器编队系统的协同误差辅助变量；
根据协同误差辅助变量，设定测量误差变量；
根据协同误差辅助变量和测量误差变量，确定事件触发姿态协同控制律和事件触发条件；
根据事件触发姿态协同控制律控制编队航天器的姿态和角速度，并判断事件触发条件是否满足，若是，则更新编队航天器对应的事件触发姿态协同控制律，并将编队航天器的状态信息发送给相邻编队航天器。
2.根据权利要求1所述的基于事件触发的航天器编队姿态协同控制方法，其特征在于，建立如下的考虑外部扰动和模型不确定性的航天器编队系统姿态动力学模型：
Figure FDA0003865680540000011
其中，I3表示3×3维单位矩阵，
Figure FDA0003865680540000012
表示由修正罗德里格斯参数描述的第i个编队航天器的姿态，
Figure FDA0003865680540000013
表示σi的导数，
Figure FDA0003865680540000014
表示第i个编队航天器在本体坐标系下的角速度，
Figure FDA00038656805400000113
表示ωi的导数，
Figure FDA0003865680540000015
表示第i个编队航天器的惯性矩阵，
Figure FDA0003865680540000016
表示第i个编队航天器的控制输入，
Figure FDA0003865680540000017
表示第i个编队航天器对应的包括外部扰动和模型不确定性在内的广义扰动，||·||表示2-范数，对于三维向量
Figure FDA0003865680540000018
Figure FDA0003865680540000019
表示x对应的斜对称矩阵，定义为
Figure FDA00038656805400000110
Figure FDA00038656805400000111
表示实数集。
3.根据权利要求2所述的基于事件触发的航天器编队姿态协同控制方法，其特征在于，设定如下的协同误差辅助变量：
Figure FDA00038656805400000112
Figure FDA0003865680540000021
Figure FDA0003865680540000022
si＝r1e1i+e2i
Figure FDA0003865680540000023
Figure FDA0003865680540000024
Figure FDA0003865680540000025
Figure FDA0003865680540000026
其中，e1i、e2i、e3i、si、χ1i、χ2i、χ3i和
Figure FDA0003865680540000027
均为协同误差辅助变量，n表示编队航天器数量，σj表示由修正罗德里格斯参数描述的第j个编队航天器的姿态，
Figure FDA0003865680540000028
表示σj的导数，ωj表示第j个编队航天器在本体坐标系下的角速度，
Figure FDA0003865680540000029
表示ωj的导数，r1为正常数，σd和ωd分别表示编队航天器的期望姿态和期望角速度，
Figure FDA00038656805400000210
表示σd的导数，aij表示邻接矩阵A的第i行、第j列的元素，邻接矩阵A用于表示各编队航天器间的通信连通情况，若第i个编队航天器能够接收第j个编队航天器的信息，则aij＞0，否则aij＝0，bi表示向量B的第i个元素，向量B用于描述各个编队航天器能否获得期望信息，若第i个编队航天器能获得期望信息，则bi＝1，否则bi＝0，
Figure FDA00038656805400000211
表示第j个编队航天器的当前触发时刻，
Figure FDA00038656805400000212
表示在触发时刻
Figure FDA00038656805400000213
下的由修正罗德里格斯参数描述的第j个编队航天器的姿态，
Figure FDA00038656805400000214
表示
Figure FDA00038656805400000215
的导数，
Figure FDA00038656805400000216
表示在触发时刻
Figure FDA00038656805400000217
下的第j个编队航天器在本体坐标系下的角速度。
4.根据权利要求3所述的基于事件触发的航天器编队姿态协同控制方法，其特征在于，设定如下的测量误差变量：
Figure FDA00038656805400000218
Figure FDA0003865680540000031
Figure FDA0003865680540000032
Figure FDA0003865680540000033
Figure FDA0003865680540000034
Figure FDA0003865680540000035
其中，
Figure FDA0003865680540000036
和
Figure FDA0003865680540000037
均为测量误差变量，
Figure FDA0003865680540000038
表示第i个编队航天器的当前触发时刻，
Figure FDA0003865680540000039
表示在触发时刻
Figure FDA00038656805400000310
下的由修正罗德里格斯参数描述的第i个编队航天器的姿态，
Figure FDA00038656805400000311
表示在触发时刻
Figure FDA00038656805400000312
下的第i个编队航天器在本体坐标系下的角速度，
Figure FDA00038656805400000313
表示在触发时刻
Figure FDA00038656805400000314
下的第i个编队航天器对应的协同误差辅助变量
Figure FDA00038656805400000315
Figure FDA00038656805400000316
表示在触发时刻
Figure FDA00038656805400000317
下的第i个编队航天器对应的协同误差辅助变量χ3i，
Figure FDA00038656805400000318
Figure FDA00038656805400000319
5.根据权利要求4所述的基于事件触发的航天器编队姿态协同控制方法，其特征在于，事件触发姿态协同控制律为：
Figure FDA00038656805400000320
其中，
Figure FDA00038656805400000321
Figure FDA00038656805400000322
Figure FDA00038656805400000323
Figure FDA00038656805400000324
ki＝k0+r1||Ji||+n+1
βi＝(n+1)(δ2||Ji||+ρmax)
Figure FDA00038656805400000325
ui表示第i个编队航天器的控制输入，ε1、ε2、r2、r3、k0和
Figure FDA0003865680540000046
均为正常数，ρmax、δ2、δ3和δ4分别为广义扰动、广义角加速度、姿态测量误差、以及角速度测量误差的上界，
Figure FDA0003865680540000041
和
Figure FDA0003865680540000042
为自适应更新变量，
Figure FDA0003865680540000043
和
Figure FDA0003865680540000044
的初始值预先设定，sgn(·)表示标准符号函数。
6.根据权利要求5所述的基于事件触发的航天器编队姿态协同控制方法，其特征在于，事件触发条件为：
Fi≥0
其中，
Figure FDA0003865680540000045
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN116466735A (zh) * 2023-06-12 2023-07-21 中南大学 一种航天器编队姿态定向协同控制方法及相关设备
CN117852319A (zh) * 2024-03-07 2024-04-09 中国人民解放军国防科技大学 用于天地基态势感知系统的空间目标可见性判断方法
CN117852319B (zh) * 2024-03-07 2024-05-17 中国人民解放军国防科技大学 用于天地基态势感知系统的空间目标可见性判断方法

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