CN117193356A - 基于分布式状态观测器的航天器编队预设时间预设精度的姿态协同控制方法及其控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了基于分布式状态观测器的航天器编队预设时间预设精度的姿态协同控制方法及其控制系统。首先基于时间转换函数，构造各跟随航天器对领航航天器姿态及角速度信息的分布式预设时间状态观测器；然后基于此观测器估计获得的领航航天器的姿态信息，考虑扰动力矩上界未知，采用自适应技术对其进行补偿，设计了基于一个新型性能函数的预设时间预设精度的姿态协同控制算法；实现有领航星的航天器编队的预设时间预设精度的姿态协同控制。本发明用以解决刚体航天器编队的快速高精度总体协调控制问题。

Description

基于分布式状态观测器的航天器编队预设时间预设精度的姿 态协同控制方法及其控制系统

技术领域

本发明属于航天领域，具体涉及一种基于分布式状态观测器的航天器编队预设时间预设精度的姿态协同控制方法及其控制系统。

背景技术

一组小卫星编队可以完成单颗大卫星难以完成的复杂任务，在过去的二十年里，基于图论的航天器编队的姿态协同控制问题因其广泛的潜在应用价值引起了研究人员的广泛关注。需要进行姿态协同控制的航天器编队可以分为有领航星和无领航星两种情形。对于有领航星的星群姿态协同控制问题，有两种可行的控制方案。一种是基于各星间的姿态和角速度误差的反馈值构造控制器，另一种是各跟随星通过分布式状态观测器对领航星的姿态及角速度信息进行实时估计，然后对估计值进行姿态跟踪。

传统非线性控制方法理论上所需的收敛时间往往是无穷大的，而工程应用中对姿态误差的收敛时间往往是有要求的，因而这些方法的实用性受到了一定限制。为增强控制器的实用性，有限时间控制是一种有效的控制方法，它可以保证系统在不大于某确定值的时间内完成收敛，但是此收敛时间上界与初始条件直接相关。相比之下，固定时间控制的收敛时间上界仅由控制器本身的参数决定，与初始条件无关，可以使设计者在设计控制器的时候摆脱初始条件对于如何设置控制器参数的困扰。但是，传统固定时间控制的一个主要缺点是收敛时间上界往往与控制器的多个参数存在比较复杂的等式关系。给定要求的收敛时间以后，如何确定各个控制参数的值是一个比较困难的问题。而作为固定时间控制的一种特殊形式，预设时间控制的收敛时间上界显式存在于控制器参数当中，设计者可以根据实际需要很方便地对其进行设置，因而成为当下的一个热门研究方向。

目前，常用的预设时间控制技术包括终端滑模、性能函数和时域转换。第一种方法基于现有预设时间数学理论，构造终端滑模及控制器，实现系统的预设时间控制。在系统所受扰动上界已知的情况下，第一种方法可以保证系统误差在预设时间内收敛至指定的精度以内，即预设精度；但如果扰动上界未知，则只能保证系统误差在预设时间内收敛至零附近，具体精度未知。相比之下，借助性能函数，可以在扰动上界未知情况下实现系统的预设时间预设精度控制。第三种方法则适合用于构造预设时间状态观测器或者扰动观测器。

发明内容

本发明提供一种基于分布式状态观测器的航天器编队预设时间预设精度的姿态协同控制方法，用以解决刚体航天器编队的快速高精度总体协调控制问题。

本发明提供一种基于分布式状态观测器的航天器编队预设时间预设精度的姿态协同控制系统，用以实现基于分布式状态观测器的航天器编队预设时间预设精度的姿态协同控制方法。

本发明通过以下技术方案实现：

一种基于分布式状态观测器的航天器编队预设时间预设精度的姿态协同控制方法，所述协同控制方法包括，

首先基于时间转换函数，构造各跟随航天器对领航航天器姿态及角速度信息的分布式预设时间状态观测器；

然后基于此观测器估计获得的领航航天器的姿态信息，考虑扰动力矩上界未知，采用自适应技术对其进行补偿，设计了基于一个新型性能函数的预设时间预设精度的姿态协同控制算法；

实现有领航星的航天器编队的预设时间预设精度的姿态协同控制。

假设各航天器间的信息传递是有向的，全体n个跟随航天器组成的系统由一个有向图G＝{V,ε,A}来表示，其中V＝{v₁,...,v_n}表示n个跟随航天器所对应的节点；ε表示图G中所有的有向边集，其中有向边(v_i,v_j)∈ε表示跟随航天器i对跟随航天器j存在信息传递。A＝[a_ij]∈R^n×n表示G的加权邻接矩阵，如果(v_j,v_i)∈ε，则a_ij＞0，否则a_ij＝0；a_ii＝0。将领航航天器的序号记为0，以节点v0表示，其与n个跟随航天器对应的节点共同组成的有向拓扑图记为领航航天器的邻接矩阵为B＝diag{b₁,...,b_n}，若领航航天器对跟随航天器i存在信息传递,则b_i＞0，否则b_i＝0。本发明假设拓扑图/>包含一个有向生成树，以领航航天器为根节点。

进一步的，所述基于时间转换函数，构造各跟随航天器对领航航天器姿态及角速度信息的分布式预设时间状态观测器具体为，

构造如下两个时间转换函数：

t＝θ₀(ρ₀)＝T_p0tanh(ρ₀/T_p0) (1)

t＝θ₁(ρ₁)＝T_p1tanh(ρ₁/T_p1) (2)

其中T_p1＞T_p0，tanh(.)表示双曲正切函数；式(1)和式(2)分别将时间域t∈[0,T_p0)和t∈[0,T_p1)转换为ρ₀∈[0,∞)和ρ₁∈[0,∞)。

进一步的，令x_1i、x_2i分别为跟随航天器i对领航航天器姿态四元数Q₀及其时间导数的估计值，基于式(1)和式(2)时间转换函数，提出分布式预设时间状态观测器形式如下：

其中，

sign(.)是符号函数，k₁、k₀均为大于零的常数，γ是领航航天器姿态四元数的二阶时间导数的模值的上界，满足

其中是表示领航航天器姿态的单位四元数。

进一步的，根据上述状态观测器的估计结果，跟随航天器i可以获得其做姿态机动的期望姿态及时间导数：

相应的期望角速度为

由此，跟随航天器i的姿态和角速度协同误差分别为

ω_ei＝ω_i-C(q_ei0,q_ei)ω_di (7)

其中是表示跟随航天器姿态i的单位四元数，ω_i是跟随航天器i相对惯性坐标系的角速度，对任意三维向量a＝[a₁ a₂ a₃]^T，a^×＝[0 -a₃ a₂；a₃ 0 -a₁；-a₂ a₁0]，

相应的，误差姿态运动学与姿态动力学方程分别为，

其中J_i是跟随航天器i的转动惯量矩阵。

进一步的，所述基于此观测器估计获得各跟随航天器对领航航天器的姿态信息，考虑扰动力矩上界未知，采用自适应技术对其进行补偿，设计一个基于新型性能函数的预设时间预设精度的姿态协同控制算法具体为，

构造如下新型性能函数：

其中ε＞0即为对姿态跟踪误差四元数矢部的三个分量预设的收敛精度。

进一步的，取T_p2＝100，ε＝0.01，

令

构造一个中间变量

针对未知的外部扰动的上界D_i，设计如下自适应规律进行补偿：

其中g＞0。

进一步的，设计如下姿态控制律：

其中a＞0，K∈R^3×3为对称正定矩阵；控制律式(17)需要用到ω_di的时间导数，通过追踪微分器或者高阶滑模微分器获得的值；显然，控制律式(17)是连续的；

在通过观测器式(3)准确获得领航航天器的姿态信息以后，在控制律式(17)作用下，经过预设的T_p2时间以后姿态协同误差的三个分量将保持在指定的精度|q_eik|≤ε(k＝1,2,3)以内。

一种基于分布式状态观测器的航天器编队预设时间预设精度的姿态协同控制系统，所述协同控制系统使用上述基于分布式状态观测器的航天器编队预设时间预设精度的姿态协同控制方法，所述协同控制系统包括，

分布式预设时间状态观测器，基于时间转换函数与各跟随航天器对领航航天器姿态及角速度信息进行构造，可以保证各跟随航天器在指定的时间以内实现对领航航天器姿态及角速度的精确估计；

预设时间预设精度的姿态协同控制模块，基于分布式预设时间状态观测器估计获的领航航天器的姿态信息，考虑扰动力矩上界未知，采用自适应技术对其进行补偿，基于新型性能函数设计预设时间预设精度的姿态协同控制算法；实现有领航星的航天器编队的预设时间预设精度的姿态协同控制。

实现有领航星的航天器编队的预设时间预设精度的姿态协同控制。

一种电子设备，包括处理器、通信接口、存储器和通信总线，其中，处理器，通信接口，存储器通过通信总线完成相互间的通信；

存储器，用于存放计算机程序；

处理器，用于执行存储器上所存放的程序时，实现上述的方法步骤。

一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质内存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述的方法步骤。

本发明的有益效果是：

本发明可确保在航天器编队接收到姿态协同指令后，各跟随航天器与领航航天器的姿态协同误差将在预设时间内收敛到预设精度。

本发明的预设时间与预设精度可由航天任务规定实现。

附图说明

图1是本发明的性能函数及其负值图像示意图。

图2是本发明的方法流程图。

图3是本发明的航天器编队信息交互示意图。

图4是本发明的各跟随航天器对领航航天器姿态四元数的估计误差示意图，其中(a)为跟随航天器1对领航航天器姿态四元数的估计误差示意图，(b)为跟随航天器2对领航航天器姿态四元数的估计误差示意图，(c)为跟随航天器3对领航航天器姿态四元数的估计误差示意图，(d)为跟随航天器4对领航航天器姿态四元数的估计误差示意图。

图5是本发明的各跟随航天器对领航航天器姿态四元数时间导数的估计误差示意图，其中(a)为跟随航天器1对领航航天器姿态四元数时间导数的估计误差示意图，(b)为跟随航天器2对领航航天器姿态四元数时间导数的估计误差示意图，(c)为跟随航天器3对领航航天器姿态四元数时间导数的估计误差示意图，(d)为跟随航天器4对领航航天器姿态四元数时间导数的估计误差示意图。

图6是本发明的各跟随航天器对领航航天器的姿态跟踪(协同)误差示意图，其中(a)为跟随航天器1对领航航天器的姿态跟踪(协同)误差示意图，(b)为跟随航天器2对领航航天器的姿态跟踪(协同)误差示意图，(c)为跟随航天器3领航航天器的姿态跟踪(协同)误差示意图，(d)为跟随航天器4对领航航天器的姿态跟踪(协同)误差示意图。

图7是本发明的各跟随航天器的角速度误差示意图，其中(a)为跟随航天器1对领航航天器的角速度误差示意图，(b)为跟随航天器2对领航航天器的角速度误差示意图，(c)为跟随航天器3对领航航天器的角速度误差示意图，(d)为跟随航天器4对领航航天器的角速度误差示意图。

图8是本发明的各跟随航天器的控制力矩示意图，其中(a)为跟随航天器1的控制力矩示意图，(b)为跟随航天器2的控制力矩示意图，(c)为跟随航天器3的控制力矩示意图，(d)为跟随航天器4的控制力矩示意图。

具体实施方式

以下描述中，为了说明而不是为了限定，提出了诸如特定系统结构、技术之类的具体细节，以便透彻理解本申请实施例。然而，本领域的技术人员应当清楚，在没有这些具体细节的其他实施例中也可以实现本申请。在其它情况下，省略对众所周知的系统、装置、电路以及方法的详细说明，以免不必要的细节妨碍本申请的描述。

应当理解，当在本说明书和所附权利要求书中使用时，术语“包括”指示所描述特征、整体、步骤、操作、元素和/或组件的存在，但并不排除一个或多个其它特征、整体、步骤、操作、元素、组件和/或其集合的存在或添加。

还应当理解，在本申请说明书中所使用的术语仅仅是出于描述特定实施例的目的而并不意在限制本申请。如在本申请说明书和所附权利要求书中所使用的那样，除非上下文清楚地指明其它情况，否则单数形式的“一”、“一个”及“该”意在包括复数形式。

下面结合本申请说明书附图1-8，对本申请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申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，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它实施例，都属于本申请保护的范围。

在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本申请，但是本申请还可以采用其它不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本申请内涵的情况下做类似推广，因此本申请不受下面公开的具体实施例的限制。

实施例1

本发明针对有领航星的情形，采取各跟随星通过分布式状态观测器对领航星的姿态及角速度信息进行实时估计，然后对估计值进行姿态跟踪的方案设计预设时间预设精度的姿态协同控制算法。

假设各航天器间的信息传递是有向的，全体n个跟随航天器组成的系统由一个有向图G＝{V,ε,A}来表示，其中V＝{v₁,...,v_n}表示n个跟随航天器所对应的节点；ε表示图G中所有的有向边集，其中有向边(v_i,v_j)∈ε表示跟随航天器i对跟随航天器j存在信息传递。A＝[a_ij]∈R^n×n表示G的加权邻接矩阵，如果(v_j,v_i)∈ε，则a_ij＞0，否则a_ij＝0；a_ii＝0。将领航航天器的序号记为0，以节点v₀表示，其与n个跟随航天器对应的节点共同组成的有向拓扑图记为领航航天器的邻接矩阵为B＝diag{b₁,...,b_n}，若领航航天器对跟随航天器i存在信息传递,则b_i＞0，否则b_i＝0。本发明假设拓扑图/>包含一个有向生成树，以领航航天器为根节点。

使用单位四元数表征星体的姿态，假设编队中均为刚性航天器，则第i个跟随航天器的姿态动力学模型为：

式中，ω_i为星体的角速度，J_i为星体的转动惯量，τ_i为所施加的控制力矩，d_i为扰动力矩，即为表示跟随航天器i姿态的单位四元数。

一种基于分布式状态观测器的航天器编队预设时间预设精度的姿态协同控制方法，所述协同控制方法包括，

首先基于时间转换函数，构造各跟随航天器对领航航天器姿态及角速度信息的分布式预设时间状态观测器，可以保证各跟随航天器在指定的时间以内实现对领航航天器姿态及角速度的精确估计；

然后基于分布式预设时间状态观测器估计获得的领航航天器的姿态信息，考虑扰动力矩上界未知，采用自适应技术对其进行补偿，设计了基于一个新型性能函数的预设时间预设精度的姿态协同控制算法；

实现有领航星的航天器编队的预设时间预设精度的姿态协同控制。

进一步的，所述基于时间转换函数，构造各跟随航天器对领航航天器姿态及角速度信息的分布式预设时间状态观测器具体为，

构造如下两个时间转换函数：

t＝θ₀(ρ₀)＝T_p0tanh(ρ₀/T_p0) (1)

t＝θ₁(ρ₁)＝T_p1tanh(ρ₁/T_p1) (2)

其中T_p1＞T_p0，tanh(.)表示双曲正切函数；可以看出，上述式(1)和式(2)分别将时间域t∈[0,T_p0)和t∈[0,T_p1)转换为ρ₀∈[0,∞)和ρ₁∈[0,∞)。

进一步的，令x_1i、x_2i分别为跟随航天器i对领航航天器姿态Q₀及其时间导数的估计值，基于式(1)和式(2)时间转换函数，本发明所提分布式预设时间状态观测器形式如下：

其中，

sign(.)是符号函数，k₁、k₀均为大于零的常数，γ是领航航天器姿态四元数的二阶时间导数的模值的上界，满足

其中是表示领航航天器姿态的单位四元数。

进一步的，根据上述状态观测器的估计结果，跟随航天器i可以获得其做姿态机动的期望姿态及时间导数(领航航天器的姿态及时间导数)：

相应的期望角速度为

由此，跟随航天器i的姿态和角速度协同(跟踪)误差分别为

ω_ei＝ω_i-C(q_ei0,q_ei)ω_di (7)

其中相应的，误差姿态运动学与姿态动力学方程分别为

进一步的，所述基于此观测器估计获得各跟随航天器对领航航天器的姿态信息，考虑扰动力矩上界未知，采用自适应技术对其进行补偿，设计一个基于新型性能函数的预设时间预设精度的姿态协同控制算法具体为，

构造如下新型性能函数：

其中ε＞0即为对姿态跟踪误差四元数矢部的三个分量预设的收敛精度；可以看出，此性能函数及其一阶导数均是连续的。

进一步的，取T_p2＝100，ε＝0.01，对应的β(t)与-β(t)的函数图像如图1所示；

令

构造一个中间变量

针对未知的外部扰动的上界D_i，设计如下自适应规律进行补偿：

其中g＞0。

进一步的，在此基础上，设计如下姿态控制律：

其中a＞0，K∈R^3×3为对称正定矩阵；控制律式(17)需要用到ω_di的时间导数，可以通过追踪微分器或者高阶滑模微分器获得的值；显然，控制律式(17)是连续的；

在通过观测器式(3)准确获得领航航天器的姿态信息以后，在控制律式(17)作用下，经过预设的T_p2时间以后姿态协同误差的三个分量将保持在指定的精度|q_eik|≤ε(k＝1,2,3)以内。

本发明通过数值仿真进行验证。现将数值仿真问题、仿真设计过程与仿真结果描述如下，作为本发明的一个实施方式与技术佐证。

数值仿真问题描述

假设星群中包括1颗领航星与4颗跟随星，跟随星的权值邻接矩阵和领航航天器之间的信息传递关系如图3所示：

初始时刻领航航天器的姿态四元数取为Q₀(0)＝[1 0 0 0]^T，整个过程中其角速度为时间的函数：ω₀(t)＝0.05[cos(0.01t) sin(0.01t) cos(0.01t)]^T。观测器参数选择如下：k₀＝1，k₁＝2，γ＝0.03。初始时刻，四颗跟随航天器对领航航天器姿态四元数及其时间导数估计的初始值分别为

x₁₁＝[0.5 0.5 0.5 0.5]^T x₂₁＝[-0.1 0.1 -0.1 0.1]^T

x₁₂＝[0.7303 0.1826 0.3651 0.5477]^T x₂₂＝[-0.175 0.05 0.1 0.15]^T

x₁₃＝[0.3464 0.1155 -0.4619 0.8083]^T x₂₃＝[0.5 0.1 0.4 0]^T

x₁₄＝[0.252 0.8819 -0.378 0.126]^T x₂₄＝[0.05 0.15 0.35 -0.1]^T

记基于上述设定的条件，四颗跟随航天器对领航航天器姿态信息的估计结果如图4、5所示。可以看出，在t≥T_p0＝5s以后对领航航天器姿态四元数的时间导数的估计误差收敛到了零，在t≥T_p1＝10s以后对领航航天器姿态四元数的估计误差亦收敛到了零，预设时间分布式状态观测器的估计效果得到了验证。

利用分布式状态观测器对期望姿态的估计值，对本发明所提姿态协同控制算法进行仿真验证。四颗跟随航天器的转动惯量矩阵选取如下(单位：kg.m²)：

J₁＝[20 2 0.9；2 17 0.5；0.9 0.5 15]J₂＝[22 1 0.9；1 19 0.5；0.9 0.5 15]

J₃＝[18 1 1.5；1 15 0.5；1.5 0.5 17]J₄＝[18 1 1；1 20 0.5；1 0.5 15]

外部扰动力矩设为d_j＝0.05[sin(0.8jt) cos(0.8jt) sin(0.2jt)]^T Nm(j＝1,2,3,4)。控制器参数选择如下：T_p2＝50s，ε＝0.01，a＝0.0001，g＝0.0001。假设从T_p1＝10s机动开始，这一时刻四颗跟随星的角速度均为零，初始姿态则设置如下：

Q₁₀＝[0.7071 0.7071 0.0000 0.0000]^T Q₂₀＝[0.7071 0.0000 0.4243 0.5657]^T

Q₃₀＝[0.9370 0.1562 0.3123 0.0000]^T Q₄₀＝[0.7303 0.1826 -0.3651 0.5477]^T

仿真结果见图6、7、8。由图6、7可见，各跟随航天器的姿态误差大约用了20s的时间便完成了收敛，而经过了T_p2＝50s以后，姿态跟踪误差的收敛精度达到10^-6数量级，远远小于预设值ε＝0.01。上述分析说明本发明通过性能函数构造的预设时间预设精度姿态控制策略是一种比较保守的控制策略，控制器实际的收敛速度和收敛精度均明显优于预设的上界。图8所示为姿态控制过程中四颗跟随星的控制力矩，可以看出整个过程中不存在控制力矩过大的情况，符合我们的预期。

实施例2

一种基于分布式状态观测器的航天器编队预设时间预设精度的姿态协同控制系统，所述协同控制系统使用上述基于分布式状态观测器的航天器编队预设时间预设精度的姿态协同控制方法，所述协同控制系统包括分布式预设时间状态观测器和预设时间预设精度的姿态协同控制模块；

所述分布式预设时间状态观测器，基于时间转换函数与各跟随航天器对领航航天器姿态及角速度信息进行构造，可以保证各跟随航天器在指定的时间以内实现对领航航天器姿态及角速度的精确估计；

所述预设时间预设精度的姿态协同控制模块，基于分布式预设时间状态观测器估计获得的领航航天器的姿态信息，考虑扰动力矩上界未知，采用自适应技术对其进行补偿，基于新型性能函数设计预设时间预设精度的姿态协同控制算法；实现有领航星的航天器编队的预设时间预设精度的姿态协同控制。

实现有领航星的航天器编队的预设时间预设精度的姿态协同控制。

由上可见，本发明实施例通过分布式预设时间状态观测器与预设时间预设精度的姿态协同控制模块，实现有领航星的航天器编队的预设时间预设精度的姿态协同控制，可确保在航天器编队接收到姿态协同指令后，各跟随航天器与领航航天器的姿态协同误差将在预设时间内收敛到预设精度。

实施例3

本发明实施例提供了一种电子设备，该电子设备包括存储器、处理器以及存储在上述存储器中并可在上述处理器上运行的计算机程序，其中，存储器用于存储软件程序以及模块，处理器通过运行存储在存储器的软件程序以及模块，从而执行各种功能应用以及数据处理。存储器和处理器通过总线连接。具体地，处理器通过运行存储在存储器的上述计算机程序时实现上述实施例一中的任一步骤。

应当理解，在本发明实施例中，所称处理器可以是中央处理单元(CentralProcessing Unit，CPU)，该处理器还可以是其他通用处理器、数字信号处理器(DigitalSignal Processor，DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现成可编程门阵列(Field-Programmable GateArray，FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。

存储器可以包括只读存储器、快闪存储器和随机存储器，并向处理器提供指令和数据。存储器的一部分或全部还可以包括非易失性随机存取存储器。

由上可见，本发明实施例提供的电子设备，可通过运行计算机程序实现如实施例一所述的航天器编队预设时间预设精度的姿态协同控制方法，设计一种新的分布式预设时间状态观测器与一种新的预设时间预设精度的姿态协同控制算法，用于有领航星的航天器编队的预设时间预设精度的姿态协同控制，可确保在航天器编队接收到姿态协同指令后，各跟随航天器与领航航天器的姿态协同误差将在预设时间内收敛到预设精度。

应当理解，上述集成的模块/单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读存储介质中。基于这样的理解，本发明实现上述实施例方法中的全部或部分流程，也可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，上述计算机程序可存储于以计算机可读存储介质中，该计算机程序在被处理器执行时，可实现上述各个方法实施例的步骤。其中，上述计算机程序包括计算机程序代码，上述计算机程序代码可以为源代码形式、对象代码形式、可执行文件或某些中间形式等。上述计算机可读介质可以包括：能够携带上述计算机程序代码的任何实体或装置、记录介质、U盘、移动硬盘、磁碟、光盘、计算机存储器、只读存储器(Read-Only Memory，ROM)、随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)、电载波信号、电信信号以及软件分发介质等。需要说明的是，上述计算机可读存储介质包含的内容可以根据司法管辖区内立法和专利实践的要求进行适当的增减。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，仅以上述各功能单元、模块的划分进行举例说明，实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能单元、模块完成，即将上述装置的内部结构划分成不同的功能单元或模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。实施例中的各功能单元、模块可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中，上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。另外，各功能单元、模块的具体名称也只是为了便于相互区分，并不用于限制本发明的保护范围。上述系统中单元、模块的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。

需要说明的是，上述实施例所提供的方法及其细节举例可结合至实施例提供的装置和设备中，相互参照，不再赘述。

本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各实例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、或者计算机软件和电子硬件的结合来实现。这些功能究竟是以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同的方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。

在本发明所提供的实施例中，应该理解到，所揭露的装置/终端设备和方法，可以通过其他的方式实现。例如，以上所描述的装置/设备实施例仅仅是示意性的，例如，上述模块或单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以由另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。

上述实施例仅用以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，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种基于分布式状态观测器的航天器编队预设时间预设精度的姿态协同控制方法，其特征在于，所述协同控制方法包括，

首先基于时间转换函数，构造各跟随航天器对领航航天器姿态及角速度信息的分布式预设时间状态观测器；

然后基于此观测器估计获得的领航航天器的姿态信息，考虑扰动力矩上界未知，采用自适应技术对其进行补偿，设计了基于一个新型性能函数的预设时间预设精度的姿态协同控制算法；

实现有领航星的航天器编队的预设时间预设精度姿态协同控制。

2.根据权利要求1所述一种基于分布式状态观测器的航天器编队预设时间预设精度的姿态协同控制方法，其特征在于，所述基于时间转换函数，构造各跟随航天器对领航航天器姿态及角速度信息的分布式预设时间状态观测器具体为，

构造如下两个时间转换函数：

其中T_p1＞T_p0，tanh(.)表示双曲正切函数；式(1)和式(2)分别将时间域t∈[0,T_p0)和t∈[0,T_p1)转换为ρ₀∈[0,∞)和ρ₁∈[0,∞)。

3.根据权利要求2所述一种基于分布式状态观测器的航天器编队预设时间预设精度姿态协同控制方法，其特征在于，采用单位四元数表示航天器的姿态，令x_1i、x_2i分别为跟随航天器i对领航航天器姿态Q₀及其时间导数的估计值，基于式(1)和式(2)时间转换函数，提出分布式预设时间状态观测器形式如下：

其中，

sign(.)是符号函数，k₁、k₀均为大于零的常数，γ是领航航天器姿态四元数的二阶时间导数的模值的上界，满足

其中是表示领航航天器姿态的单位四元数。

4.根据权利要求3所述一种基于分布式状态观测器的航天器编队预设时间预设精度姿态协同控制方法，其特征在于，根据上述状态观测器的估计结果，跟随航天器i可以获得其做姿态机动的期望姿态及时间导数：

相应的期望角速度为

由此，跟随航天器i的姿态和角速度协同误差分别为

ω_ei＝ω_i-C(q_ei0,q_ei)ω_di (7)

其中，Q_i＝[q_0i q_i ^T]^T是表示跟随航天器姿态i的单位四元数，ω_i是跟随航天器i相对惯性坐标系的角速度，对任意三维向量a＝[a₁ a₂ a₃]^T，a^×＝[0 -a₃ a₂；a₃ 0 -a₁；-a₂ a₁ 0]，

相应的，误差姿态运动学与姿态动力学方程分别为，

其中J_i是跟随航天器i的转动惯量矩阵。

5.根据权利要求1所述一种基于分布式状态观测器的航天器编队预设时间预设精度姿态协同控制方法，其特征在于，所述基于此观测器估计获得的领航航天器的姿态信息，考虑扰动力矩上界未知，采用自适应技术对其进行补偿，设计了基于一个新型性能函数的预设时间预设精度姿态协同控制算法具体为，构造如下新型性能函数：

其中ε＞0即为对姿态跟踪误差四元数矢部的三个分量预设的收敛精度。

6.根据权利要求5所述一种基于分布式状态观测器的航天器编队预设时间预设精度姿态协同控制方法，其特征在于，取T_p2＝100，ε＝0.01，

令

构造一个中间变量

针对未知的外部扰动的上界D_i，设计如下自适应规律进行补偿：

其中g＞0。

7.根据权利要求6所述一种基于分布式状态观测器的航天器编队预设时间预设精度姿态协同控制方法，其特征在于，设计如下姿态控制律：

其中a＞0，K∈R^3×3为对称正定矩阵；控制律式(17)需要用到ω_di的时间导数，通过追踪微分器或者高阶滑模微分器获得的值；显然，控制律式(17)是连续的；

在通过观测器式(3)准确获得领航航天器的姿态信息以后，在控制律式(17)作用下，经过预设的T_p2时间以后姿态协同误差的三个分量将保持在指定的精度|q_eik|≤ε(k＝1,2,3)以内。

8.一种基于分布式状态观测器的航天器编队预设时间预设精度姿态协同控制系统，其特征在于，所述协同控制系统使用如权利要求1-7任一所述基于分布式状态观测器的航天器编队预设时间预设精度姿态协同控制方法，所述协同控制系统包括，

分布式预设时间状态观测器，基于时间转换函数与各跟随航天器对领航航天器姿态及角速度信息进行构造，可以保证各跟随航天器在指定的时间以内实现对领航航天器姿态及角速度的精确估计；

预设时间预设精度的姿态协同控制模块，基于分布式预设时间状态观测器估计获得的领航航天器的姿态信息，考虑扰动力矩上界未知，采用自适应技术对其进行补偿，基于新型性能函数设计预设时间预设精度姿态协同控制算法；实现有领航星的航天器编队的预设时间预设精度姿态协同控制。

实现有领航星的航天器编队的预设时间预设精度姿态协同控制。

9.一种电子设备，其特征在于，包括处理器、通信接口、存储器和通信总线，其中，处理器，通信接口，存储器通过通信总线完成相互间的通信；

存储器，用于存放计算机程序；

处理器，用于执行存储器上所存放的程序时，实现权利要求1-7任一所述的方法步骤。

10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质内存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1-7任一所述的方法步骤。