[发明专利]一种航天器编队位置协同控制方法

说明书

一种航天器编队位置协同控制方法，针对主从式航天器编队位置协同系统，设计事件触发机制，形成非周期的基于事件触发机制的控制方法，以减少机载微处理器执行控制方法的频率，减少其计算量，针对实际系统中存在外部扰动和状态时滞情况，构造H_∞鲁棒性能指标，结合LMI方法确定控制器和触发机制的参数，以抑制外扰和时滞的不利影响，确保系统在非周期控制下的鲁棒有界稳定，从而实现快速准确的相对位置控制。

技术领域

本发明涉及控制系统的时滞鲁棒非周期控制技术领域，尤其涉及一种基于事件触发的航天器编队位置协同控制方法。

背景技术

航天器编队飞行因其结构灵活、功能强大、可靠性高、生命周期长及发射风险低等优点，已经成为航天控制领域近年来研究的热点。航天器编队飞行中，多个航天器之间形成特定的编队构型，通过星间信息交互，相互作用，协同工作，以类似一个虚拟单体航天器的方式来完成空间任务。整个编队系统在执行一些复杂的编队任务时，例如深空干涉仪、合成孔径雷达等，要求编队中的各个航天器不仅达到整个编队的轨道要求(绝对期望轨道)，同时要求各航天器间的相对位置满足一定的约束，达到指定的一致性要求(如构型不变等)，由此便涉及分布式系统的位置协同控制问题。

但是航天器编队位置控制系统存在参数不确定性的动力学特征，且在实际使用时还会受到外部的扰动，信号传输的时延，以及执行器故障等影响。

发明内容

本发明提供一种航天器编队位置协同控制方法，减少了机载微处理器的计算量和通讯频率，克服了系统中存在的状态时滞和外部扰动影响，确保系统在非周期控制下的鲁棒有界稳定，并快速准确的实现位置协同。

为了达到上述目的，本发明提供一种航天器编队位置协同控制方法，包含以下步骤：

步骤S1、确定含有外部扰动和状态时滞的主从式航天器编队位置协同控制系统模型；

步骤S2、构造包含状态时滞和外扰的相对位置动态方程；

步骤S3、构造事件触发机制；

步骤S4、建立基于事件触发机制的控制系统；

步骤S5、构造H_∞鲁棒性能指标；

步骤S6、采用线性矩阵不等式确定控制器和触发机制参数；

步骤S7、确定第i颗从星的控制器参数和事件触发机制参数Φ，从而得到含i颗从星的主从式航天器编队位置协同控制方法，在通信时滞和外部扰动情况，实现高精度的航天器编队位置协同。

所述的步骤S1中，根据假设条件及动力学原理，确定主从式航天器相对位置的动力学模型为式(1)：

其中，ω_o表示主航天器的轨道角速度，m_fi(i＝1,2,...,n)为第i颗从星航天器质量，X_i，Y_i，Z_i是从航天器在主航天器轨道坐标系的坐标分量，u_fxi，u_fyi，u_fzi分别为第i颗从星各坐标轴方向的控制力；

假设条件包含：从航天器在飞行期间的质量保持不变；主航天器进行理想控制，即假设轨道控制力恰好抵消外来干扰力的作用；主航天器沿正圆轨道运行；主星与从星相对距离小于50km；

根据式(1)，建立航天器相对位置状态空间方程为式(2)：

其中，三轴方向的位置和速度设为状态变量，即